潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N-S方程，固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型，计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术，建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟，计算结果与文献进行比较，符合较好。推广到实际三维装药型面时，发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟，比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化，研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。     

塞式喷管运载器外流干扰冷流试验研究

采用风洞冷流试验方法研究了使用塞式喷管的运载器在4个典型飞行马赫数下外流对运载器流场和性能的影响。试验模型由截短的线性塞武喷管和升力体构成,利用纹影显示技术得到了塞式喷管流场结构并测量了不同试验工况下模型的轴向力和升力。结果表明:外流使塞式喷管喷流的膨胀程度变大,横向侧流强度增强;外流干扰下塞式喷管的推力损失包括过膨胀损失和横向侧流损失,试验喷管总推力损失在4.7%~9.6%之间,其中过膨胀损失在3%以内。     

运载器式潜射导弹水面分离运动特性

基于分数容积障碍法(FAVOUR)、不可压缩Navier Stokes方程、RNG  k ε 湍流模型和VOF函数,建立了自由液面模型并与六自由度运动方程联合求解了运载器式潜射导弹的水面分离运动。通过数值计算结果与实验值对比，验证了计算模型的精度和有效性，进而对不同海况条件以及出水角度下潜射导弹的水面分离运动特性进行了对比研究。结果表明，各工况下运载器与导弹的质心位置、姿态角和轴向速度均处于稳定和发射安全允许范围内。但随着浪高的增加，导弹姿态角散布范围也明显增大。在5级海况下，运载器与导弹俯仰角的峰值达到22°。此外，相同海况下，若控制运载器以10°倾角出水，导弹分离后最终可以获得接近垂直的姿态。本文的数值分析方法能有效地用于预测运载器式潜射导弹水面分离过程。     

跨声速喷管化学反应流数值模拟

火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程，在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时，不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失，还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等，这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Ｎａｋａｈａｓｈｉ半隐格式，用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场，得到了正确合理的结果，在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步     

多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性可视化研究

为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布.在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算.计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础.     

拉瓦尔型微喷管性能的DSMC模拟

运用DSMC方法,对轴对称拉瓦尔型微喷管流动现象进行了仿真模拟,分析了不同壁面边界条件对喷管流动性能的影响。研究结果表明,不同的壁面反射模型对喷管内的流场结构及推力有较大影响;在同等壁面热条件下,随着动量调节系数的增加,喷管粘性损失增大,喷管的推力和比冲都将下降;对不同光滑度与清洁度的喷管表面,一概采用完全漫反射模型,将低估喷管推力性能。     

固体火箭发动机喷流流场数值仿真

采用The Diagonalized Upwind Navier-Stokes（DUNS）程序对两种火箭发动机的喷管-尾喷焰进行了一体化数值仿真。DUNS程序采用对角化ADI算法对雷诺平均N-S方程进行了求解，求解过程采用三阶精度TVD格式，q-ω两方程湍流模型。首先对文献中典型喷管的喷流流场进行了数值模拟，与文献结果进行了对比，然后针对某型号固体导弹的喷管一尾喷焰在不同飞行高度和不同飞行速度进行了数值模拟，为对该型号导弹的尾喷焰开展红外辐射研究打下了基础。     

"长二丙改"上面级CPKM发动机喷管两相粘性流动数值模拟研究

对“长二丙改”火箭上面级CPKM发动机喷管的高空性能进行了预示。气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法,数值求解采用轴对称二维两相粘性流动模型。对CPKM发动机喷管进行数值模拟,所得的发动机平均推力与实测性能数据相比较,相对误差为2．3％。研究表明,所采用的流动模型和数值模拟方法,对高空大面积比喷管性能进行的预示是有效的。     

气动塞式喷管底部压强模型研究

为了解寒式喷管底部压强特点，找出快速、准确计算底部压强的方法，实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强，在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态，将采式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为“三段”，即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段，在各段，底郜压强使用不同的计算方法。把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起求，找出采式喷管底部压强的一般规律，建立了适合于工程应用的底部压强计算模型．结合40％和120％截短塞式喷管的实验数据，验证了底部模型的正确性。塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动，该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度。     

固体发动机环形塞式喷管外流干扰的数值模拟

针对外流参数对固体塞式喷管发动机性能的影响,基于防空导弹外形,设计了环喉型塞式喷管结构,建立了包含外流场的三维数值仿真模型,开展了3个工作高度下不同来流马赫数和来流迎角的模拟计算。结果表明:在一定的飞行高度下,外流对塞式喷管尾流产生压缩作用,主要造成导弹底部阻力增大,塞锥壁面压强降低。低空下,来流马赫数越大,喷管性能损失越大。来流迎角对塞式喷管性能的影响程度较小,损失不超过1%。对比锥形喷管,环形塞式喷管在从地面到高空的飞行高度范围内,整体效率都保持了较高的数值,尤其是地面工况的喷管效率可提高约5%。     

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案，从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发，用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组，采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)，发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性，比较了优化型面与简化型面的高度特性，研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明，塞式喷管在低空具有高度补偿能力；塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失，在低空尤为明显；从低于设计压比的某个压比开始，塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态，截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低；简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。     

航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

常值干扰作用下,开关控制系统的相平面分析

引言开关控制系统是典型的非线性系统,当其线性部分不高于二阶时,可用相平面法进行分析.导弹和运载器上使用的喷管开关姿态控制系统,如果忽略晃动,并经简化后,线性系统可以看作二阶的,很适宜使用相平面分析和设计. 本文论述这种相平面分析法,得出了相轨迹和极限环的重要公式和结论,对选择系统参数有实用价值.     

具有翼柱型装药和潜入喷管的固体发动机内流场计算

本文对具有翼柱型装和潜入喷管的固体火箭发动机燃烧室后部三维流场及喷管三维跨音速流场进行了数值计算，并研究了管潜入比对燃烧后部流场结构的影响。数值计算中以Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ提出的隐式近似因式分解方法为基础，引入介隐式和四阶显式人工粘性，当地时间上海工，隐式残值光顺，稳定因子，分区算法等技术，求解三维薄层Ｎ－Ｓ方程，得出了一些可供ＳＲＭ设计参考的结果，也为ＳＲＭ燃烧室－喷管三维流动一体化计算打下     

斜切喷管性能计算

介绍了一种斜切喷管流场计算的新方法,即采用轴对称无粘流动模型,喷管喉部区域用Kliegel提出的小参数法求解,超音速段用MacCormack二步显格式空间步进求解。在流场计算的基础上,进行了斜切喷管的性能计算。     

固体火箭发动机喷管温度场预示

在考虑烧蚀和炭化引起喷管内型面变化的情况下，建立了瞬态轴对称二维温度场计算模型，应用有限差分方法进行了数值求解，在此基础上进行了计算分析。     

气动塞式喷管底部压强模型研究

为了解塞式喷管底部压强特点,找出快速、准确计算底部压强的方法,实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强.在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态,将塞式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为"三段",即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段,在各段,底部压强使用不同的计算方法.把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起来,找出塞式喷管底部压强的一般规律,建立了适合于工程应用的底部压强计算模型.结合40%和20%截短塞式喷管的实验数据,验证了底部模型的正确性.塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动,该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度.     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

固体火箭发动机喷管瞬态流场特性分析

为准确预测某型固体火箭发动机喷管的流场特性,建立了发动机燃烧室-喷管一体化三维流场模型,考虑了上游流场-燃烧室对喷管流场的影响,应用有限体积法,仿真计算出了发动机点火启动过程中喷管内激波的存在及变化趋势,仿真结果与一维等熵函数理论分析结果相一致。结果表明,在发动机点燃初期,喷管内燃气呈现亚音速流动,随着时间推移,在喷管扩张段出现了一道激波,燃气流动出现壅塞,随着燃烧室内燃气压力升高,激波逐渐移出喷管,喷管内呈现超音速顺畅流动。     

可重复使用运载器的耐坠毁缓冲装置的设计优化

针对采用四腿式着陆支架的可重复使用运载器,提出一种油气-蜂窝两级缓冲的新型耐坠毁缓冲装置,常规油气缓冲器实现重复使用,危险工况下蜂窝缓冲器实现耐坠毁功能。建立了运载器着陆动力学模型,给出了运载器着陆的四种极限工况及铝蜂窝压溃载荷的求解方法,基于径向基(RBF)代理模型,采用多学科协同优化方法,对多工况下运载器两级缓冲装置设计参数进行了优化。结果表明,多学科协同优化方法有着较好的准确性,优化后运载器的最大过载和缓冲支柱载荷峰值均得到降低。最后,对比了单独油气缓冲器与两级耐坠毁缓冲装置下运载器的着陆响应,结果表明,使用两级耐坠毁缓冲装置在降低运载器最大着陆过载和缓冲支柱载荷峰值上有着较为明显的优势。