矢量喷管偏转对发动机推力的影响

建立了轴对称矢量喷管数学模型和带这种矢量喷的发动机数学模型,研究了矢量喷管偏转时引起的发动机推力的变化。研究结果表明：喷管有的效矢量角与几何矢量角近似成正比;喷管偏转角较小时,喷管的流量系数及发动机的总推力几乎不同几何矢量角变化,喷管偏转角较大时,喷管的流量系数及发动机的总推力随和何矢量角的增大三小;发动机的轴向推力随着几何矢量角的增大而减小,发动机的侧向推力随着几何矢量角的增大而增大。     

小突片对热射流红外辐射的影响研究

实验研究了收敛喷管在高温（约913K）、高速（超临界）流动状态下，加装小突片后对热排气的红外辐射抑制特性，并探讨了小突片安装片数、后倾角度、堵塞比等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明，小突片对热排气的红外辐射具有明显的抑制作用，与不装小突片的相比，不仅使热排气的核心区长度大为缩短，而且使热排气的总体红外辐射信号大幅度下降（在实验范围内，最大可下降约73％）。     

收扩喷管加小突片对尾喷流红外辐射的影响

针对收扩喷管,在高温(约640℃)、高速(超音速)流动状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷流红外辐射的抑制效果,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明,小突片对热射流的红外辐射具有明显的抑制作用,不仅使热射流的核心区长度大为缩短,而且使热射流的总体红外辐射信号大幅度下降(在本文实验范围内,最大可下降约57%)。      

计算矢量喷管流场的有限元法

本文通过采用扫描有限元法及多步龙格－库塔时间推进格式求解非定常平均Ｎ－Ｓ方程来模拟二元矢量喷管的内部跨速流场,成功地计算了二维有激波的跨声速喷管内部流场及仰 仰角３０°的三维矢量喷管内部流场。     

双级延伸喷管动特性数学模型的建立

讨论了双级延伸喷管的动特性,确定了贮气瓶内压强、放气时间与延伸喷管运动参数之间的关系,建立了通用的数学模型,为供气系统和延伸喷管各部件的设计提供了理论依据。     

喷管内缝隙流场与热环境数值模拟研究

用有限元素法数值模拟了固体火箭发动机喷管内缝隙的流场和热环境。采用非结构的高分辨率的有限元离散格式,计算了不同攻角和不同Ｍａ数的缝隙内压力分布和气动加热,分析了缝隙内流场和热环境特性,数值结果与风洞实验结果符合很好。     

某型加力涡扇发动机特性的三层迭代模拟

基于发动机各种部件特性，应用总体匹配技术发展了混排涡扇发动机特性的数值模型，并针对某型涡扇发动机建立了相应的三层迭代模拟方法及相应的计算机程序，给出了该发动机在某一组合调节方案下的特性模拟结果，模拟结果与试验结果比较表明二者吻合较好。     

“瓦”状塞式喷管的数值模拟与实验

为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机，提出了一种内喷管为轴对称喷管，塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管，分析了这种塞式喷管的优缺点，并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较，数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N－S方程，并用k-ε两方程湍流模型封闭方程组，实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车；研究模型的内喷管面积比为3．24，总膨胀比为22．15，设计压力比为220，结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场，并且当压力比在16．8－220的范围内变化时，其相对理想喷管的喷管效率在0．90－0．96内变化，对发动机设计作进一步改进，其性能有望进一步提高。     

瓦状塞式喷管冷流实验研究

为了掌握瓦状塞式喷管更多的特征，采用空气作为介质，对一瓦状塞式喷管进行了底部限流板、底部二次流及内喷管倾角对性能影响的冷流实验。研究结果表明：在低中空，底部压强一般比环境压强要低；塞式喷管底部加入二次流可以增加底部压强，但底部二次流对性能的影响在1％－2％以内，少量的二次流对增加性能的效果较好，而加入更多的二次流则效果有限；增大内管倾角，可以增大底部压强即增加底部推力，但存在一个最佳倾角，使最大效率最大；本次冷流实验的瓦状塞式喷管最高效率为96％，其高度补偿效果较为明显。     

塞锥型面简化与截短对塞式喷管性能的影响

用NND差分格式求解N－S方程，对截短直锥塞式喷管和用特征线法设计的截短型面锥塞式喷管的流场和性能进行了比较。成功地捕获了流场激波、膨胀波及反射压缩波，计算结果与实验数据吻合较好，对不同型面塞式喷管在不同高度下的推力性能和塞锥截短对发动机性能的影响。研究表明，相同长度的截短直锥发动机总推力比型面锥塞式喷管发动机低1％－1.5%；相对30％截短型面塞锥发动机，50％截短型面塞锥发动机的总推力可提高约2.5%。