激波诱导矢量喷管动态数值模拟

对一二元收扩激波诱导矢量喷管进行了二维动态数值模拟,研究了不同落压比、不同次流加速时间下,喷管气动特性和流场结构随次流增加的变化规律。结果表明:喷管在过膨胀状态下,次流流量达到一定值时,其推力会有较强的振荡;在完全膨胀和欠膨胀状态下,振荡较小。其原因是,次流增加过程中,喷管出口附近有复杂波系存在和回流产生,而回流对提高推力和增加矢量角有益。     

航空发动机矢量喷管控制系统试验研究

为验证航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的阶段性研究成果,开展了配装轴对称矢量喷管的航空发动机地面整机试车验证研究工作。试验选取了几个具有代表性的航空发动机典型工作状态点进行,首次进行了在阶跃输入条件下的航空发动机整机动态性能测试,获取了航空发动机矢量喷管控制系统静态性能和动态性能的基本数据,验证了航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的有效性,总结了该系统的油源压力和流量对控制系统性能的综合影响,具有一定的工程应用价值。     

固体火箭复合结构喷管传热的隐式计算方法

采用适用于多层复合结构的当量热容瞬态热传导方程,通过坐标变换解决多个移动边界问题,用ADI方法推导了二维隐式求解格式,在与烧蚀相耦合的情况下获得了复合结构喷管的温度分布。用隐式方法计算有效地减少了计算机时,对工程设计大有裨益。     

高焓超声速载气的产生

为确保氢和氧稳定、完全地燃烧 ,采用临界喷管控制氢氧的质量流率 ,以及同轴环向的预混方式。实验结果表明 :改变氢氧质量流率或尾喷管临界截面积可调节燃气总压 ,建成结构简单且造价低廉的高焓水蒸汽发生器。     

固体火箭发动机潜入和非潜入喷管内流场模拟及对比

利用FLUENT流场计算软件,对采用潜入和非潜入喷管的全尺寸固体发动机,采用二维轴对称模型和准定常方法进行了内流场模拟计算和对比分析.结果表明,喷管潜入结构可有效地降低发动机后封头壁面附近的燃气速度,从而比非潜入发动机有更好的热防护环境;两种发动机在燃烧室内压强、速度和温度分布大致相同,非潜入喷管发动机在喷管出口轴线处燃气速度比潜入喷管发动机的大,而温度和压强较低.     

塞式喷管发动机的性能预示

采用理论分析的方法并结合塞式喷管的结构特点，建立塞式喷管壁面的的压力分布模型，对全长型、截短型以及考虑底部推力、底部二次流等情况下的塞式喷管发动机进行了性能预示，并同试验结果进行了对比分析。分析结果表明，塞式喷管发动机的性能预示结果同试验结果吻合较好，验证了预示模型的可行性，但是在某些工作压比下，预测值与试验值之间还有一定程度的差异，塞式喷管发动机的性能预示模型还有待进一步的完善。     

二次喷管对引射火箭性能影响研究

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器，就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明，二次喷管降低了发动机的引射系数，但改变了燃烧室的压强分布，使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下，存在一个最佳二次喷管出口面积，它能使引射火箭的推力达到最大。     

珠承全轴摆动喷管的设计和分析

介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景.     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

复合材料柔性喷管试验模态分析

应用试验模态分析，对一种固体火箭发动机的柔性喷管进行了动态特性分析和试验，并获得了该柔性喷管的前１３阶模态振型及参数。