二元混压超音速进气道数值模拟与试验研究

通过多方案二元混压超音速进气道的设计分析,优选出5种方案进行了数值仿真,确定了用于试验研究的进气道方案。在此基础上,进行了1∶3缩比模型风洞吹风试验,获得了多种工况下进气道的工作特性,分析了马赫数、攻角和侧滑角等参数对进气道性能的影响。结果表明,设计分析方法可行,可用于弹用超音速进气道的设计和验证。     

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前大多采用燃气流量调节法.若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性.基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性.分析表明,与不可调固冲发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少及比冲高等优势.     

含硼富燃料推进剂一次燃烧喷射效率影响因素分析

通过燃气发生器法测试含硼富燃料推进剂一次燃烧喷射效率,分析推进剂组分和喷射装置对一次燃烧喷射效率的影响。研究认为推进剂组分调整中,有利于提高推进剂燃速和一次燃烧温度的因素,基本上有利于提高一次燃烧喷射效率;当硼含量为30%时,通过调整推进剂配方,选用非壅塞喷射装置,一次燃烧喷射效率可达97%。     

用多重网格法模拟三维流动

采用多重网格法模拟三维流动。控制方程在三维直角或圆柱坐标系中通过有限体积方法进行离散 ,SIMPLE算法对速度与压力进行耦合 ,亚松弛策略提高离散方程的收敛速度。在压力方程的求解过程中 ,界面速度应用由Rhie、Chow和Majumdar等人提出的动量方程插值法来剔除不合理的压力波动。三维流动算例表明采用多重网格法模拟三维流动可以得到良好的计算精度和收敛性。     

气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验

通过实验方法，研究气／液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响，研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明，液喷嘴流量受气喷嘴压降影响，流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用；同一喷嘴，液膜破碎长度及液滴尺寸随压降增大而减小；液滴尺寸分布沿喷嘴横截面呈马鞍型分布，曲线的最高点和分布宽度随喷嘴几何特性及压降变化；提高气／液之间的相对运动速度，可提高雾化质量；随着缩进长度增大，雾化质量明显变好。     

燃烧室三维湍流的数字模拟

文中以SIMPLE方法为基础,采用k-ε两方程湍流模型,发展了一种模拟燃烧室内三维湍流内流场的数值计算方法和计算程序。通过对四种冷流状态进行数字模拟,初步结果表明,理论计算与已有实验结果一致性良好。     

基于动网格的喉栓式推力可调喷管内流场数值模拟

以FLUENT软件为工具,利用动网格技术,建立了喉栓式推力可调喷管内流场动态特性分析模型。通过网格的合并与分割,较好地解决了喉栓调节运动所导致的计算区域的瞬变问题,并分析了喉栓调节运动速度对喷管轴对称二维内流场动态特性的影响。分析结果表明,随着喉栓的调节运动,喷管内流场动态下的压强建立与稳态下的压强建立相比存在着明显的延迟,且随着喉栓调节运动速度的增大,延迟现象越明显。当喉栓完全进入喷管几何喉部位置时,喷管推力达到最大值。     

空-空导弹用二元混压超声速进气道数值研究

对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用ＮＮＤ格式耦合对流迎风矢通量分裂技术（ＡＵＳＭ）,按照ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下的流动状态。结果表明,对于捕获激波和模拟附面层内流动均有很好的效果。在此基础上分析了来流马赫数、进气道工作高度及出口反压对进气道性能参数的影响。     

固体火箭发动机射流中存在障碍物时的流场分析

基于N-S控制方程和RNGk-ε湍流模型,采用FLUENT软件对某固体火箭发动机存在球形障碍物的射流流场进行了数值模拟,得到了球形障碍物尺寸及距离喷管出口位置对射流流场的影响规律。计算结果表明,当障碍物处于第一个膨胀压缩过程之后与第二个膨胀压缩波过程之前的特殊位置时,它对整个射流火焰宽度的影响最为显著,该计算结果与某次发动机试车失败时所观测的现象相符。