冲压发动机增程榴弹绕流流场数值分析

数值模拟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k-ε两方程模型,数值格式为二阶迎风格式。得到了冲压发动机增程炮弹的流场结构,结果表明:冲压发动机增程炮弹在高超音速下阻力系数无明显变化,而在亚音速和低超音速下,阻力系数提高。

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟研究

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟的控制方程为雷诺平均可压缩纳维尔-斯托克斯(Navier-Stokes)方程,数值格式为二阶迎风格式。对弹用双锥进气道流场进行了数值模拟,得到了清晰的流场结构。数值计算结果显示:进气道在来流马赫数为2.5时有较高的总压恢复系数,但是流量系数较低,来流马赫数为3时总压恢复系数有所降低,但流量系数增加较快,此时进气道仍然工作正常,说明双锥进气道能够满足冲压增程炮弹的使用要求。

火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究

文中基于静力学与动力学原理,建立了六分力测试台力学模型,研究分析了六分力测试台的静、动态误差特性,为六分力测试系统设计及提高测试精度提供了理论基础。

底凹弹绕流流场波谱规律数值分析

数值模拟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k—ε两方程模型,数值格式为二阶迎风格式。数值模拟了标准与底凹弹形的绕流流场,得到了流场的宏观结构及底部涡流结构的变化规律,分析了两种弹形绕流波谱的变化规律,为底凹弹减阻机理研究提供帮助。

弹丸跨音速非对称绕流的数值分析

用数值模拟方法研究弹丸在跨音速、小攻角状态下的流动特性．数值模拟的出发方程为三维Ｅｕｌｅｒ方程．数值格式为有限体积的隐式ＴＶＤ格式．通过数值模拟，研究了弹丸在Ｍ∞＝０．９６和Ｍ∞＝１．１，攻角α＝４°状态下的流场特征，结果显示，弹体表面产生明显的非对称激波．计算得到的弹体表面压力与实验数据进行比较，结果令人满意．

超音速射流与弹体绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超音速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用，在弹体底部形成了复杂的干扰流场。本文应用了四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式，求解雷诺平均的ＮＳ方程，对这一复杂流动进行了数值模拟，得到了流场结构随不同喷口压力的变化规律。

圆柱形弹丸绕流流场数值分析

用数值模拟方法研究圆柱形弹丸绕流流场特性 ,出发方程为雷诺平增多的 N-S方程 ,湍流模型为 k-ε两方程模型 ,数值格式为二阶迎风格式 ,得到了圆柱形弹丸在亚、跨和超音速下的绕流流场结构和阻力系数 ,并在此基础上给出了圆柱形弹丸头部阻力系数近似解析计算公式 ,与数值计算方法结果对比证明 :其计算精度可以满足工程设计的要求。

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k-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。

火箭燃气喷流与弹体超声速绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超声速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用，在弹底部形成了复杂的干扰流场。应用四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式，求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程，对这一复杂流动进行了数值模拟，得到了流场结构随不同喷口压力比的变化规律。

弹丸无粘跨、超音速绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究弹丸在跨、超音速状态下的气体流动特性，数值模拟的出发方程为三维Ｅｕｌｅｒ方程。数值格式为有限体积的隐式ＴＶＤ格式。数值模拟了船尾形弹丸在跨音速下和尖锥柱裙弹丸在超音速下的流场特征，与文献数据进行了比较，结果令人满意。

区域法在无粘绕流流场数值模拟中的应用

利民区域法对流场进行分块处理，采用分块耦会求解，数值模拟无粘跨、超音速流态下的物体绕流流动特性。数位模拟的出发方程为Euler方程，采用隐式有限体积TVD格式，给出了二维尖前、后缘翼统流和尾喷流／绕流干扰流场的计算结果。数值计算表明，该方法可以取得高清晰度的流场结构。

高环境压强下喷管的工作特性研究

数值模拟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k ε两方程模型 ,数值格式为二阶迎风格式 .数值模拟了喷管在高反压环境下的流场 ,得到了流场结构变化规律 ,研究表明 :喷管在非设计工况下工作 ,产生了较大推力损失 ,该损失主要由静推力损失造成 .通过合理设计发动机工作压强和喷管扩张比 ,使其与外界反压相匹配 ,可以降低推力损失 .最后给出了基于喷管的一维理论与数值方法的推力计算对比 ,结果显示 :反压越高两者之间计算误差越大 .

弧形翼-身组合体空气动力特性的数值模拟研究

利用高精度TVD格式成功地完成了标准TTCP弧形翼 身组合体在马赫数为 0 .8～ 2 .36的湍流流场计算 ,通过对翼表面压力的积分求得自诱导转动力矩 ,与相应的风洞实验数据基本一致。流场的计算结果显示 :自诱导转动力矩的变化主要是由于翼前缘和翼后半部分产生的法向力的差异造成的。最后进行了不同翼形参数的弧形翼 身组合体湍流流场计算 ,发现翼前缘削尖角角度增大和翼弦长增大 ,使总法向力增大。

轴对称阶梯型面管道内流场数值分析

采用雷诺平均的 N- S方程 ,对收敛—扩张—圆管和收敛—圆管两种复杂型面管道内流场进行了数值仿真 ,得到了流场结构变化规律。研究表明 ,由于圆管存在 ,会使圆管出口的流体速度降低 ,压力增高 ,喷管效率降低。

APPLICATIONS OF HIGHER-ORDER UPWIND SCHEME FOR PROJECTILES IN TRANSONIC FLOW

针对弹丸跨音速粘性绕流流场进行了数值仿真研究，并与实验进行了对比。数值仿真的控制方程为雷诺平均的Navier-Stokes方程，湍流模型采用Baldwin-Lomax模型，应用了四阶的MUSCL TVD格式。结果表明，该方法可以取得高清晰度的流场结构。

高精度迎风格式的射弹粘性绕流场数值模拟

应用四阶的MUSCLTVD格式 ,求解雷诺平均的N S方程 ,对超音速射流与弹体绕流流场和弧形翼的空气动力特性进行了数值模拟研究 ,计算结果与实验对比表明 。

弹丸湍流流场数值计算研究

该文对弹丸粘性绕流流场进行了数值模拟研究。数值模拟的出发方程为雷诺平均的Navier Stokes方程 ,湍流模型采用了高雷诺数k-ε两方程模型 ,应用二阶的TVD格式 ,给出了SOC形弹丸的流场波系结构和湍流粘性系数的分布规律。结果表明 ,该数值计算方法可以取得高清晰度的流场结构。

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法，并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台．此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成．点火器采用电点火方式．对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论，提出了相应的设计原则和方法．用这种方法设计的火箭质量仅为2g，比冲在230860N·s／kg范围内，测量到的推力达到24～230mN．

弹丸跨声速粘性绕流数值计算

用数值模拟方法研究弹丸跨声速绕流的流动特性，数值模拟的出发方程为平均雷诺数的Ｎ－Ｓ方程，湍流模型采用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型，数值格式为四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式。通过数值模拟研究弹丸在Ｍａ∞＝０９６状态下，绕流流场的流动特性，给出流场的等马赫数线、等压力线、弹底速度矢量分布及弹体表面压力分布与实验的对比。结果表明，计算符合实际情况。

双基推进剂高应变率型本构模型的实验研究

为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4～103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材料,屈服应力和初始弹性模量的对数与应变率的对数近似呈线性关系,且表现出韧脆转化现象。利用朱-王-唐非线性粘弹性本构关系,采用最小二乘法拟合了本构材料参数。研究表明,朱-王-唐本构模型能较好地描述双基推进剂在不同应变率条件下的力学行为。