矩形S弯扩压器内旋流的发展及其气动特性

通过对矩形Ｓ弯扩压器内流动的详细观察和测量，给出了出口单涡游流形成的条件及其发展过程、旋流与总压畸变图谱的关系等结果，从而进一步丰富了前人所得出的关于旋流的形成和发展的结论。     

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带,４０°,６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果,并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ,０．１０％ 和０．３３％ 。实验结果表明,不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说,上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型,即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明,湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自０．１０％ 变化到０．３３％ 时,湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自０．０２％ 变化到０．１０％ 时,湍流度的影响则较大     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

真空羽流场的DSMC并行数值模拟

对DSMC方法进行小喷管真空羽流数值模拟的计算软件进行了并行化改造。计算表明在多处理器(节点)上实现并行计算能够大幅度地提高运算速度,缩短运行时间,增加计算规模,计算结果与串行计算一致。并对目前串行计算不能完成的真空羽流计算的算例成功地进行了DSMC并行计算,计算结果与理论分析一致。      

固体火箭燃气流内的铝微粒流

研究中型（１５Ｋ推力）固体火箭发动机在回流区内的微粒杂质，以一种典型结构安置在轨道上的发动机试验获得了用数字表示的结果；有喷管附面层的影响、各种大小不同的粒子分布情况、稀薄流对粒子阻力的影响。粒子流动被处理为分离形式，在附面层内的燃气流是以特性方法计算，粒子轨道是用预测调整器技术处理，其试验产生以下结果：粒子半径≥１ｕｍ显示出非有效的反向散射体；极小粒子随着最恶劣的初始条件能离轴向约９０°回转；粒     

小推力、长时间工作的固体火箭发动机长喷管烧蚀、冲刷和隔热的试验研究

本文简要地叙述了小推力、长时间工作的固体火箭发动机长喷管的烧蚀、冲刷和隔热问题的试验研究工作。对研制过程中所遇到的不同材料在高温下的热膨胀及喷管穿火和喉部烧蚀、冲刷等问题进行了探讨。着重指出:对烧蚀、隔热采用的不同材料在结构上必须考虑高温下的热膨胀补偿及气体挥发份的逸出;整体钨渗铜喉衬入口处形成的“烧蚀台阶”造成该处流场的严重扰动,是导致喷管穿火的重要因素。另外,对造成钨渗铜喉部烧蚀、冲刷的各种因素进行了分析,认为含有大量固体微粒(A1_2O_3)的高温高压高速燃气流对喉部壁的机械冲刷是主要原因。为此,正确选择整体钨渗铜喉衬内型面结构参数以减小燃气流对喉部的机械冲刷作用是解决喉部烧蚀、冲刷的关键。 试验结果表明,采取相应的改进措施后,目前的长喷管设计是成功的。     

喷管温度场计算的加权余数有限元方法

喷管温度场计算是固体火箭发动机喷管设计中遇到的一个重要问题。利用差分法计算温度场已有很多文献报导,本文提供一个加权余数有限元法计算喷管的温度场,其突出的优点是能与热结构计算程序联用,组成热分析和热结构的统一程序,因为加权余数有限元与变分原理有限元在节点网格的划分,有限元几何参数的计算,变带宽的一维储存和代数方程组的求解都有相同之处。为了说明方法的精度和可靠性,本文给出了有限元计算与解析解的比较,有限元计算与地面试验结果的比较,这些比较表明:本文提供的方法是可靠的,可供