用有限元法计算边界移动的喷管温度场

以固体火箭发动机复合结构喷管为对象，用有限元法进行了二维轴对称瞬态热分析。计算中考虑了因烧蚀引起的边界移动．且实现了网格的自适应，给出了考虑与不考虑烧蚀情况下的温度场计算结果，并将计算结果与试验结果做了比较，二者吻合较好，说明该预估方法既具有理论意义又有实用价值。     

高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计

采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。     

高温高压喷管化学和热力学非平衡流计算

本文给出了高驻室压力条件下的化学、振动、电离非平衡喷管一维流动的方程组(包括 V-D 耦合和电离激发效应)。为了克服高压条件下喉道前空间推进步长小的困难,采用了局部平衡等效(?)的计算方法。对两类典型风洞(小尺寸电弧风洞和大尺寸激波风洞)进行了数值计算,并对不同驻室压力、V-D 耦合、电子激发效应、不同化学模型进行了研究。计算表明,高驻室压力能够有效抑制喷管的非平衡流动。在 P_0=200MPa,T_0=8000K 条件下,喷管出口的 O_2、N_2组分浓度已接近于实际大气。     

喷管全轴摆动时牵连运动和摆角不对称分析计算

研究并用实例计算了全轴摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连影响和正负摆角不对称性对摆角控制的影响。为满足总体对喷管的要求，在喷管设计和两路作动器安排时，必须考虑这些影响，把它们限制在一定的范围内。     

四对角喷管外向辐射角系数的数值模拟

研究了四对角喷管复杂几何体系幅射角系数的数值计算方法,并给出部分典型计算结果。基于两种坐标系和坐标变换的这一计算方法具有计算工作量小,代码效率高的优点,为小间距四发动机并联推进变轨飞行方案热可行性分析作好了准备。     

推力矢量效益初步研究

对飞机采用推力矢量技术，即应用二元喷管后飞机的气动特性及飞机性能和操纵性加以初步研究。给出了一些结论。     

斜喷管收敛段壳体三维应力场的有限元法计算

对固体火箭发动机斜喷管收敛段壳体应力场采用有限元法进行了分析和计算。提出了该方法的力学模型，基本公式，基本方法和算例。具有理论意义和工程应用价值。     

近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。     

固体发动机柔性喷管扩张段刚度分析

基于某发动机柔性喷管结构，用弹簧模型替代柔性接头，建立计算模型，对不同控制力作用下的柔性喷扩张段支耳的轴向和径向刚度进行了三维有元分析计算，本计算分析，对固体发动机推力向量控制有一定的参考价值。     

随机颗粒轨道模型在长尾喷管发动机流场计算中的应用

应用随机轨道模型对长尾喷管发动机长尾段内的轴对称两相流动进行了数值模拟,并对确定轨道和随机轨道获得的计算结果进行了对比分析,研究了10、30、50、80、100μm不同直径颗粒及3种不同颗粒直径分布下颗粒的运动轨迹和颗粒在壁面聚集浓度的区别。研究表明,随着颗粒直径的增加,颗粒的随流性变差,惯性增强,湍流脉动对颗粒的作用减小,不同颗粒轨道模型获得的计算结果区别明显,尤其是喷管扩张段的差异;随机轨道相对于确定轨道获得的结果,流场中几乎不存在无颗粒区域;不同颗粒直径的分布形式对计算结果影响也较明显;颗粒和壁面碰撞的形式主要为小直径颗粒主要受湍流脉动的作用,大直径颗粒主要是由于惯性的作用。