固体火箭喷管排气中的粒子分布

1.前言 现代的固体火箭发动机为提高推进剂的能量特性及抑制不稳定燃烧，常常在推进剂中添加金属粉末，最常见的是加金属铝粉。在发动机工作时，铝粉燃烧形成凝聚相的氧化铝粒子。这些粒子在喷管中的流动过程中，温度、速度等方面的变化滞后于燃·气本身的变     

旋涡运动与湍流模型

本文力图将熟知的湍流大涡运动现象与湍流模型理论联系起来以减少模型理论中的经验关系。 在剪切流中以球的流体动力系数,分析确定了涡球的运动,并以此确定剪切流中的湍流剪应力。由此得到了一个二方程模型,方程中仅包含球的流体动力系数。 平板湍流边界层的实例计算表明,计算的速度剖面在整个边界层中都能很好地与实验符合。     

双钟型喷管高度补偿特性的数值分析

针对双钟型喷管流场中存在的激波、激波与附面层相互作用、大尺度分离流动等复杂的物理现象，应用RNGκ-ε湍流模型封闭二维粘性可压缩N-S方程组，采用二阶迎风格式及隐式Gauss-Seidel迭代方法进行耦合求解，对双钟型喷管流场进行数值模拟研究。结果表明，双钟型喷管在低空出现壁面可控流动分离，避免了过膨胀现象，性能优于大面积比钟型喷管；在高空下为完全附着流动，性能优于小面积比钟型喷管，实现了高度补偿特性。     

空腔倾向对泄漏影响的流动分析

给出了前倾斜腔，矩形空腔和后倾斜腔三种结构的四空腔迷密封实验结果。通过数值求解非定常Ｎ－Ｓ方程，预测上述三种结构的单空腔迷宫通道的内部流动，计算结果表明：后倾斜腔结构内部是稳态流动，而对于前斜腔和矩形空腔结构，流动表现为总体结构的基本稳定和局部结构的不稳定，局部不稳定的强弱顺序依次是前倾斜腔，矩形腔和后倾斜腔的迷宫结构。通过分析局部结构不稳定对减小泄漏的作用机制，说明不稳定效应的强弱是造成密封效果     

直接的矩阵分裂计算跨音速喷管流场

给出了分离系数矩阵求解欧拉方程组时系数矩阵的直接分离公式，减少和简化了应用该方法时的矩阵运算，参照Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ显式格式构造与ＳＣＭ方法一致的内点差分格式，并分析了它的数值特性，对有斜激波的跨音速内流场进行了数值仿真。计算中采用变系数的当地时间步长，加快了流场达到的收敛速度，计算无需引入任何人工参数，计算值与实验结果吻合。     

高超音速化学非平衡钝劈绕流数值计算

 自1970年Davis提出粘性激波层方法以来,用数值方法求解高超音速轴对称钝体绕流问题国内外已做了大量工作,但至今仍未见到关于平面问题的计算结果。对于平面问题,虽然方程在形式上比轴对称简单,但由于二维效应,激波层较厚,用文献[2]的方法向下游区推进有困难。另外,在驻点线上采用极限关系式虽能克服方程的奇性,但驻点解对流向步长Δξ有依赖。     

马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析

用 N-S方程和 RNG k-ε紊流模型计算了 RBCC用侧压式高超音速进气道三维内流场 ,重点分析了马赫数对流场的影响。从出口截面上气流参数的均匀程度来看 ,Ma3 时比 Ma6时的更均匀 ;从压缩气流的主要部位来看 ,Ma6情况下在支板前肩点之后到喉部截面之前的这个等宽度收敛通道内 ,而 Ma3 时主要是在前肩点之前的收敛通道内 ;从对气流的压缩程度来看 ,Ma6比 Ma3 更大 ;从唇口激波的强度来看 ,Ma6比 Ma3 更强 ;从进气道的流量捕获率来看 ,Ma6比 Ma3 更高 ;高超音速进气道内靠近侧壁以及侧壁和顶板的角区附近是最有可能出现亚音速的区域。     

轴流压缩机粘性尾迹噪声研究

本文研究了微弯机翼在正弦阵风作用下的脉动升力,并导出计算公式,分析了动、静叶栅几何及气动参数对转子脉动升力及噪声级的影响。