斜切反喷管流场的数值模拟

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管。由于反喷管的气动型面具有许多尖点，并且在超声速区有一个台阶，喷管内存在一系列激波，而且亚声速区和超声速区互相混杂。本文用时间相关法数值模拟了反喷管流场，控制议程用Ｍａｃ Ｃｏｒｍａｃｋ显格式求数值解，边界参数采用物理边界条件和从双特征线方法推导来的有效的特征方法为计算，为于固壁边界点，在不同的区域采用不同的方法对计算方程组求     

介质粘性对椭圆齿轮流量计性能影响的研究

本文根据粘性流体力学原理和转子动力学理论,分析了椭圆齿轮流量计的缝隙漏流和转子受力状况,建立了能预测介质粘性对流量计误差特性和压力损失影响的理论模型。数值计算表明,理论值与实验数据基本吻合。     

一种模拟喷管二维流场的新方法

采用ＳＩＭＰＬＥ方法对固体火箭发动机喷管进行了纯气相流场的数值模拟。推导了建立在同位网格之上利用协变物理速度分量为计算变量的离散方程，采用协变物理速度分量推导压力修正方程，对密度采用一阶迎风格式插值，将ＳＩＭＰＬＥ方法扩大到计算可压流动。计算结果表明：本方法计算精度高，收敛速度快，程序编写简单。     

稳态周向混合畸变对压气机特性和流场的影响

用完全径向平衡方程加多扇平行压气机模型处理复杂畸变流场的方法，计算出进口流场组合参数畸变对压气机特性和性能的影响，并得出了压气机在进口畸变条件下流场的详细情况。     

突扩后突缩的三维流场计算

根据有关固体火箭发动机装药后端到喷管间的空间特征,对三维突扩后突缩内部流场计算进行了探索和研究。计算中成功地应用了SIMPLE算法解决复杂的三维流场计算问题,并在初场构成、源项离散及松弛系数的选取等方面都进行了调试改进。通过建立计算模型、划分网格、对方程及边界条件离散化和非线性处理,以及线性方程组求解等,计算得到了符合物理规律的数值解,指出了空间涡及二次涡的存在。     

飞机强度试飞活动部件残余变形分析

试飞中,飞机残余变形测量结果分析主要是判别所测残余变形是否为危及飞行安全、有碍操纵等的有害变形。而飞机活动部件残余变形实测结果常常超差的一个重要原因,是实际测量中,部件所处的状态与图纸要求的差异（存在偏度）。对此提出了偏度修正法和空间基准面修正法,并利用某型飞机全动平尾残余变形的实测数据,验证了这两种方法的有效性,并就方法的适用性进行了讨论。     

FC72-氮气混合气体流动冷凝效率研究

混合气体（可凝蒸气与不可凝气体）相对于纯可凝蒸气,其流动冷凝过程更为复杂,冷凝效率受不可凝气体的浓度及冷凝温度影响.为对空间任务蒸发冷凝实验平台排放的废气FC72进行清理回收,针对所研制的FC72气液分离与收集器,在地面环境下对不同浓度的混合气体在不同冷凝温度下进行了流动冷凝效率实验.结果表明,对于FC72与氮气的混合气体,当冷凝器温度一定时,随着FC72浓度的增加,该气液分离与收集器的冷凝效率提高.在冷凝器温度约为-10℃,FC72浓度高于70%时,流动冷凝效率达到80%以上;当冷凝器温度降低至约-13℃,FC72浓度高于30%时,流动冷凝效率达到70%以上;当冷凝器温度降至约-15℃,FC72浓度高于20%时,流动冷凝速率均达到60%以上.     

A swept fin-induced flow field with different height mounting gaps

In order to apply the air fin successfully and ensure the maneuverability of hypersonic vehicle, a key problem to be studied urgently is the heat flux brought by the fin mounting gap. The appearance of mounting gap and fin shaft can induce many complex flow structures which need more attentions to be investigated. Under Ma 6, Nano-tracer-based Planar Laser Scattering (NPLS) and Temperature Sensitive Paints (TSP) were applied to visualize and measure transient flow structures and heat flux distribution of a swept fin-induced flow field with different height mounting gaps. Complementarily, Reynolds-averaged N-S equations were solved with k-ω SST turbulent model. The heat flux distribution results of numerical simulation and TSP observed the change of high heat flux region with different mounting gap, both in position and magnitude. The streamlines based on Computational Fluid Dynamics (CFD) and flow visualization results obtained by NPLS revealed the cause of high heat flux region. The high heat flux region in this flow field is mainly related to the reattachment of vortex and flow stagnation. The increase of gap height can lead to stronger gap overflow and shaft-induced horseshoe vortex, which are source of the high heat flux around the fin. The case with the highest mounting gap (4 mm) en-counters the most severe aerodynamic heating, both on the surface of fin and plate. Thus, under the premise of ensuring the flexibility of the fin, the gap should be set as small as possible.     

弹用S弯进气道气动性能试验

对一种弹用S弯进气道进行了试验,结果表明:①偏航角一定,攻角由负到正变化时,总压恢复系数先上升后变化不大,|DC₆₀|则先下降后小幅升高;②攻角一定,总压恢复系数和|DC₆₀|随偏航角的增加均呈先升高后降低的趋势;③大的攻角和偏航角组合状态下,总压恢复系数较低,|DC₆₀|偏大,但随偏航角进一步增大,进气道性能有所改善;④进/发匹配点处,进气道出口压力功率频谱较平坦且对姿态角和来流马赫数的变化均不敏感;⑤发动机小流量状态时,进气道模型发生了喘振,频率约为150 Hz.      

着陆襟翼打开状态下抓斗式反推装置 三维流动数值模拟

基于求解三维Reynolds-averaged Navier-Stokes方程,数值模拟了着陆襟翼打开状态下抓斗式反推装置工作时流场分布特性.网格采用非结构化四面体与六面体混合分区生成技术,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型.结果表明,在计算滑跑速度范围内,反向排气流不会被进气道重新吸入;高温反向排气流会冲击到飞机吊挂及部分机翼,需引起注意;随着滑跑速度的降低,反向排气流侧向影响范围急剧增大,若机翼后掠角较大,则反向排气流容易被相邻发动机再次吸入,引起进气畸变;当滑跑速度降低到34m/s时,反向流开始吹向地面,可能会卷起地面颗粒物并且被进气道吸入;随着滑跑速度的降低,反推力减小.