超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算

通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角.     

金属光谱发射率的仿真与分析

 在研究物体的辐射特性时,需要用到物体表面的发射率等物性参数作为输入参数。实验测量发射率数据的适用范围受到一定限制,不能满足所有情况的数值仿真需要。从电磁波传播的基础理论着手,结合金属自由电子气模型,考虑光学参数的色散关系和空气入射到金属内折射角的复数关系,并在随机模拟金属粗糙表面的基础上,模拟并讨论了不同影响因素下实际金属表面的光谱发射率变化趋势。将本文的数值仿真与其他相关的实验和仿真数据进行对比,结果表明,该方法从本质理解并计算金属实际表面光谱发射率数值,结果可信,并具有普遍适应性。     

氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究

为研究低压条件下氢氧喷注间距及液滴粒径对氢氧火炬式电点火器燃烧流动的影响规律,结合DPM离散相模型,采用6组分16步氢氧反应机理,选取考虑湍流燃烧效应的涡耗散概念燃烧模型进行仿真计算,并将结果与试验结果进行比对,温度结果符合得较好,压强计算偏差在5%以内,验证了仿真模型的准确性。仿真结果表明:低压条件下,氢氧喷注间距增加时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度缩短;液氢液滴直径增大时,点火器头部内壁温度升高,室压降低,燃烧长度变长;改变液氧液滴直径对点火器燃烧流动影响较小。      

固液混合火箭发动机固体燃料的燃速计算

分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.     

基于压敏漆的多羽流气动力效应试验研究

多股羽流相互作用会形成复杂流场形态的干扰羽流，为了对干扰羽流开展气动力效应试验研究，采用压敏漆（PSP）表面压力光学测量技术，对以常温空气为工质的单喷嘴羽流和双喷嘴干扰羽流撞击平板模型的气动力进行了高分辨率的全场测量，分析了喷嘴和平板间不同入射距离和入射角对羽流气动力作用强度和范围的影响。试验结果表明，以高透氧聚合物为基层的压敏漆在羽流气动力测量中具有快速响应的特性，能分辨Pa级的微小压力变化。相对传统离散测压孔方法，压敏漆温度敏感度低，能捕捉大梯度的压力变化，准确描述羽流气动力效应。通过对比，发现干扰羽流对气动力具有明显增强作用，且增强作用随着入射距离的降低而减弱，干扰羽流的气动力不能直接用单股羽流的气动力进行线性叠加；羽流相互作用增强羽流返流，在航天器设计中需要考虑多股羽流相互作用后的羽流防护问题。      

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。     

用空间推进算法模拟高超声速进气道流场

在有限体积法框架下，采用空间推进算法SSPNS（Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）求解抛物化NS方程（即PNS方程），在流向采用LU—SGS隐式积分，而横向无粘和粘性通量则分别采用AUSM系列格式和中心格式计算。用该方法对1个二维高超声速进气道和2个三维高超声速进气道流场进行了数值模拟，得到的流场波系结构、壁面压力及传热系数分布与文献中相关数值解和实验数据基本一致，表明SSPNS法能够准确地模拟超燃冲发动机进气道内的高超声速流动。对比研究表明，SSPNS法与求解FNS（Full Navier＼lStokes Equations）方程的传统时间迭代法相比，二者计算精度相当，而SSPNS计算速度快1～2个量级，存储量至少低1个量级。本文的研究为CFD在超燃冲压发动机部件及一体化优化设计中的集成，以及大型高超声速工程流动的高效计算，打下了良好的基础。     

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.     

激光推进火箭发动机吸收室的数值模拟

以轴对称非定常欧拉方程为基础，建立了激光推进火箭发动机吸收室内纯气相单组分、以激光等离子体为内热源的流场模型，用MacCormark预测－校正格式编写了模拟计算程序；并对连续波和连续脉冲两种激光输入方式的激光推进火箭发动机的内部流场分别进行了模拟计算，得出了发动机相应的内部流场的混度、压强、流线及马赫数的分布情况。对计算结果进行了分析，并讨论了单点聚焦加热方式对发动机性能的影响。为进一步的激光推进数值模拟研究奠定了基础。