固体火箭喷管颗粒尺寸分级两相跨音速流场计算

本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数.     

粘性跨音速喷管流场计算

本文继用隐式近似因子分解法成功地计算无粘跨音速喷管流场之后,用同样的方法,结合任意曲线坐标系,通过非定常方程在相当长时间后的定常解,针对矩形截面喷管和轴对称喷管粘性跨音速流场,求解了可压缩层流薄层N-S方程,获得了核心流,特别是边界层中的流动参数.对于矩形截面和轴对称两种喷管进行了计算,其结果和实验数据相当一致.将本文的方法应用到粘性两相流动计算,可望较多的节省机时.     

固体火箭发动机统一内流流场(一维)的分析方法

本文对固体火箭发动机燃烧室、喷管内的流场进行了统一处理.给出了考虑变截面、有摩擦、加质量、传热、非定常的一维气-固两相流动偏微分方程组.推导出的统一计算方程组可以同时获得发动机燃烧室内孔燃烧流场和喷管流场,即发动机整个内流流场;可用于定常或非定常的纯气相以及气-固两相流流场的计算.通过算例,证明计算与试验结果是十分吻合的.     

用隐式近似因子分解法计算喷管跨音速流场

本文用隐式近似因子分解法结合贴体曲线坐标计算了定常、无粘、跨音速喷管流场,选择了参数变化比较剧烈的小喉部曲率半径喷管,陡壁收敛段喷管和潜入喷管三种算例.计算结果表明,该方法收敛快,并且具有良好的精度.Courant数可以取至7.这种隐式法与显式法相比较,花费的机时少得多.本文的方法可望推广到求解N-S方程、PNS方程,和二相有粘喷管流动计算.     

固体火箭发动机内流场分区耦合数值计算

采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场，选用不可压流的Ｎ－Ｓ方程描述并用ＳＩＭＰＬＥＣ方法数值求解；对于高Ｒｅ数的喷管流场，则采用Ｅｕ－ｌｅｒ方程描述并用ＳＣＭ方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数，同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算，计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域，与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系，较好地模拟了流动中的物理现象。     

用双流体模型模拟超声速气固两相流动

采用了双流体模型对JPL(Jet Propulsion Laboratory)喷管中气固两相流动以及超声速射流两相流动进行了数值模拟,并研究了可压缩两相流动中气相与颗粒的相互作用规律.自主开发的一般曲线坐标系下二维轴对称可压缩双流体程序Solve2D,对气相求解Navier-Stokes(N-S)方程组,采用k-ε湍流模型,颗粒相求解Euler方程组.对JPL喷管内的两相流场和湍流两相射流流场进行了数值模拟,研究了不同颗粒质量百分数以及不同颗粒直径时的气固两相流场的流动规律.      

固体火箭发动机内轴对称两相流场的一体化数值模拟

将固体火箭发动机燃烧室和喷管作为一个整体，应用时间相关法进行了轴对称两相流场的一体化数值模拟。对气相采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ显式差分格式，对颗粒相则采用特征线法进行计算。计算结果表明该方法可以对带潜入式喷管的发动机内复杂的两相流场进行有效的数值模拟。     

星孔型装药发动机三维两相流场的数值模拟

为了研究颗粒在星孔型装药固体火箭发动机燃烧室和喷管中的运动轨迹以及颗粒与发动机壁面的碰撞情况,针对可压两相流动,采用了高雷诺数下的k ε湍流模型和欧拉 拉格朗日两相流模型,用全速度SIMPLE方法对方程组进行求解,并用PSIC方法进行气固耦合计算。计算得出了流场内两相的速度、温度等参数的分布及多种情况下固体颗粒的运动轨迹。在燃气生成量确定的情况下,从距离喷管较近的某些位置进入流场的颗粒比较容易撞击壁面;颗粒的尺寸和局部产生的旋涡对颗粒的轨迹和碰撞也会产生较大的影响。     

N2O/HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算.计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin-Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型.计算了三种氧燃比下4个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.      

N2O_HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算。计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin－Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型。计算了三种氧燃比下四个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据。     

跨音速粘流的计算

 概述了一种采用粘流/无粘流相互作用原理计算跨音速粘流的方法。采用熵修正激波算子计及跨越激波时的熵增,形成的非等熵位势方法可比传统的位势方法更准确地计算无粘流动。提出了一种流向速度型,结合其它辅助关系式导出了三维湍流边界层积分方程反方法。用此方法可求得粘流解。利用半反耦合方式耦合了无粘流和粘流解。数值算例表明,计算结果与实验结果吻合;且对计算机的要求较低。     

再人体复杂外形无粘流场数值计算研究

本文在文[1,2,3]的基础上研究了非定常Euler方程的推进迭代方法,并将无波动、无自由参数的耗散差分格式(下称NND格式)发展为隐式、迎风格式,用以计算有差曲控制翼的再入复杂飞行器的育攻角、有侧滑角的超声速无粘绕流流场。其结果是准确的。本文的方法具有以下特点: 1.可以在同一计算程序中实现亚跨超流场的计算:在超声速区域,采用推进技术;在亚跨声速区,则自动选择推进迭代求解技术。 2.NND格式不仅具有公式简单,无自由参数的特点,而且过激波时满足熵条件,不会产生非物理解,也不发生振荡。 3.隐式差分格式的无条件稳定和Gauss-Seidel迭代的快速收敛,计算省时。 本文的方法曾用于烧蚀头部凹陷外形和航天飞机简化外形的计算,能自动选择迭代和推进区域。可以预言,如计算机条件许可,本方法可以用于大攻角的无粘流场计算。     

跨音速压气机级三维紊流流场数值模拟

在对跨音速压气机级的动／静双叶排中的三维定常紊流流场数值的模拟中，利用三阶高分辨率ＮＮＤ格式和ＬＵ－ＳＧＳ隐式推进迭代法，既保证了流场中激波的模拟质量和粘性流动特征的正确预估，也实现了求解过程的高效率。对某单级跨音速压气机的计算及其与实验数据的对比证实了本文方法的有效性。将计算推广至多级轴流叶轮机械的情况将会是十分简便的     

二维喷管两相流动实验理论研究

 一、实验研究 （1）实验装置 图1是实验装置系统示意图。整个系统分为气源,颗粒输送器,过渡段,实验喷管和测量仪器五个部分。实验中气相用压缩空气,颗粒相用铝粉。 气源由两个贮气罐构成,输入端接高压管路,输出端接过渡段。颗粒经由粒子输送轴上的螺旋形通道,被送到过渡段与气相混合。颗粒质量流量通过辅的转速来控制。过     

不同马赫数的无粘和粘性流动高阶精度隐式计算方法

 应用隐式时间推进法对不同马赫数的无粘和粘性流动进行数值分析,给出了基于预处理方法的高阶精度隐式求解方法。方程离散采用改进的高阶精度对流迎风分裂格式。该方法通过求解曲线坐标系可压缩Euler和 Navier-Stokes方程,对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动的典型问题进行了数值分析。计算结果与文献的数值结果或实验数据对比分析表明,该方法对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动问题进行数值分析是可行而有效的。     

大钝头短体跨音速大迎角不同流型的计算比较

 采用不同流型 (无粘,层流,湍流 )的数值模拟方法计算了绕大钝头短体外形的跨音速大迎角时的流态,并进行了比较分析。数值方法中选用 van Leer分裂格式离散无粘通量项,并构造了一种 Limiter函数以保证 TVD性质;采用中心差分格式来离散粘性通量项。湍流计算中采用了 B-L湍流模型。算例表明不同流型的流态共同特点是三维分离的非定常性,但不同流型计算所得流态的差异较大。