滑跃起飞过程舰体周围流场的数值模拟

采用数值计算的方法,研究了舰体周围的气流分布情况.给出了不同条件下气流分布的差异以及舰载机滑跃起飞过程对舰面气流分布的影响.计算结果表明,舰体周围的气流分布是相当复杂的,尤其在舰体不同位置会产生不同强度的漩涡.它对于舰载机滑跃起飞气动特性的影响是不可忽略的.侧向风会大大增加舰面气流的湍流程度.本文计算为进一步研究和改善舰面气流分布以提高舰载机滑跃过程的气动特性具有参考价值.     

喷管内二次喷射的激波测量与分析

研究了不同喷射位置、喷射马赫数和喷射角度的气体二次喷射混合流场的弓形激波形状。在二维矩形喷管内进行二次喷射试验,用纹影仪拍摄得到激波照片。将由照片换算得到了激波半径与用爆炸理论计算的结果相比较,证明爆炸波解在计算激波半径方面提供了与实验较符合的结果。     

飞行器系统参数变化对章动过程的影响分析

研究小卫星发射过程中最末级使用旋转固体火箭发动机时飞行器系统参数变化对其章动效果的影响。考虑了推进剂质量变化引起系统的能量耗散,在欧拉动力学方程的基础上,引入了由于飞行器系统质量变化引起的角动量变化率,得到了飞行器系统的角速度方程与章动方程。把实际飞行器工作过程的参数代入所推导的方程,得到了飞行器的章动放大过程,同时得到了飞行器系统参数变化对章动放大过程的影响规律。计算结果可为飞行器系统的设计提供指导。     

燃烧室中平均流速对速度耦合与压力耦合的影响

对热力发动机中存在的线性振荡燃烧的研究，通常假设速度耦合与压力耦合的作用独立无关且作用结果可以线性相加。本文通过对压耦合与速度耦合现象的分析，说明了使这一假设不合理的平均流速界限，并给予了实验证明。     

三氧化二铝沉积层厚度随时间变化的传热理论解

本文根据传热理论建立了固体火箭发动机喷管三氧化二铝沉积规律的数学模型,并求得了喷管壁内和沉积层内的温度分布。又根据沉积层厚度的定义确定了沉积层厚度随时间变化的解析解。数值计算结果与实验的比较表明,理论计算得到的基本规律和实验相符。     

固体火箭发动机内流场解析解与数值解

对具有燃面减退的固体火箭发动机燃烧室头部的内流场进行了研究。以二维轴对称流动的不可压N-S方程为基础,介绍了解析方法,包括运用空间相似与时间相似原理简化N-S方程以及运用摄动法求解高阶微分方程。之后采用FLUENT软件中的动网格技术,对该问题进行了数值模拟。主要研究了在不同的燃面减退速率及注入雷诺数下,燃烧室头部区域的速度场,压力场及剪应力的分布。通过解析结果与数值结果的比较,发现两者基本吻合,增强了解析解的可信程度。     

固体火箭发动机燃烧室内声波振荡的数值研究

1引言当固体火箭发动机工作时,燃烧室受到某种扰动就会产生一定振型的声波。此时推进剂燃烧表面处于声学环境中,周期性的压强振荡和速度振荡必然会引起推进剂燃速的周期振荡。燃烧对声波的响应反过来会使声波强度、频率和振型有所改变。这种耦合关系包括压力耦合和速度耦合。由     

旋转飞行器固体火箭发动机内涡核流动的数值分析

为分析旋转飞行器固体火箭发动机内涡核流动,采用数值计算的方法对发动机流场进行模拟。计算结果显示发动机的旋转增强了轴向涡核流动,随着涡核的不断延伸,在喷管入口处,由于潜入式喷管结构以及喷喉直径较小,振荡运动随之加强。涡核在流经喷管时的不断增强,在喷管区域形成了非对称的压力形式,并且产生了实际中的扰动侧向力,最终导致了飞行器的章动不稳定性。     

风向变化产生的航母甲板涡结构特征研究

利用FLUENT对LHA船型进行数值模拟,将计算结果与LHA的风洞实验数据对比分析,验证了数值模拟的准确性.对全尺寸的美国CVN船型分别计算了0°和右舷20°风向角时的气流场工况,得到了舰载机降落航线上的速度分布,并且计算结果和实验值吻合得很好.通过涡量等值面和二维截面流线图,发现船首后面的涡的分离,甲板中心涡的周期性脱落,岛型建筑后面强烈的涡脱落以及甲板上不同涡旋的相互作用和演化过程.分析发现船体的整体尺寸和岛形建筑的形状和位置会影响船后涡旋的强度和位置.     

旋转飞行器固体火箭发动机非稳态气流作用分析

分析小卫星发射最末级出现章动现象的原因,在飞行器运动方程的基础上,引入非稳态气流作用力矩模型,计算了实际的飞行器参数。结果显示,非稳态气流产生的侧向扰动力矩是飞行器发生非稳态圆锥运动的主要因素。当扰动力矩的作用逐渐超过喷气阻尼力矩时,就会出现章动现象。若发动机在扰动力矩没有迅速增大之前停止工作,章动幅度就不会增大到使飞行器失稳的程度。分析结果可为旋转飞行器固体火箭发动机的设计提供参考。