侧压式进气道自起动数值模拟

本文采用加速的方法,数值模拟了侧压式进气道自起动现象。研究结果表明低马赫数不起动的侧压式进气道通过加速可以实现自起动,此时的侧压式进气道流场总体性能与直接起动的进气道流场总体性能存在差异,使得直接起动的进气道有较高的总压恢复。     

基于数值模拟的超声速进气道附加阻力计算方法研究

基于CFD数值模拟,提出了一种超声速进气道附加阻力的快速计算方法。以某三波系二元超声速进气道为对象,开展了实例分析。计算结果表明,本文提出的附加阻力计算方法简单易行,便于推广应用于真实三维进气道设计中,可综合评估进气道捕获来流的气动特性,包括攻角特性和导弹前弹体的干扰特性等,具有明显的实用性和应用前景。     

凹腔超声速燃烧室燃烧流场数值模拟

对带凹腔结构的燃烧室二维甲烷燃烧流场进行数值模拟,采用迎风三阶精度MUSCL格式求解二维含组分守恒N-S方程,湍流模型采用剪切修正的RNG k-ε湍流模型,分别分析了凹腔不同长深比和导流槽结构对燃料燃烧的影响.对喷甲烷燃烧工况进行了计算研究,结果表明:凹腔可以提高燃烧效率,却使总压恢复系数降低;凹腔的长深比越大,燃烧效率越高,总压恢复系数越低;导流槽可以在总压恢复系数较高的情况下进一步提高燃烧效率.     

混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究

为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.     

冲压增程弹用进气道试验与数值研究

对某冲压增程弹用超声速双锥进气道流场特性进行研究,在风洞试验中得到合理的流场结构图谱及试验数据.采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对该超声速进气道内外流场进行数值研究.通过数值模拟得到了对应于不同出口反压和攻角情况下,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了进气道内外流场的形成过程.结果表明:数值模拟得到的流场结构波系图与风洞试验纹影图一致,并且进气道扩压段静压分布以及进气道出口位置的总压分布与试验结果基本一致.     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

弯曲进气道内外二维湍流流场数值分析与实验研究

本文应用有限体积法以二个埋入式弯曲进气管道内外流场进行了数值分析计算，其中用ＴＴＭ法生成了较为合理贴体曲线坐标网格，用ｋ－ε双方程形式湍流模型近似地模化了进气道内外的复杂湍流流声援笔有关实验数据对照后表明：来自进气道前方的进气气流一部分被管道吸入，另一部分沿着机体表面方向流过，管道进气口背风侧处存在一个明显分离区，进气道内部气流流动已经出现了严重畸变，数值计算和有关实验数据吻合得较好，为进一步研究     

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法.选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能.结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围.     

轴对称紊流射流流场数值模拟

选取标准的Ｋ－ε二方程模型及优选的紊流模型系数，运用有限差分方法对淹没轴对称紊流射流流场进行数值计算．计算结果表明，射流轴心速度是逐渐衰减的，其衰减规律和射流出口雷诺数无关，无因次等速核长度（Ｌ／Ｄ）约为４～５，和实验数据符合较好．对射流径向速度Ｖ沿径向截面的分布及射流基本段内轴向速度分布的相似住进行了预测．     

轴对称紊流射流流场数值模拟

选取标准的Ｋ－ｅ二方程模型及优选的紊模型系数，运用有限差分方法对淹没轴对称紊流射流流场进行数值计算。计算结果表明，射流轴心速度是逐渐服装厂物，其衰减规律和射流出口雷诺数无关，无因次等速长度约为４－５，和实验数据符合较好。     

轴对称阶梯型面管道内流场数值分析研究

文中的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔-斯托克斯(Navier—Stokes)方程,湍流模型采用κ—ε两方程模型,为二阶迎风格式。该文数值模拟了3种收敛—扩张—圆管复杂型面管道内流场,得到了流场结构变化规律。研究表明,在喷管后端,由于圆管存在,会使喷管效率降低,表现为圆管出口的流体速度降低,压力增高。计算分析显示,通过调整喷管几何形状和降低扩张比,使喷管出口处压力增大、出口面积减小,可以达到降低推力损失的目的。     

轴对称空腔内圆盘流动的数值模拟

针对轴对称空腔内圆盘流动，采用２种紊流模型（即混合长模型、混合长模型与高Ｒｅ数ｋ－ε方程相结合的分区模型）进行了数值模拟．计算结果表明：当圆盘旋转雷诺数Ｒｅθ较低时，流场中存在一个类似于固体旋转的核心区；在高Ｒｅθ数、小间隙比时，核心区消失．与实验值相比，ｋ－ε／ＭＬ模型得到较好的预测结果     

平板超音速侧喷流绕流场数值模拟

该文利用显式二阶迎风ＴＶＤ格式对含侧喷流平板流场进行数值模拟。其计算结果表明二阶迎风ＴＶＤ格式较好地模拟了波系和涡系结构,为研究含侧喷流炮弹的增程机理以及参数设计提供了一定的参考价值。     

超声速气流中氢气燃料喷流的数值模拟研究

从可压缩流动的多组分湍流Ｒｅｙｎｏｌｄｓ 平均ＮａｖｉｅｒＳｔｏｋｅｓ 方程出发,结合ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ 的代数湍流模型,采用高精度的差分方法进行数值求解．数值研究了燃烧室（矩形管道和矩形扩张管道）内氢气燃料喷流（下壁面横向喷流和流向顺流喷射）和超声速空气主流相互作用的三维流场结构,以及燃气的对流、扩散输运过程在燃烧室内的浓度空间分布特性．     

冲压发动机外压式二元进气道优化设计与流场分析

介绍了冲压发动机外压式二元进气道设计方法,基于ModelCenter软件平台,使用遗传算法对外压段压缩楔角进行了优化设计,得到最佳的总压恢复系数;并使用有限体积法、 SST湍流模型对所设计的二元外压式进气道设计状态和非设计状态进行了数值模拟,分析了出口反压及来流马赫数对进气道流场的影响。结果表明,随着反压的增加,进气道结尾正激波位置前移,进气道总压恢复系数增加,出口马赫数减小;随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数显著降低。     

泵站蜗形进水池进水流态数值分析

进水池设计要求是为水泵提供较好的进水流态,进水池内流态的好坏主要取决于进水池结构本身及其进水条件．应用计算流体动力学方法对无偏流及偏流进水工况下蜗形进水池内的三维流态进行了数值模拟,并与矩形进水池的流态进行对比分析,模拟结果表明蜗形进水池无论在无偏流工况还是在偏流工况下都有着较好的进水流态,对偏流影响不敏感,其水力性能优于矩形进水池．     

发动机进气门流场数值模拟及其阻尼特性分析

用任意拉格朗日-欧拉（ALE）计算方法对发动机进气门附近的气体流动进行数值模拟研究;针对两种典型结构的进气门,在对气体流动进行数值模拟及阻尼特性进行分析的基础上,分别给出局部阻力因数与气门开度及初始条件的关系曲线,计算结果表明：圆角气门对流动有整流作用,并使气流阻力变小;而直角气门产生的涡流较强,能量损失大;故直角气门的局部损失因数较圆角气门的局部损失因数大得多,计算结果与传统设计基本吻合,从而为发动机进气道及气门的气动设计提供了新方法。     

微喷管中亚声速流场的数值模拟

采用Navier-Stokes方程对微型缩放喷管内的亚声速流动进行二维数值模拟，重点考察滑移边界条件对计算结果的影响．通过比较有与无滑移边界条件的数值结果，发现微喷管内努森数处于0．014-0．023时，滑移边界条件对微喷管推力的影响不大，但对微喷管扩张段的流场则有较大影响．