青岛机场一次冷流降雪诱发风切变过程分析

对2004年3月5日青岛机场的冷流降雪诱发风切变进行了诊断分析。分析表明东移入海气旋西北部的东北气流在较强冷平流和高空急流的作用下，在山东半岛地区形成较大范围的阵性降雪，在适宜的动力条件下诱发了强的风切变。     

平板缝隙溅击喷嘴冷流混合特性

作为变推力液体火箭发动机上环形缝隙式喷嘴基本特性研究的一部分,本文研究了溅板的加入,以及溅板几何尺寸的改变对喷雾场冷流混合特性的影响。结果表明,溅板的加入改善了流强与混合比分布。溅击角的增大和合成膜在溅板上撞击线的内移不同程度地提高了E_m值。合理的设计和准确控制喷注参数可以获得满意的流强与混合比分布。     

烟台机场冬季冷流降雪成因浅析及预报方法

引言烟台机场从11月中旬至次年3月中旬为冷流降雪季节。在这个季节里,只要有明显的冷空气活动,就要考虑冷流降雪的可能。影响较大的是2005年12月3日～22     

一种40°撞击角双股自击式喷嘴试验

研究了一种 4 0°撞击角双股自击式喷嘴冷流特性和热试验流量系数。冷流试验以常温水为介质 ,用激光散射测粒仪和探针研究了该喷嘴的雾化质量和流强分布。在 1 35MPa～ 1 75MPa的喷嘴压降下该喷嘴椭圆形喷雾的喷雾锥角为 2 6°～ 38°,流强呈单峰型分布。统计研究了该喷嘴冷试验和在液氧介质下热试验时的喷嘴流量系数 ,流量系数在 0 6～ 0 8之间     

瓦状塞式喷管冷流实验研究

为了掌握瓦状塞式喷管更多的特征，采用空气作为介质，对一瓦状塞式喷管进行了底部限流板、底部二次流及内喷管倾角对性能影响的冷流实验。研究结果表明：在低中空，底部压强一般比环境压强要低；塞式喷管底部加入二次流可以增加底部压强，但底部二次流对性能的影响在1％－2％以内，少量的二次流对增加性能的效果较好，而加入更多的二次流则效果有限；增大内管倾角，可以增大底部压强即增加底部推力，但存在一个最佳倾角，使最大效率最大；本次冷流实验的瓦状塞式喷管最高效率为96％，其高度补偿效果较为明显。     

关于潜入式SRM冷流模拟试验中相似与模拟问题的探讨

评述了目前ＳＲＭ冷流模拟试验技术的发展，并从相似与模化的基本理论出发，探讨了ＳＲＭ喷管潜入段稳态不可压有加质的湍流流场相似准则，并根据该实验的具体特点，提出了以ＣＴ作为选定量来求解其它相似常数的设想。分析表明，用以高压气源作为冷流模拟气源一般只能近似模拟ＳＲＭ喷管潜入段内流场的流动工况，近似模化必须尽量满足Ｒｅ准则。     

气相化学反应与声学振荡的耦合机理数值研究

通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波,并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励;在非线性有限幅值声场中,燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励,反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因,提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。     

三组元喷嘴雾化特性的试验研究

三组元喷嘴是气氢／液氧／煤油火箭发动机的重要部件,对４ 种类型的三组元喷嘴进行了雾化特性试验, 研究了喷嘴的雾化特性随各组元喷注压降的变化规律, 分析了喷嘴结构对雾化性能的影响, 比较了相同工况下单喷嘴和三喷嘴的雾化性能, 进行了三组元工况和双组元工况下的雾化特性试验, 试验结果表明同轴离心内混式喷嘴的雾化性能较好。所得结论对三组元喷嘴和气液同轴式喷嘴的优化设计有重要的参考价值     

喷管潜入段二维两相冷流实验

建立了喷管潜入段二维两相冷流实验设备,进行了相应的实验。实验清晰地显示了在潜入喷管进口背壁凹区旋涡的产生、稳定、消失,以及粒子的冲刷、粘贴、脱落、沉积等反复作用的复杂现象,它们与流动的雷诺数、粒子的含量和尺寸、潜入喷管进口处的形状和潜入深度、背壁型面等因素有关。     

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.