真空小喷管羽流场的Monte Carlo直接模拟

利用直接模拟的Ｍｏｎｔｅ Ｃａｒｌｏ方法数值模拟了真空喷管羽流场，获得了符合规律的数值模拟结果。由于将随机取样频率法用于轴对称问题中，解决了计算机内存和速度上的困难，同时也证明了Ｒ－Ｓ－Ｆ方法的可靠性。     

喷管冷吹风实验的推力架设计

本文介绍了柔性推力架和刚性推力架在喷管风洞实验中的表现.讨论了: 为什么风洞实验中使用柔性推力架达不到推力测量的精度要求?为什么试车台上用柔性推力架又是可行的.通过分析,找到了问题的根源在于风洞实验中用的是气体介质,而试车台上用的介质是液体推进剂.     

固体火箭发动机喷喉结构设计准则的研究

提出了固体火箭发动机喷管喉衬结构综合设计准则──间隙临界值δｋ的概念，详细介绍了该设计准则δｋ的计算公式推导过程及其应用。并通过某固体火箭发动机四种不同技术状态喷喉结构的地面试车得到试验验证。     

硅基内衬喷管扩张段烧蚀和温度场的耦合计算方法

本文叙述固体火箭喷管扩张段硅基内衬烧蚀和温度场的耦合计算方法.烧蚀采用非定常的液体层烧蚀模型;温度场计算采用圆柱坐标系下的一维径向瞬态导热模型,考虑材料在高温下形成的炭化层和热解层,而由烧蚀产生的边界移动问题用坐标变换的方法处理.利用烧蚀和导热计算方程组中二者的结合部,通过充分耦合,获得了更准确的预示计算结果.     

轴对称射流矢量喷管的试验和数值模拟

对基于激波来实现推力矢量的轴对称射流矢量喷管的缩比模型进行了测力和测压试验，用推广到可计算可压缩流的SIMPLE方法其内外流场进行了数值模拟，根据试验和数值模拟结果分析了喷管主流与次流相互作用产生的复杂流场结构、二次流流量和落压比对气动矢量角的影响，在落压比3～6范围内，二次流流量和喷管主流比值增大，气动矢量角增大，两者比值相同时，落压比增大，气动矢量角减小。     

航空发动机双转子系统的拍振分析

 在双转子航空发动机中，由于转子系统不可避免地存在不平衡量，当两个转子的转速比较接近时，发动机会出现拍振现象，拍振将引起振动强度过大问题。对双转子系统的拍振进行了研究，分析了拍振的周期性、信号强度及其反向转子特性，阐明了拍振产生的机理和特征，并采用数值仿真和试验对拍振进行了定量分析和验证。研究表明，拍振与双转子转速差和不平衡量的相位因素有关，当转速差小于工作转速的20%时，双转子系统拍振信号的强度较大。     

两种椭圆型方程求源项方法在喷管内流场网格生成中的应用

用椭圆型方程生成二维网格，发展两种Hilgenstock求源项方法，实现对网格与边界间距及与边界正交的控制。     

变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响

1引言超燃冲压发动机能高速飞行且能利用空气中的氧气作氧化剂,增加了有效载荷,因而备受重视,但它需要在较高的飞行马赫数下才能工作,因此受到较大的限制。由于双模态超燃冲压发动机可以将工作飞行马赫数下限降低至Ma=3,发动机在飞行马赫数Ma=3~6时以亚燃冲压模态工作,在马赫数     

空天飞机喷管的气动设计

本文首先阐述了喷管气动设计在整个空天飞机气动设计中的重要地位，介绍了两种用于空天飞机的二维不对称喷管的无粘流气动设计方法。一种是基于Ｒａｏ的最大推力喷管设计方法，另一种是基于最小长度喷管的设计方法。重点介绍了ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ研究中心固定几何形状的超燃冲压发动机喷管的气动设计。分析了发动机位置、上壁倾角、外罩内侧倾角和外罩长度对飞行器性能的影响，最后，介绍了空天飞机喷管流动的风洞实验和计算流     

一种实有的双涡流器雾化杯的燃油雾化特性

本介绍了一种实有的双涡流器雾化杯的燃油雾化特性试验研究情况.试验在常温压下进行，用Malvern激光粒度仪测量液雾的特性参数。着重研究了空气速度，气油比及不同供油方式对雾化特性的影响。结果表明，液雾平均直径SMD随空气速度的增加而迅速减小，这一影响在诸因素中占有首要位置。气油比大于5时，采用直射式喷嘴与采用离心式喷嘴时的雾化细胞相近：但在富油的小气油比范围内，采用离心式喷嘴时，液雾平均直径SMD较小（比采用直射式喷嘴），对点火较为有利。