含有限速率化学反应火箭燃气射流流场的数值模拟

该文在归纳、总结、分析以往火箭燃气射流流场数值模拟的基础上，结合含有限速率化学反应火箭燃气射流流场的特有规律，利用推导的ＴＶＤ组合数值模拟算子，对某火箭燃气射流流场进行了数值计算。由于含化学反应流体的流动和单一组分混合流流动之间存在着较大的差异，特别是化学反应的存在在一定程度上影响了系统能量的改变，进而改变整个流场中的压力和温度分布，同时化学反应和激波之间的相互增强作用引发了流场中的异常压力和温度，结合数值模拟的结果，分析了产生这些现象的原因，并且和以往的计算结果进行了对比。     

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量.研究采用数值计算和试验测量相结合的方法,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的紊流模型,并且对该发动机进行了燃气流场的测试,对流场中的总压强进行了直接测量,进行了两次试验;在两次测点位置,试验结果与数值计算值相差分别为3%和7%;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度,计算模拟结果可以用于工程设计中.     

火箭燃气射流实验研究——兼论实验与电子数字计算机相配合

本文着重介绍与火箭燃气流对发射装置最大冲击效应(含热效应)有关的燃气射流混合区的实验研究及其方法。它论述了燃气流实验与电子数字计算机相配合的问题,并导出了一套实验研究流场特性和结构用的公式。本实验研究业已作为建立低空火箭燃气射流物理数学模型的基础。     

燃气射流复燃流场的数值计算

目的　研究非平衡化学反应流动的数学模型,进行火箭燃气射流复燃流场的数值研究; 方法　从Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发,采用１２ 组分１１ 个反应的化学动力学模型,建立化学反应流动的微分方程组,然后采用差分方程离散,其中对流项采用了高精度的３ 阶ＥＮＯ格式; 结果　计算得到了包含各组分在内的流场诸参数的分布,分析了燃气射流复燃流场的特点; 结论　化学反应集中在混合层内,近尾核心区可视为化学反应冻结流;     

尾水河道冲击射流数值模拟研究

对具有工程意义的挑射水流冲击射流导致的尾水河道三维紊流流场进行了数值模拟,计算中考虑了固体边界条件和自由水面条件对水流结构的影响,计算结果表明所采用的数值方法是可行的。结果是合理的。     

火箭燃气喷射流理论和计算

对火箭密集度产生极大影响的火箭燃气喷射流,其理论和计算至今仍不完善。本文拟就这一问题作一尝试。 本文第一部分论述火箭燃气喷射流的若干机理。这里在火箭燃气喷射流流动结构内增加了羽状流转移段,并作出转向模型和火箭燃气喷射流边界层混合区的诸普遍相似剖面。 在第二部分中,利用一元稳定等熵流理论得到羽状流转移段诸参数,应用非等温湍流射流理论且通过射流积分第一和第二方程问题,并考虑火箭发动机喷射流燃烧的影响,确定与温度比有关的结构参数和特性参数。 最后,利用电子计算机模拟发射两种火箭系统,获得较满意的结果。     

发射状态下定向器束角速率信号的联合时频分析

采用角速率作为定向器束振动特性的表征 ,用压电射流角速率陀螺仪测量了定向器束实际发射状态下的角速率。其时间历程包括发射时弹体在管内运行、燃气对定向器束冲击及冲击后定向器束自由振动的振动角速率。利用联合时频分析方法分析了振动角速率信号 ,确定了发射状态的不同时刻定向器束的振动频率     

火箭燃气射流初始超音速流态研究

探索火箭燃气射流初始超音速流态规律仍是解决燃气射流近场对发射装置冲击的先决条件,然而燃气射流高温超音速区的气动参数分布和结构的确定又是一项困难的问题。本文试图对于这一高温超音速区的起始马赫盘上、下游状态的皮托管压力和马赫数分布,超音速锥范围,以及核心激波结构等作一理论探讨和实验研究。本文获得了野战火箭欠膨胀燃气射流近场的普遍物理规律,导出了初始段中心马赫数分布公式,决定了无量纲皮托管压力分布剖面,为模拟确定燃气射流对发射装置的冲击创造了条件。关于高温超音速区的皮托管压力测试技术,业已达到距喷管出口截面下游七毫米的水平,远为超过所见资料的指标。     

高温低氧燃烧炉内等温流场特性的数值分析

应用自行开发出的计算程序对高温低氧燃烧模型实验炉进行了三维等温流场的数值模拟·在燃料和空气的射流速度比分别取 3种不同值时 ,预报了炉内 3种典型的等温流场结构 ,分析了炉内多股射流间的相互作用及回流流动等流场特性·模拟结果表明 :在几何参数一定时 ,选择燃料和空气的射流速度比为同一数量级时 ,炉内的回流流动可以实现燃烧所需的低氧气氛 ,燃气射流能够利用这一低氧气氛实现高温低氧燃烧·数值预报结果与相关的实验观测基本符合·     

燃气射流气固两相流场研究

以含颗粒的燃气射流为研究对象,分析燃气射流中颗粒在发动机喷管内外的物理特性、颗粒的形状与尺寸特性、燃气与颗粒的相互作用等性质,在此基础上建立气固两相流颗粒随机轨道模型,并进行数值模拟.结果表明:采用随机轨道模型可以有效地模拟气固两相燃气射流中的颗粒脉动现象,得到与实验性质一致的结果;由于颗粒与燃气的相间作用,颗粒在追随燃气运动的同时,对燃气运动发生阻滞和传热作用,影响两相燃气射流流场结构.     

航天发射火箭尾焰冲击流场三维数值研究

航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

引射模态总压比对气动壅塞影响

为了获得高亚音速飞行条件下引射模态射流壅塞情况、提高引射模态火箭射流引射抽吸能力和发动机性能,本文利用全流道一体化数值模拟方法,针对Ma=0.8飞行状态,研究了在无二次燃烧组织的条件下,主次流总压比对引射空气流量、Fabri壅塞的影响规律,结果表明：在低总压比条件下,提高主次流总压比,可提高火箭射流的引射抽吸能力,引射空气流量增大;随着总压比的进一步提高,欠膨胀的火箭射流超声速势核区会挤压引射空气流道,冲压燃烧室反压前传导致引射空气流量降低;主次流总压比高于350,火箭射流会将引射空气流道堵塞,产生Fabri壅塞,引射空气流量降低为零。     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.     

单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟

为分析单兵火箭平衡发射系统内弹道过程,给出了该系统的结构设计。分时段分析了内弹道过程,运用经典内弹道理论建立了单兵火箭平衡发射系统内弹道过程的数学模型并运用龙格-库塔法进行数值计算。给出了完整的内弹道曲线与分析计算结果,得到燃烧室和低压室内的p-t曲线及弹丸和平衡体的v-t曲线。     

考虑固体颗粒的自由喷流噪声的数值研究

研究固体颗粒对喷流流场和声场的影响.选取6种不同的湍流模型,对自由喷流进行稳态计算分析,对比发现RNG k-ε模型最适合用于稳态喷流数值模拟;采用LES模型计算喷流的非稳态结果,并结合FW-H方程进行了喷流声场分析,与试验数据进行对比,验证了数值模型的正确性;在此模型的基础上,添加固体颗粒研究其对自由喷流流场和声场的影响,仿真结果表明固体颗粒的存在减小了喷流流场的超音速段长度,显著提高了喷流温度;增大了喷流下游区域噪声,减小了中上游区域噪声.     

多管火箭发射动力学普遍方程的研究

多管火箭武器系统的总体论证，总体设计，需要对系统进行发射动力学分析。该文用图论的观点分析多管火箭发射系统的结构，用多刚体动力学的分析方法，把多管火箭系统风化为火箭弹，俯仰部分，回转部分和载体部分４部分刚体，适当改进了多刚体动力学中动力学增广体的概念，使之更适合于多管火箭武器这一特殊系统的发射动力学分析。     

涌泉现象中的水锤数值模拟

介绍了大型运载火箭推进剂管道系统在地面待命期间，由于涌泉现象引起的两相流水锤，采用蒸气-蒸发冷凝离散模型来模拟两相流水锤现象，利用特征线方法进行计算求解，计算结果为火箭低温推进剂系统的安全性分析提供了基础。     

含侧喷流炮射导弹绕流场数值计算

用数值模拟方法研究侧喷流对炮射导弹气动特性的影响.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对炮射导弹的绕流场进行了数值模拟研究,得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合.在此基础上,对含侧喷流炮射导弹的绕流场进行数值计算.结果表明,侧喷流对导弹气动特性有较大影响.     

基于圆环孔合成射流器的LED前照灯散热控制

采用实验方法明确圆环孔合成射流器的速度分布特征,利用参数化方法获得最佳散热距离,将其与发光二极管(LED)前照灯组合后采用实验方法明确合成射流器对LED前照灯的散热效果。基于大涡模拟对该部件的流场及温度场进行解算,在验证仿真方法有效性的同时明确温度及换热系数的分布规律。采用正交分解法对该部件流场及铝基板表面对流换热系数进行分析,表明壁面对流换热系数的分布特征及合成射流器的散热控制效果主要由流场中的大尺度涡结构所决定。