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。     

弹体超声速绕流与底喷流干扰流场的数值模拟

利用ＴＶＤ有限体积格式数值模拟了弹体超声速绕流与底喷注相互干扰的复杂流场。采用四步Ｒｕｎｇ－Ｋｕｔｔａ时间推进多步法及“冻结粘性”技术,加速了迭代收敛,节省了计算机时。     

火箭燃气射流温度分布的实验研究

为了优化火箭发射承载设备的设计，使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法，实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明，温度—时间历程曲线中存在若干相对稳定状态，对应于发动机的工作过程的不同阶段，得到了可能发生热损坏的温度分布区域。实验得到的温度分布与理论结构基本相符，与数值模拟存在一定差异。文中简要分析了细丝热电偶的测量误差。     

再入飞行器迎风面边界层转捩的数值预估

基于求解三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,首先数值预估了高超声速三维流动的边界层特性;采用已有的高超声速三维边界层转捩准则,即在转捩位置Ｒｅθ／Ｍｅ＝常数,以及通过修正由ＯＮＥＲＡ提出的代数转捩模型,建立了预估三维边界层转捩的半经验数值技术并应用于三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的求解。利用ＨＡＬＩＳ模型及相关的实验数据,首次进行了在Ｍ∞＝６时不同雷诺数及迎角的验证试验。预估结果表明：在不考虑     

多组分含化学反应火箭燃气射流流场的数值模拟

推导了适合多组分含化学反应火箭燃气射流场对流项的ＴＶＤ数值格式及流动求解的组合格式，给出了某火箭燃气自由射流流场的计算结果。     

欠膨胀火箭多股喷流干扰流场的数值模拟

本文利用高精度的TVD有限体积差分格式,对欠膨胀火箭多股自由喷流的干扰流场进行了数值研究,给出了两股自由射流的干扰流场的复杂激波系结构,包括内、外层反射激波、相交激波等波系结构。数值结果与实验结果较为吻合。     

火箭燃气射流近场噪声特性实验研究

火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一，通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析，得到噪声峰值频率的变化范围，联合时频分析结果表明，同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关，而噪声幅值则依赖于燃烧室压力，实验结果对火箭燃气射流噪声场的预测提供了实验依据。     

反射面式消声器的抑噪机理

通过射击试验测量了反射面式消声器序列柱腔内的压力变化规律，采用ＴＶＤ格式详细地展示了序列柱腔内旋涡流动的数值图像，初步揭示了反射面式消声器的抑噪机理。