液氧/煤油火箭发动机喷管膜冷却数值仿真

为评价膜冷却方法对 NASA 的 Fast Track 发动机推力室喉部的冷却效果,特进行了此数值仿真。膜冷却考虑了通过喷注器面的喷口和设置在喷注器与喉部之间的一个附加喷口。LOX/RP—1发动机推力室燃气的仿真是用 CFD—ACE 软件来实现的。这个软件采用以压力为基础的隐式有限体积迎风格式来求解 Favre 平均 Navier—Stokes方程和组份方程。研究了一套简化的化学组分方程组来模拟 LOX/RP—1推力室的化学平衡。研究结果表明:有可能通过优化喷注器面和附加冷却剂喷口之间的膜冷却剂的分布,来维持喷管壁温低于2000K 的温度界限,满足喷管衬层的烧蚀率低于0.05mm/s 的要求。仿真确认了 RP—1(煤油)的冷却效果是由于高吸热的裂化过程所至。共轭梯度换热分析指出:附加的冷却剂喷口可能得采用纯铜以外的其它材料制造。最后,膜冷却方法仅使喷管比冲下降约2%。     

数值模式中非模式变量的变分同化

首先简要介绍了四维变分资料同化的基本原理，并立足于数值天气预报的根本目的，以同化多时次直接观测资料地面累积降水量为例来研究四维变分资料同化中最有应用价值的、也是最艰巨的“同化非模式变量资料”问题，为进一步同化其它非常规观测资料奠定了坚实的基础。     

横越两圆柱体的传热特性

用数值方法求解绕过两圆柱的对流传热问题。贝克列数在０－５０的范围内，了四种不同间距时的传热情况。从中发现两圆柱的传热特性相互有影响，这种影响随意距变化很敏感，两圆柱中任一个的平均谢尔特数总是小于单个圆柱的。并给出了简化计算的条件与公式。     

槽对超声速混压式进气道性能及附面层的影响

为了提高定几何超 声速混压式轴对称进气道的性能，应用在进气道不同位置开槽的方法 ，研究了在各级锥体上、锥体的折角处开槽时锥体上的附面层变化；研究了多工况下开槽对进气道的总压恢复系数、流量系数、冲压比和起动性能产生的影响。结果表明开槽将改变超声速进气道头锥上的波系分布，使槽后附面层厚度增加。折角处开槽槽后附面层厚度比原型进气道增加16.7%，锥体上开槽比原型进气道增加33.3%。开槽使高马赫数下的总压恢复系数有所增加，其增加量随来流马赫数的变化而变化。在马赫数为4.0的设计状态下，折角处开槽可使进气道的总压恢复系数提高1.8%，锥体上开槽可以提高4.3%。之外，锥体折角处开槽对流量系数影响不大，还可以改善进气道的起动性能，降低起动马赫数。     

滚控发动机燃气引流方案研究

依据某型滚控发动机实际结构,设计了3种燃气引流方案,方案1采用喷管与引射直筒留有间隙的布局形式,方案2采用喷管嵌入引射筒、引射筒后部接弯管的布局形式,方案3采用喷管直接排入引射筒的布局形式.采用商业软件对3种方案的引流效果进行了数值仿真,仿真结果表明方案1结构简单、易于实施,能够满足燃气顺利排放条件;方案2能够满足燃气引流,但会产生较大轴向力;方案3也可满足燃气引流,但引射筒与喷管间隙较难控制;综合分析得到方案1适合该滚控发动机燃气引流.     

超声速燃烧室性能一维数值模拟

由气体动力学基本定律，推导出燃烧室性能分析的一种一元流计算方法。该方法考虑了面积变化、质量添加、两相流、多组分效应、化学反应、壁面摩擦、壁面散热等因素的影响。与试验数据的对比分析表明，该方法能够准确描述超声速燃烧室两相参数分布，从而为燃烧室方案设计阶段的快速性能评估和设计优化提供了一种有效的手段。     

中层大气受迫Rossby波包的非线性相互作用：Ⅱ.数值计算

本文对中层大气受迫Ｒｏｓｓｂｙ波包的非线性三波相互作用问题作了进一步的数值分析，结果表明，三个波包随时间演化达到的平衡态与文献［１］的理论结果完全一致，而且仅当系统中只有中等波长波包不受外源强迫时，系统运动有可能出现两个稳定平衡态，在一定外源强度范围内，平衡态会产生尖点突变，平衡态随外源的变化有滞后分岔的特征，系统运动最终达到的平衡态不仅与外源强度的变化方式有关，而且依赖于初始状态。     

叉流管－管型换热器二维温度场的数值分析

建立并导出叉流管－管型换热器传热过程的二维数学模型及相应的差分格式。对比实验数据和性能计算结果，表明数值方法是有效可行的，据此编制的计算机程序已成功地用于组合发动机空气预冷换热器工作过程的预测。     

Excel在数值计算中的应用

本文介绍了用Excel电子表格解决数值计算中的计算问题，并用图表形式表示出运算结果。