固体火箭发动机燃烧热结构与内流场 国防科技重点实验室

由航天科技集团公司第四研究院和西北工业大学联合建设的我国国内固体火箭推进领域第一个国家级重点实验室燃烧热结构与内流场重点实验室于1995年底建成并投入使用。近10年来，该实验室与国内外同行广泛地进行了学术交流，先后开展了345项课题研究，     

考虑间隙内流的二元机翼跨声速气动力分析

基于Navior-Stokes (N-S)方程和Spalart-Allmaras湍流模型,建立了含间隙二元机翼的跨声速绕流场计算模型和间隙内流计算模型.通过FLUENT数值仿真,分析了二元机翼的激波压力分布和马赫数分布,并与风洞试验 结果进行了对比验证.数值结果表明,连通波后高压区和波前低压区的间隙内流会提高机翼绕流场中激波前后的速度梯度和压力梯度.局部间隙内流会对机翼结构带来“向外吸”和“向前顶”的气动载荷作用.     

内流涡控技术--反进气道旋流措施的预研

进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重要扰动参数。在发动机稳定性和性能方面，进气道旋流的效应不可忽视。从飞机总体布局、发动机设计和进气道设计入手，研究了现存战斗机对旋流的防止和反抗措施。     

气力输送管中旋流场的研究

本文试验研究气力输送管路的旋流流场特征。旋流场是由导流叶片所形成。应用五孔感头测定沿程截面内气流的切向角、轴向速度、气流静压和旋流数的分布。研究表明 :由于进料螺旋输送器的作用 ,在一定的导流叶片角条件下存在着双旋流流场。在环形旋流流场条件下管路外环处形成轴向速度较大的气流层 ,而在截面中将形成径向压力梯度场。在旋流场截面中最大旋流数符合简化理论的分析关系。     

出流孔对内流通道壁面换热影响的实验

根据相似理论放大的模型,实验研究了带有出流孔内流通道带孔—侧壁面的对流换热特性。实验采用加热钢带法,主要在主流雷诺数为2.5×104～10×104,出流比为1.0～4.0的范围内,测量了出流孔附近的换热系数分布,重点分析了主流雷诺数和出流比对壁面对流换热的影响规律。实验结果显示出流作用使出流孔下游区域内的换热得到强化。主流雷诺数一定时,随出流比的提高此区域换热强度提高,影响范围也扩大;出流比一定时,不同主流雷诺数下,带出流孔壁面换热强度与不带出流孔壁面换热强度的比值(Nu/Nu0)基本一致,换热被强化的程度无显著变化。     

基于数值模拟的大流量减压器内部流场的特性研究

针对大流量气体减压器,建立了减压器工作过程的二维数学模型,基于成熟软件平台FLU—ENT进行数值仿真,研究了减压器内部稳态流场,发现减压器内存在两种典型的流动状态——超临界流动和亚临界流动,分析了不同流动状态下的流场特征,揭示了减压器内气体流动的内在规律。     

强瞬变空气系统的模块化仿真建模

提出一种针对强瞬变空气系统的模块化建模方法,该方法将空气系统模型分解为由规范接口互联的4类基本元件,并考虑了空气系统强瞬变过程中容腔效应和气体惯性力的耦合影响.基于面向对象的技术开发了仿真程序,并使用公开的数据对模型进行验证.结果表明:该仿真模型能够正确模拟空气系统强瞬变过程中的局部逆流、压力波传导、多容腔耦合振荡等毫秒时间量级物理现象,不仅如此,其模块化的设计特征也为进一步耦合精细的空气系统元件和建立复杂空气系统网络奠定了基础,该模块化仿真方法在航空发动机空气系统的复杂动态响应特性和机理的研究中具有切实应用前景.      

喷管模型试验器六分量天平校准技术

为了提高喷管内流试验台六分量测力天平的静态和动态校准的精度和准度,采用了理论计算与标模试验相结合的方法,开展了天平校准技术研究.对静校的原始数据进行1次项与3次项对比分析,得出了天平在安装、调试阶段的经验模型,重复性标模试验表明完善的数据处理方法可以极大地提高天平动校精度和准度,试验结果与四分量天平比较,证明了天平性能的可靠性以及以喷管落压比为基准修正测力系统附加力、附加力矩的正确性.该六分量天平校准方法可对其他多分量测力系统的校准提供参考.      

固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室

流场诊断研究系统 主要开展火箭发动机流场冷流模拟、喷嘴雾化及相关领域的两相流特性研究。实验系统由三维光纤激光相位多普勒粒子分析仪、气源系统、小型超音速风洞、冷流模拟实验装置及压强与流量测量系统等组成。