液体火箭发动机燃烧室波动过程数值分析

采用计算流体力学的方法,对液体火箭发动机燃烧室内波动过程进行了初步的探讨。采用两步ＰＩＳＯ算法,对流项采用二阶迎风格式,时空精度都为二阶。考察了方法的适用性,以及声学谐振器、声腔、隔板等燃烧不稳定抑制装置对燃烧室内波动过程的影响。结果表明,采用ＣＦＤ方法用于分析波动过程是可行的,谐振器、声腔与隔板对拢动波有明显的阻尼作用。     

超声速燃烧室流场的数值模拟研究

用二维Ｎ－Ｓ方程的数值计算方法,模拟了超声速燃烧室内流场结构和性能。当量油气比φ＝０．３５和φ＝０．４６,燃烧室由扩张段和等截面段组成。在给定的进口状态下,计算结果与实验数据的比较表明,壁面压力和总压恢复系数相当符合。对计算的燃烧效率低于实验数据的原因进行了分析,对双模态超声燃烧室设计提出了改进的意见。     

渐扩通道内湍流流动与混合的数值模拟

应用标准形式的ｋ－ε湍流模型,对具有逆向压力梯度的渐扩通道内两股等温或不等温射流的湍流流动与混合进行了数值模拟。结果表明,时均速度场与温度场的计算结果与实验测量数据相符合。     

涡轮级内湍流度影响的非定常数值模拟

通过求解二维雷诺平均Navier-Stokes方程，数值模拟了不同进口湍流度下的涡轮级中的非定常流场及温度场。结果表明，增大湍流度对叶栅通道内时均压力分布影响很小，但是对涡轮级中的温度分布会产生很大影响，当涡轮进口有热斑存在时，增大湍流度将会使热斑中的热流体温度扩散更快，从而叶栅通道中的温度场分布趋向均匀，同时动叶压力面侧与吸力面侧的时均温度差别减小，沿动叶统长方向上的温度分布也更平缓。     

封闭式发射管内燃气流场数值模拟

针对密封盖未及时开启造成发射装置损坏的问题进行了数值模拟，数值模拟采用多组分含有限速率非平衡化学反应流动模型，利用有限体积TVD数值格式求解方程组的对流项，对于化学反应造成的源项则采用四阶龙格库塔求解。研究表明密封疬不及时开启会在弹管间隙中形成破坏性的流动结构，在弹管间隙内存在着包含起始冲击波的激波振荡，这是导致发射装置损坏的重要因素。     

甲烷超声速燃烧过程的数值模拟

提出了一种CH4／O2在超声速气流中燃烧的6方程化学反应模型，并且用在超声速高温空气中横向喷射的二维流场进行了数值模拟验证，特别模拟了不同来流条件和壁面条件对燃烧效率的影响及CH4和空气中的氧气混合燃烧的过程。数值方法采用二阶精度的Harten-Yee隐式TVD格式，计算结果表明6方程反应模型能较好地反映CH4／O2的燃烧过程。     

过载条件下固体发动机内流场数值模拟

应用颗粒轨道模型，连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散，并对纵、横加速度载荷均为20g、30g和35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明，有纵横加速度载荷的情况下，发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流，对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀，明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态，同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性，为发动机绝热层异常烧蚀机理分析提供了理论依据。     

混合排气加力涡扇发动机过渡态的数值计算

考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应，风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性，加力燃烧室供油管的充油时间等因素，提出了模拟低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机过渡过程的计算方法，以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道3个容积室的动态方程为基础，详细分析计算了苛发动机过渡态的性能，用很小的时间步长逐渐逼近，计算不需要迭代，速度快，精度满足工程要求。     

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法，不需要改变编写过的软件，只要建立相应的输入文件，就可以对新的发动机方案进行研究，和其它方法相比，所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位，而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件，并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真，结果表明，仿真软件使用灵活，计算量小，求解速度快。     

长尾喷管两相流流场计算

为了给长尾喷管热防护结构的烧蚀和温度场计算提供准确的热边界条件，从二维轴对称N－S方程出发，采用颗粒轨道模型和有限体积的Jameson格式计算了长层喷管纯气相流场和两相流流场，分析和比较表明：在长尾喷管喉部附近以及扩散段的相同轴向位置，两相流情况下轴线上的燃气马赫数小于纯气相情况下的燃气温度；在进行长尾喷管热防护结构设计时应以两相流流场作为热边界条件。