由性能试验数据推算燃烧室工作温度

介绍了一种根据涡喷、涡扇发动机的性能试验数据结果推算其燃烧室工作温度的方法。燃烧室工作温度Ｔ是一个衡量涡喷、涡扇发动机整体性能水平高低的重要指标，但由于受燃烧室的设计限制，在性能试验时不能进行直接测量，不得不采用推算的方法。通过推导燃烧室的流量连续方程和涡轮导向器的气动函数流量方程建立了数学模型，给出了计算方法。文中示例性地计算了某涡扇发动机设计点时的，证明所提供的计算方法是行之有效的。     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系.对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值.进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显.     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段，通过求解雷诺时均方程，分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究．通过对典型飞行状态的计算，获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系．对计算结果和部分试验结果进行了比较，获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近，计算流量系数稍高于试验值．进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致，规律性明显．     

RBCC引射模态主火箭射流对Fabri壅塞影响研究

引射模态发动机性能偏低限制了RBCC发动机的应用,为了提高引射抽吸能力和发动机性能,针对地面零速起飞状态,采用包含飞行器前后体的全流道一体化数值模拟方法,研究了主次流总压比对Fabri壅塞和引射抽吸能力的影响。结果表明:当主次流总压比低于25,提高主次流总压比可提高主火箭射流马赫数,引射空气流量可提高56. 4%;当主次流总压比高于33,提高主次流总压比增大了射流欠膨胀程度,挤压引射空气流道,导致引射抽吸能力降低,引射比可降低53. 1%;主次流总压比高于134可产生Fabri壅塞,火箭射流将引射空气流道堵塞,引射空气流量降为零。     

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。     

发动机斜喷流对某导弹气动特性影响研究

针对某导弹斜喷发动机点火时飞行姿态大幅抖动现象,通过CFD数值模拟研究斜喷流对气动特性影响.结果表明:随着发动机点火过程中燃烧室总压急剧增大,喷流与外流场相互作用形成了干扰力和干扰力矩.由于这种干扰效应的非线性特征,会引起控制系统的异常响应,导致弹体姿态大幅抖动.文中提供的计算方法及分析结论为同类导弹总体优化设计提供理论依据.     

固体燃料冲压发动机推进系统性能数字模拟

介绍了模拟零攻角时固体燃料冲压发动机导弹超音速飞行的计算机程序。该程序利用实验阻力数据计算射程和飞行速度与时间的关系，先计算气流经过锥形附体激波后的变化。在此激波下游，超音速气流进入进气道，穿过正激波到达燃烧室。在燃烧室中，借壁蒸发作用加入燃料。假设燃烧产物达到化学平衡，同时假设在燃烧室每个横截面都反应充分。燃烧室化学反应使其流体总温、马赫数的总压产生变化。流体离开燃烧室经节流喷管而存在，根据几何参数确定所完成的行程     

冲压增程制导炮弹气动特性研究

为研究冲压增程制导炮弹在不同弹道阶段的气动特性,依据其工作原理与飞行特点,设计冲压助推、爬升飞行、滑翔控制状态所对应的3种气动外形。运用拼接网格技术与雷诺转捩模型,对冲压增程制导炮弹的三维流场与气动特性进行模拟和数值计算。结果表明：3种气动外形与相同外形参数（除舵翼与头部母线外）但不采用冲压结构形式的鸭式布局制导炮弹（参考弹）相比,升阻力系数规律一致;冲压助推、滑翔控制、爬升飞行外形在相同条件下对应的阻力系数依次递减,分别较参考弹阻力系数增大约50.5%、42.9%、33%;滑翔控制外形因鸭舵展开,相同条件下升力系数较其他两种外形大,又因进气道限制了鸭舵面积,相同条件下升力系数较参考弹小（约小11.9%）;弹体摆动减小了冲压发动机进气道的流量系数和总压恢复系数,对其总体性能产生了不利影响。     

关于超声速气流中喷嘴逆向喷射降低气动热问题的研究

描述了对超声速气流逆向喷射降低气动加热问题开展的实验研究,实验是在普通的下吹式风洞中进行的,在Ma=4的超声速自由来流中,安装一个半球面模型,模型顶部通过声速喷管喷射冷气流,可以观察到表面热气流分布有明显减少,这表明逆向喷射是一种十分有效的减少钝体头部气动加热的方法。同时,也研究了总压比(相对于自由来流)对气动加热的影响。     

基于Fluent/Simulink的水下发射系统发射阀流场数值仿真

发射阀是水下鱼雷发射系统的重要部件,其流量特性决定了鱼雷发射内弹道及相关的发射系统瞬态特性。为研究发射阀内部流场规律,提出了基于可压缩流体力学控制方程描述发射阀处流体流动和1D常微分方程描述气瓶与气缸热力学特性,采用商用计算流体力学软件FLUENT和1D仿真软件Simulink联合仿真的方法对发射阀的内部流场进行了数值模拟。由数值计算得到的发射阀质量流率与解析结果具有很好的一致性,从1个侧面验证了计算流体动力学（CFD）模型的正确性。所获得的数值模拟结果可为进一步研究水下鱼雷发射气动系统的流致振动与气动噪声等特性提供参考。     

复杂外形气动特性的DSMC模拟与桥函数估算

通过桥函数估算气动力以及蒙特卡罗方法数值模拟流场，对复杂外形再入体过渡区气动特性进行预测。给出了流场部分特征分布，考察了不同Knudsen数、不同马赫数对表面压力系数和阻力系数的分布的影响。阻力系数数值模拟结果与桥函数估算结果的比较表明，低密度效应对过渡区再入体气动特征影响极大。     

某大口径轻武器射流噪声的小波分析与数值模拟

针对某带膛口制退器的大口径轻武器射流噪声问题,在实验研究和数据分析基础上,对膛口噪声的气动特性进行探究。利用小波分析方法对实验测得的噪声数据进行分析,将膛口冲击波与膛口脉冲噪声的波形加以区分;采用计算流体力学与计算气动声学耦合算法对膛口噪声进行数值模拟,并将测点位置的噪声数值模拟结果与实验结果进行对比分析,验证该计算方法的可行性;分析了膛口制退器内的激波分布及带膛口装置的膛口噪声场指向性分布。研究结果表明：膛口噪声成分复杂,频带宽且声能较高,膛口制退器引起膛口周围流场的侧向分流,从而影响膛口噪声的指向性分布。     

涡环旋转伞充气过程及气动特性分析

为了探索灵巧子弹药的减速导旋伞——涡环旋转伞的充气性能和气动特性,利用任意拉格拉日-欧拉流-固耦合方法,模拟一种典型涡环旋转伞在无限质量和低速气流条件下的充气过程,得到伞衣动态变化过程、转速和投影直径时程变化曲线及充满后稳态下的流场变化特性。将充满伞衣幅的有限元模型转化为气动特性仿真模型,利用计算流体力学方法得到涡环旋转伞在低速气流作用下的气动力参数及流场流线、压力分布等特性。将两种方法得到的结果进行对比分析,结果表明：涡环旋转伞在来流12 m/s时能顺利充气展开并实现旋转,伞衣幅充满外形饱满,稳定转速约为3.3 r/s;阻力系数为1.36,大于一般结构轴对称降落伞;导旋力矩系数为0.87;流场分布具有中心对称性。     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

高超声速炮弹气动数值模拟

针对高超声速弹丸飞行阶段的计算研究中,除了对其进行气动热模拟之外,另一项重要任务就是气动力的计算问题,采用SST k-ω湍流模型,运用AUSM+格式对非定常三维可压缩流体进行了数值模拟,再现了高超声速条件下炮弹周围复杂的流动现象,得到了流场的分布规律.计算结果表明,在研究范围内,高超声速弹翼组合体数值计算结果与工程计算结果吻合较好,为进一步高超声速炮弹研究提供了技术参考.     

小型共轴旋翼自然来流下的抗风扰气动特性分析

针对自然环境中的二级风（1.6~3.3 m/s）和三级风（3.4~5.4 m/s）,对悬停状态的共轴双旋翼进行水平和竖直来流的抗风扰气动性能测试。在建立自然来流影响下的桨叶速度分布模型基础上,采用低速风洞模拟自然环境对共轴双旋翼进行了来流吹风试验。采用滑移网格方法计算旋翼流场,捕捉自然来流环境中流场内部的气动干扰现象,主要包括桨尖压强分布、流线分布和桨尖速度矢量。研究结果表明：所建立的模拟方法能够准确反映自然来流对共轴双旋翼流场气动特性影响;相比无来流状态,受竖直来流影响的共轴旋翼性能下降,而水平来流环境中的共轴旋翼具有较好的抗风扰性能,旋翼性能随着水平来流速度的增大而大幅度提高。     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。     

跨速域大后掠角近距耦合翼气动干扰特性

为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明：在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。     

高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究

基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析.首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件.为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算.而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸.