导弹尾喷流形成的碰撞流场数值模拟

采用计算流体力学方法,从曲线坐标NS方程出发,取用NND2M差分格式,对导弹发射时与地面形成碰撞喷流流场进行数值模拟,计算结果和实验数据符合较好。在此基础上,分析了碰撞喷流的流场结构及特性。     

二维收扩喷管流场计算

 <正> 研究尾喷流热辐射对隐身技术发展有着重要意义。实验表明,二维喷管红外抑制效能比传统的轴对称喷管好。二维喷管流场计算是红外辐射场计算的一部分。     

扩压器流场分离的涡控技术研究

 大扩张角扩压器流场分离将严重影响扩压器性能和出口流场分布的均匀性。研究采用涡控技术抑制扩压流场的分离,其涡控方案是在扩压壁面设计“涡穴”,在气流流动时产生旋涡,“涡穴”内的旋涡与扩压流场相互作用,改变了扩压流场中的速度分布,增加了附面层内的动量,从而抑制了分离的形成。研究了“涡穴”几何尺寸对抑制效果的影响。试验证明:在合适的“涡穴”设计下,“涡穴”旋涡具有明显的抑制分离的作用,并以流场参数的测定分析了涡控机理。     

欠膨胀超音速燃气自由射流的工程计算方法

针对欠膨胀燃气射流提出了一种工程计算方法。该方法用准一维完全等熵流计算起始膨胀段，用修正过的动量均化特性模型计算射流初始段，射流主段计算则利用流场的自模性来实现。该方法快速简便，结果能较好地近似欠膨胀火箭燃气射流的射流特性及参数分布。与动量均化特性模型相比，本文的方法在处理射流初始段上更趋合理。     

二元波瓣喷管排气引射系统的试验研究

通过７种二元波瓣喷管排气引射系统的对比试验,研究了二元波瓣喷管的波瓣结构形状、排列方式和间距等参数对排气引射系统气动性能的影响。试验结果表明：错列二元波瓣喷管引射性能和强化混合性能比对列的好,但其压力损失系数比对列的大;波瓣内外间距相同的二元波瓣喷管比波瓣内间距为外间距两倍的气动性能好;波瓣切口错列的二元波瓣喷管的引射性能和强化混合性能最好,但其压力损失系数也最大。在各组合方案中,波瓣间距相同对列的二元波瓣喷管与带有多套环结构的混合管组成的排气引射系统综合气动性能最好     

数值模拟喷焰2.7微米红外辐射特性

以固体火箭发动机尾喷焰的红外探测为主要应用背景,利用反向蒙特卡罗法和有限体积法计算了火箭尾喷焰红外辐射特性,获得了尾喷焰在探测波长为2.7μm下的红外辐射的空间、光谱分布特性,两种方法的计算结果也非常接近,具有重要的理论意义和实际应用背景。     

航空发动机在高空台上模拟标准大气条件试验的性能研究

通过两种型号航空发动机在高空台上的H=0、M=0试验，研究了不同环境压力对发动机地面试验性能的影响。试验结果表明，对研究的发动机地面试验而言，当发动机风扇换算转速在93％-96％时，环境压力在70～90kPa之间得到的地面换算性能基本一致。即对研究的两种型号发动机H=0、M=0试验来说，可以通过70kPa环境压力下的地面试验来确定发动机在标准大气海平面静止条件下的性能。     

噪声在均匀流等截面圆环形排气管道中声传播的数值模拟

应用模态分析方法对转/静干涉噪声在敷设声衬的风扇静子后排气管道中的声传播,声衰减进行了数值模拟。前传声波在遇到声导纳间断面时,声波反射模态增加,前传模态相应减少,因此可利用多段声衬声导纳间断面上的模态反射来抑制管内噪声的传播。计算并分析了均匀流情况下声衬声阻和声抗对管内消声量的影响。在高频声源和大Mach数气流情况下,随声阻或声抗变化,噪声衰减量都存在局部峰值和波动,此时不再呈现低频情况下的单调特征。因此,选择适当的声衬阻抗可有效地抑制发动机噪声传播。     

某发动机高压压气机Ⅳ级工作叶片裂纹故障相关计算分析

为了分析某发动机高压压气机Ⅳ级工作叶片叶尖掉角故障,采用ANSYS有限元软件对该级叶片进行了相对振动应力及振动特性计算分析。根据裂纹的起源部位,对比出现在该部位的最大振动应力值及共振裕度的大小,确定出可能导致叶尖出现裂纹的各阶频率。     

进口导叶预旋对扩压器内部非定常流场影响的实验研究

本文在不同的进口导叶预旋下,采用热线风速仪对扩压器内的非定常流场进行了测量,采用锁相采样—集平均技术对热膜测量的瞬时信号进行处理,研究了进口导叶预旋角度和方向对扩压器内部非定常流场影响。结果表明,扩压器内部大部分紊流强度均有所增加;扩压器内的非定常性受导叶尾流及大尺度涡团的非定常影响而减小,且负预旋角度下非定常性的减小程度小于正预旋角度下的非定常性;扩压器内部的非定常流动的基本频率降低。