超音速冷靶的性质与应用

对超音速冷靶的形成机理进行了系统介绍, 并利用热力学、流体力学、Newton力学对超音速靶的形成过程和性质参数进行简要推导, 并根据推导结果编写程序计算了气体靶的各种参数及其与冷靶喷嘴各种参数的关系, 得到了不同实验条件下超音速靶的性质参数, 与实验测得的数据吻合很好. 最后, 依据理论计算和实验结果的验证发现: 降低靶气体的初始温度、初始气压及提高抽速, 可以有效地减小气体靶的横向动量分散, 有利于提高粒子与原子分子碰撞实验中反冲离子动量测量精度. 实际中, 在综合考虑实验中气体的初始气压的同时, 还需要降低靶气体的初始温度, 提高气体的抽速.     

模拟超音速流场的一种改进CSCM算法

对模拟超音速流场的 CSCM 方法做了修改,给出了一种更有效的简化算法.简化后的算法保持了 CSCM 的优点,减小了计算量,且使结果的分辨率提高.运用此算法模拟了激波管和喷管流场,给出了预期的结果.     

磁场中弱电离气体二维平板超音速边界层扰动演化研究

数值模拟了6种不同外加磁场下M∞=4．5、弱电离的二维平板边界层的基本流场及边界层中第二模态不稳定波的非线性演化。发现：外加磁场使边界层附近同—γ处的流向速度减小从而使边界层的厚度增加；很大程度地改变法向速度；壁面摩擦系数减小；很大程度地抑制第二模态不稳定波的增长。这些影响主要决定于外加磁场的强度，而对外加磁场的产生方式不很敏感。外加磁场的存在还使得压力产生波动，在边界层内，压力波峰的位置与流向磁场力绝对值极大的位置基本一致；在边界层外，压力波峰的位置滞后于流向磁场力绝对值极大的位置，并且离边界层越远，这种滞后就越明显。     

超音速气固两相分离试验研究

建立了超音速气固两相分离装置试验系统,在室温和不同喷管进口全压下,对空心玻璃珠颗粒的分离效率进行了试验研究.试验结果表明:当喷管进口全压在482~537 kPa范围时,超音速气固两相分离试验装置对Sauter平均直径9.84μm颗粒的总分离效率为57.83%~67.28%,对直径大于8.31μm颗粒的分离效率为75.73%~80.52%,对直径在15μm以上颗粒的分离效率为96%~100%,表明颗粒直径越大,分离效率越高.由此可见,超音速气固两相分离方法是可行的.试验研究为超音速气固两相分离技术的进一步深入研究和应用提供了有用的参考.     

全景透视协和飞机失事事件

一架法国航空公司的协和式超音速喷气式客机，2000年7月25日从巴黎起飞后不久坠毁，飞机一头栽入巴黎以北郊区戈尼斯的一家旅馆，总共造成机上与地面113人丧生。有目击者指称，客机坠毁时爆成一团大火球，彷佛“小型的原子弹爆炸”。     

对平面激波的数值研究

从数学分析的角度，定量地研究造成平面激波脱体的物理条件。将来流Mach数M1、壁面转折角δ以及激波角β所满足的函数关系式转换为代数方程，建立完整的平面激波激波角的数值计算方法，给出激波前后气流物理量的变化关系。     

超音速下压力分布测量飞行试验研究

本文主要对超音速下的压力分布测量飞行试验技术进行了研究。文中首先对压力分布测量的试验方法、测试原理、试验飞机、测试设备等进行了简要介绍。然后重点研究了飞行试验数据处理方法,得出了超音速飞行试验中压力系数的计算公式。最后给出了飞行试验结果误差分析,并得出了测量结果不确定度的计算方法。国内在超音速气动力飞行试验领域内的研究还非常少,本文中所给出的计算方法可为今后的飞行试验提供参考。     

钨穿甲弹对超音速反舰导弹发动机舱的毁伤效应

 为研究钨穿甲弹对超音速反舰导弹发动机舱的毁伤效应,采用ANSYS/LS-DYNA软件,对钨穿甲弹以1000m/s着靶速度,侵彻速度为730m/s的来袭超音速反舰导弹的发动机舱进行了数值模拟,获得钨穿甲弹入射角、偏轴距离对毁伤超音速反舰导弹发动机舱的影响规律。计算结果表明,在钨穿甲弹能侵入发动机的前提下,偏轴距离相同的各工况,入射角较小的工况,钨穿甲弹侵入发动机后的剩余质量较大,但剩余速度较小;入射角相同的各工况,偏轴距离越小,钨穿甲弹侵入发动机后的剩余质量、剩余速度和剩余动能均越大。以钨穿甲弹剩余动能为毁伤能力评估标准,综合来看,在较小的偏轴距离、能侵入发动机的前提下,入射角较小的钨穿甲弹对来袭超音速反舰导弹的发动机舱毁伤效果较好。     

可调式喷射器流场数值分析

建立了可调式喷射器的数学模型,使用FLUENT软件模拟了调节锥在不同位置的喷射器内部流场.结果显示,喷射器轴线上的压力在等截面混合室中呈线性增加;在扩压室的初始段升高迅速,中后段升高缓慢.混合室内中心部位的流速与边缘流速差异较大.调节锥轴向进入喷嘴喉部使激波位置移向上游,工作流量减少.