冲压燃烧室内的燃料扩散性能研究

应用含组分守恒方程的质量平均Navier-Stokes方程和B-L代数湍流模型,本文数值模拟了带支板引射器的模型燃烧室内部的流场结构,对比研究了支板引射器数量以及燃料注入角度对燃料混合性能的影响.在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD和AUSMPW格式,扩散项则采用了二阶中心差分离散.采用流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题,保持了LU-SSOR隐式算法的高效率.研究结果表明,燃料有角度注入及采用多支板构型可提高燃料的混合性能.     

凹回转曲面纤维缠绕架空分析及应用

针对诸如带喷管固体火箭发动机的凹曲面过渡段等负高斯曲率面的缠绕,应用微分几何曲面理论推导出了凹回转曲面的纤维缠绕架空条件及判据,并对不同的过渡段曲线进行了分析,分别给出了判别公式。通过缠绕实验验证了架空判据的正确性和实用性,表明采用单叶双曲面比采用凹圆曲线回转曲面具有更好的缠绕工艺性,且其直纹线的缠绕角恰好为不架空的临界缠绕角;缠绕时,为了保证运动的平稳性,需要剔除奇异点,进行平滑处理。     

空载固体发动机计算与试验模态相关性分析

为了预测空载状态固体火箭发动机动态特性,对其进行了模态试验,并应用MSC.Marc进行了模态计算,然后对比两者的结果,进行了相关性分析和评估。计算得到了发动机250Hz以内的一阶弯曲模态和五阶呼吸模态。试验测得了发动机的三阶呼吸模态和一阶弯曲模态。比较试验测试模态和与之对应的计算模态:固有频率相对误差均在5%以内;振型相关图上的点大都分布在斜率为1(或 1)的直线周围;MAC(模态置信判据)值在0 9左右。说明计算与试验模态有较好的相关性,有限元计算模型比较准确的反映了实际情况。     

金属水反应水冲压发动机系统性能估算

使用金属／水反应燃料是推进水下超高速航行器的最佳途径，分析了单次注水和二次注水的铝／水反应燃料水冲压发动机系统，得出了燃料质量配比、燃烧室温度、燃烧室压强、系统有效推力、效率等关键技术性能指标。指出了二次注水系统的优越性并提出了一种二次注水系统的实施方案。分析结论与实际系统性能指标相吻合，证明了分析的正确性，可以为系统研究提供参考。     

火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型

简述了火箭基组合循环（RBCC）推进系统及相应概念设计模型的发展与不足，并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型，该模型耦合了有限化学反应速率模型，考虑了包括变几何截面积，引射流动、燃料喷注，混合，燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素，并采用变步长半隐式多步龙格－库塔方法进行了数值求解，所得结果与文献提供了实验结果相一致。     

横向互击型层板喷注器的喷雾特性

利用激光粒子动态分析仪 (PDA)对 180°互击型层板式喷注器的喷雾特性进行了试验研究 ,测量了喷雾典型区域的液滴速度、直径、体积通量密度等参数。分析了喷注器的雾化过程和喷雾特点 ,同时重点研究了喷口槽宽、推进剂流道面积比以及推进剂喷注速度比等参数对喷雾特性的影响。试验结果表明 :喷雾沿喷口展向可分为三个明显区域 ,中间区域流量较小但雾化较细 ,从槽两端喷出的液雾流量较大但液滴尺寸较大。对于一定的流道截面比γd 和喷注速度比γv,存在一个最佳的喷嘴槽宽w使雾化质量最优。同时 ,在喷嘴槽宽合适时 ,流道截面比γd 和喷注速度比γv 的适当增大有利于改善雾化     

一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响

应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法，对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。结果发现：提高一次火箭燃烧室工作压强，二次流量增加，系统推力增加，混合效果增强；一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果，但在保证足够一次流量的前提下，方形管道中可以使用锥形一次喷管，不会带来性能上的较大差异；一次火箭喷管数目增加，掺混质量提高；一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量，但会影响掺混效果和一次火箭自身推力；一次喷管面积膨胀比的变化，不会影响二次引入流量．但会改变混合效果。     

某型发动机对畸变进气响应的流动耦合分析

建立了畸变进气下某型双轴发动机高压压气机，扩压器间流动耦合模型，完善了畸变进气对发动机稳定性影响模拟方法。数值模拟结果表明，考虑耦合影响给出的高压压气机出口静压畸变与其总压畸变不仅相位相反，而且随进口总压畸变强度变化而变化。据此所给出的高、低压压气机畸变响应和发动机推力响应特性也与进气道，发动机相容性理论相符合。     

固体火箭燃气射流近场形成与发展的数值模拟

固体火箭武器燃气射流的近场区域存在有复杂的波系，膨胀波、压缩波的混合作用是机-弹、弹-舰相容性研究的重要内容，复杂波系压力、温度场的分布是燃气射流动力冲击和热冲击作用的直接因素。因为这一区域流动的复杂性，使得实验研究非常困难。为此应用数值分析的方法，研究了固体火箭高度欠膨胀燃气射流流场起始冲击波、近场波系的形成及发展。计算结果揭示了近场区域的一些特性，与文献提供的数据较为吻合，为工程应用提供了帮助。     

超燃燃烧室一维流场分析模型的研究

对公开发表的用于超声速燃烧流场分析的几种一维模型进行了研究，指出了其中存在的问题，研究结果表明：基于实验静压数据的一维模型，若不借助必要的流场测量数据或分析结果，或借助于经验性的处理方法，单靠一维假设，无法获得较为完整的一维流场分析结果。改进后的一维模型降低了数据处理过程中的不确定性，提高了对一般情况的适应能力。用编制的计算程序SSC-2对两组典型的超燃燃烧室壁面静压实验数据进行了演算，取得了燃烧室出口总压恢复系数的计算值与测量值基本一致的好结果。