入口温度剖面对喷管流场结构的影响

应用质量平均的Navier-Stokes方程和B－L代数湍流模型，对超燃冲压发动机尾喷管的流场进行了数值模拟研究，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散，通过数值模拟，对比研究了温度非均匀性，三维效应对尾喷管的流场结构的影响。     

流体注入的轴对称矢量喷管三维流场计算

采用Roe通量差分分裂格式对基于流体注入控制的轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟。流体注入的位置分别为前孔和后孔,注气压强比为0.75～2.0,注气流量比为2.5％～10.0％,矢量角变化范围为2.8°～7.8°。计算结果表明:随着注气流量和注气压强增加,流体注入所产生的喷管矢量角相应增加;注气位置对喷管矢量角影响较大,注气位置靠近喷管尾沿(后孔注气)比注气位置靠近喷管喉部(前孔注气)所产生的矢量角明显增大。     

飞机外形网格拓扑和多块网格拼接技术

多块网格方法成功的关键在于网格拓扑的选择和块与决之间的拼接方法。针对真实飞机外形多块网格生成,本文分析研究了翼类和体类部件的各种网格拓扑;论述了翼身组合体的多块网格非结构连续拼接技术;指出连续拼接方法的缺点,以及相应的解决方法;同时,还讨论了分块策略和确保块与块之间网格线完全连续拼接的方法;通过实例进一步阐述了本文工作的另外一些独到之处。     

发动机加力燃烧室湍流流场数值计算

采用非正交曲线坐标系下非交错网格的ＳＩＭＰＬＥ方法,对航空发动机加力燃烧室气相燃烧的湍流流场进行了数值计算,湍流模型采用ｋ－ε双方程模型,平均化学反应速率采用涡旋破碎模型（ＥＢＵ）计算,对ＥＢＵ模型的缺陷作了讨论。差分网格采用分区方法生成,计算时对整个流场进行分区迭代直至得到收敛结果,数值计算结果合理。     

非均匀超声来流二维压缩面的优化设计

通过数值分析和风洞实验,研究在非均匀来流条件下,单级斜板型面变化对下游流场的影响。研究结果表明,小进口角,大出口角之凹型面具有较高的总压恢复。但是,曲壁面对降低出口处之静压畸变不利。折衷的选择为：以凹型面作为斜板的前段,其后续一平直段,以达到提高总压恢复,保持较低总静压畸变之目的。     

喷管分离流动的数值模拟

针对高空喷管地面试验时产生流动分离的现象,用Ｂｅａｍ －Ｗａｒｍ ｉｎｇ 近似因式分解法求解薄层Ｎ－Ｓ方程,对分离流场进行数值模拟。预示了分离点的位置以及喷管壁面压强分布等,可以为高空发动机地面试车提供参考, 并为进一步研究分离的影响因素打下基础     

硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机起动过程的模拟（投稿 空间推进专刊）

无毒单组元液体火箭发动机是空间推进的发展方向之一。本文针对硝酸羟胺基单组元液体火箭发动机的起动过程,建立了零维模型、不考虑相变过程的仿真模型,和考虑相变过程的仿真模型,并采用这些模型对60 N发动机进行了起动过程的模拟和对比分析。计算结果显示,推力室升压过程历经快速的气体充填和较慢的催化室升温两个阶段。零维计算模型和不考虑相变的CFD方法计算得到的两个阶段时长基本一致,但第一阶段时间显著低于试验结果,第二阶段时长与试验符合。考虑推进剂相变过程的模型计算结果与试验结果符合较好。一维计算得到HAN基推进剂在进入催化床约4mm的长度内完全分解。升压第一阶段受催化分解影响很大,HAN基推进剂的分解反应速率低于肼的分解反应速率。     

周向布局对高压比串列离心压气机性能的影响

为揭示周向布局对高压比串列离心压气机性能的影响机制,采用经试验数据确认的数值方法,对串列叶轮在典型周向布局下的性能及流场结构进行了分析。研究表明:周向布局对串列叶轮流动的影响主要体现在后排叶轮的叶顶区域,75%周向位置时压气机级性能最优,25%周向位置时最差;串列叶轮改善离心压气机流场的物理机制为诱导轮压力侧气流对导风轮吸力面附面层的吹除效应,以及导风轮吸力面侧流体对诱导轮尾迹的引射效应;高压比串列离心压气机周向布局的优化应遵循的原则是,在避免诱导轮尾迹与导风轮吸力面发生直接作用的前提下,应采用较大的周向偏置参数。     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

低旋流中心分级燃烧室流场特性研究

为了研究新设计的一种低旋流中心分级燃烧室流场特性,采用数值模拟和PIV试验结合的方法,针对其头部两级主副模旋流器的不同组合方案开展了研究。研究表明:低旋流下,单独副模旋流器工作时气流半角22.3°,无法形成回流区,同时,副模气流轴向速度在旋流器出口具有较大的速度衰减特性;回流区的形成是主副模旋流器相互作用的结果,流场呈径向分区特征,中心回流区在内,回流区最大径向尺寸小于主模旋流器外径,主模气流在回流区外,无回流区形成;不同副模旋流数下的流场结构基本一致,随着副模旋流数的增加,中心回流区的径向尺寸增大。