固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

80年代初,法国欧洲动力公司使用新研制的碳/碳和碳/陶瓷复合材料设计了能经受3600K火焰温度的燃气阀,并于1986年进行了两次试验,均获成功,对脉冲式和比例式这两种不同的工作模式的燃气阀作出了评价,本文先介绍研究计划的内容,然后详细地说明燃气阀的设计、关键部件点火前的试验、点火试验的结果和试验后的分析。     

旋风式精过滤器内流场模拟的若干问题

概述了固体燃气发生器中应用的旋风式精过滤器内流场模拟中的主要问题，包括其网格生成、湍流模拟、两相流模拟、边界条件及数值计算方法等。对于全面展开三维两相旋转湍流的内流场模拟有一定的参考价值。最后，结合固体推进剂燃气过滤的特点进行了简要讨论。     

发动机流场计算的微机图形显示

本文介绍了利用 IBM-PC 机开发的一套固体火箭发动机工作过程中流场的图形显示系统-FFCD 系统.该系统的重要功能包括:二维与三维网格显示,二维及三维流场速矢显示,以及流场中各种等值线的显示.文中对动态图形显示也作了些介绍,提出了一些较为实用的动态显示技巧和算法,实现了二维速矢简单图形的动态显示。最后给出了一些流场图形显示的实例,证明了 FFCD 系统的可行性.     

再入三维高超声速粘性流场的数值模拟

基于三维可压Favre质量加权平均N-S方程，采用B-L湍流模型模拟了高超声速条件下，球头双锥再入体周围的流场特征。利用一种改进的时间、空间二阶精度的NND格式，再现了超声速／高超声速条件下再入体周围的复杂流动现象，分析、对比了层流和湍流流场流动现象的差别。     

轴对称体外部流场的有旋特征线法

轴对称体的无粘，可压缩，定常，超音速流动的外部流场，在计算时，常采用流动为无旋的假设，当头部激波弯曲较大时，会产生一定的误差。本文对绕轴对称体的这类流动，用有旋特征线理论进行了数值计算。结果与实验数据的比较表明：用有旋特征线理论对绕轴对称体的流场进行计算是完全可行的。该方法的应用对轴对称体的气动力计算具有实际应用价值。     

双微射流合成流场数值分析

采用标准的SIMPLEC方法，对基于二维、非定常、不可压缩、粘性计算模型的双微射流相互作用形成的合成流场进行了数值分析。计算结果说明，在一定的斯特劳哈尔数和雷诺数下、与单作动器形成的流场不同，双微射流合成流场受双作动器工作时的相位差影响。存在相位差时，合成流场不再呈对称分布，而偏向相位超前的一侧。     

塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究

针对固体火箭发动机要求，比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式，认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例，设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管，在相同尺寸限制奈件下，塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究，分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明，塞式喷管在设计点效率为97．41％时，其真空效率为78．63％。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2．0％。     

降落伞稳定下降阶段流场的数值模拟

随着计算流体力学(CFD)和结构有限元分析法的兴起，精确描绘降落伞力学特性成为可能。文中采用有限体积法求解不可压流的N—S方程，采用Spalan-Allmaras(SA)模型作为湍流模型，以模拟降落伞稳定下降阶段时的流场特性。流场的计算结果与实验数据基本一致，这表明该方法对降落伞的分析是有效并且可行的。     

液氧/煤油发动机涡轮吹风用燃气发生器研制

简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的.     

航天飞机固体火箭发动机内流场

利用发动机缩比模型,采用流动显示技术,研究了航天飞机固体火箭发动机的内流场,模型包括燃烧室后段、后封头及摆动喷管的收敛段,用均匀分布的水流通过模型燃面,模拟了点火后三个不同时刻的实际燃面所产生的加质流对流动的影响,结果发现,流动因阻燃层存在而产生的涡流大为减少;减少部分阻燃层时,所产生的回流也是有限的;当燃烧室后部没有装药时,观察到了很强的回流。