钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究

本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线有喷流状态热流值均小于无喷流状态,而下母线远离喷口位置的壁面温度基本无减少。背风侧与迎风侧的壁面压力及热流分布发生明显变化。     

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流/矢量喷流之间干扰特性的影响.实验结果表明:在亚音速中小迎角下,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性,只是改变飞机的零升力矩系数m_z0和零升力迎角α₀,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态,减缓机翼涡及边条涡的破裂.此外当飞机处于失速状态时,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用,对飞机的气动特性产生了较大的影响,其干扰区域不仅局限于飞机后体,而且还延伸至前机体,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的10%以上.     

具有后挡板的喷流流场的数值研究

本文对发射台底面与后挡板之间的喷流流场进行了数值研究。采用迎风的Ｐｅｔｒｏｖ－Ｇａｌｅｒｋｉｎ有限元方法求解欧拉方程。描述了喷流出口处及挡板附近的流场细节。计算结果已成功地应用于导弹发射台的设计。     

应用低温风洞模拟热喷流

应用低温风洞模拟热喷流,是喷流模拟技术一大进步。本文讨论了喷流模拟相似参数,分析了现有冷喷和热喷技术不足,指出应用低温风洞模拟喷流的基本优点,研究表明,通过选择不同组成和组分的喷流模拟气,低温风洞可实现喷流全参数完全模拟。     

喷流流场旋涡激波干扰的数值模拟研究

本文采用隐式CSCM格式,通过数值求解NS方程,对平板上二维超声速主流中横向喷流流场进行了数值模拟,并与实验和其它计算结果进行了分析比较,结果令人满意。     

横向喷流引起的三维复杂干扰流场结构研究

研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性，利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构，给出了干扰流场的结构分析图。     

非对称型DCR进气分流流场数值分析

采用矢通量分裂法对非对称型二维ＤＣＲ进气分流流场进行了数值模拟，通过求解Ｎ－Ｓ方程组，获得了全场清晰的物理图象，文中对计算结果作了分析讨论。     

亚燃、超燃双重燃烧进气分流数值模拟研究

本文介绍了亚燃、超燃双重燃烧进气分流的物理数学模型以及应用Euler方程组求解分流流场的数值计算方法,最后给出了计算的初步结果.     

弹丸侧喷三维干扰湍流场数值模拟

为了研究弹丸侧喷复杂干扰湍流场的特性，从雷诺平均的Navier-Stokes方程出发，应用三维隐式有限体积TVD格式，在超声速和零迎角条件下，对侧喷增程无翼弹三维干扰湍流场进行了数值模拟，采用代数广泛一成了包含弹底的弹体绕流场O型网格而避免分区计算，为精确模拟侧喷口成功生成了侧喷口贴体网格，湍流模型采用高雷诺数两方程к-ε湍流模型，计算结果得到了清晰的流场波系结构，并从流场波系结构，弹体和弹底表面压力分布等角度与无侧喷流情况进行了对比与分析，表明侧喷流不仅提供增程推力，而且改变了弹丸阻力特性，其结果对于研究弹丸的火箭增程技术具的重要意义。     

火箭发动机动态流场的数值模拟

为了预估某火箭发动机的压力冲击效应大小,基于薄层近似三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对该火箭发动机一定工况下的喷流与防护板作用而形成的动态流场进行了数值模拟,得到了非定常流场云图和防护板随时间变化的受力曲线。结果表明:火箭发动机喷流与防护板形成的流场呈现出高度非线性的特点;喷流的压力冲击效应具有明显的非定常特性,且从力学性能上可能导致防护板来回摆动;该工况下喷流作用在防护板主要受力区域的气动力峰值为20万牛顿量级。