【摘 要】
：
利用流场分析软件Fluent数值计算着陆过程中转向喷管发动机的喷流流场时，发动机与地面相对位置的不断变化使计算域形状不断改变。本文介绍了实现移动网格的基本方法，并结合使用网格弹性平滑移动和网格重构方法实现了着陆过程中转向喷管发动机喷流流场的非定常数值计算。得到了随发动机着陆产生的喷流流场的压强场与速度场。结果表明，本文所采用的动网格技术适用于转向喷管发动机运动过程中喷流流场的计算。本文的研究结果对
【机 构】
：
中航工业燃气涡轮研究院,成都610500
【出 处】
：
中国力学大会2011暨钱学森诞辰100周年纪念大会
论文部分内容阅读
利用流场分析软件Fluent数值计算着陆过程中转向喷管发动机的喷流流场时，发动机与地面相对位置的不断变化使计算域形状不断改变。本文介绍了实现移动网格的基本方法，并结合使用网格弹性平滑移动和网格重构方法实现了着陆过程中转向喷管发动机喷流流场的非定常数值计算。得到了随发动机着陆产生的喷流流场的压强场与速度场。结果表明，本文所采用的动网格技术适用于转向喷管发动机运动过程中喷流流场的计算。本文的研究结果对分析着陆过程中转向喷管发动机喷流激起的地面粉尘等颗粒对着陆转向喷管装置的污染有重要的意义。
其他文献
本文针对某二元高超声速进气道在中国空气动力研究与发展中心超高速所FD-22高焓风洞开展自起动特性试验研究。试验设计了节流挡板系统,通过控挡板由闭合到打开,来研究进气道是否能从不起动状态恢复到起动状态,并研究了来流马赫数,模型攻角、加前体侧板等对试验进气道自起动特性的影响。试验结果表明：节流门完全闭合时,进气道内流处于震荡的不起动状态；当节流门打开后,振荡消失,进气道顺利重起动；攻角从2.5°增加到
为提高定几何进气道宽马赫数范围工作性能，针对高超声速进气道设计了一种自适应泄压槽，它能够有效改善进气道低马赫下的自起动性能，同时起动后泄漏量很小。文中采用数值仿真手段研究了这种自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积对进气道以及泄漏量的影响规律。结果表明，进气道的性能随着位置的变化有轻微的波动现象，但总的变化不大；槽的泄漏量在相应马赫数的唇口激波位置会急剧增加。同一位置，随着槽角度的增加，泄漏量减小
开展了高超声速混压式定几何前体进气道在有节流时的动态特性计算与试验研究。计算工作为前体进气道对称面上二维结构的准定常数值模拟,通过改变节流度获得了进气道在不同节流情况下的典型激波振荡动态过程。数值研究表明,随着节流度的增加,进气道进入不起动,并且当进气道不起动时,内流流场以动态振荡为特征发生激波振荡。试验在中国空气动力研究与发展中心？0.5m下吹式风洞中进行,试验马赫数为Ma5,来流总压为10at
本文针对一个并联式TBCC(Over/Under Turbine Based Combined Cycle)排气系统的气动方案，对其模态转换点(冲压发动机开始工作)工作范围进行了试验研究和相应的数值模拟。文中给出了涡喷发动机处于不加力和加力两种状态下，模态转换点及其上下边界的三维流场数值模拟和风洞试验结果，讨论了涡喷发动机与冲压发动机两个通道出口气流的相互影响。数值模拟结果显示，当涡喷发动机处于不
依据以色列的一种固体燃料超燃冲压发动机的实验研究进行数值模拟以期建立较为合理的数值计算模型。使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。模型中发动机燃烧室以及扩张段的壁面均为PMMA固体燃料，在处理燃料加质边界时采用用户自定义函数方式给定。数值模拟结果显示：燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验测得的燃料退移速率有一定差异，但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律
本文提出了一种针对马赫数从4到6条件下二元进气道的压缩型面变几何方案。该方案进气道的外压段在二维情况下可以独立出来简化为悬臂梁来研究。本文根据里兹法详细推导了在任意分布载荷下的等厚度悬臂梁的挠曲线方程，并将挠曲线方程应用于计算二维弹性板在气动载荷、均布载荷和一个集中力共同作用下，弹性板的变形结果。另外实现了对M4、M5、M6不同马赫数下，压缩面出口激波高度的控制。
建立了高温热化学非平衡条件下的高超声速气动热数值模拟方法。采用二阶精度迎风格式的欧拉或N-S方程的有限体积法多块结构网格求解器，包含了Park的热化学非平衡双温模型，考虑了空气多组分及有限化学反应的影响；对化学生成源项和振动能源项采用了点隐式处理，发展了带有源项的迎风TVD格式的数值求解方法。对RAM-CⅡ飞行器算例进行了气动热数值模拟研究，分析了热化学非平衡条件下，不同非平衡模型及热流构成的影响
高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件，其不起动从本质上表现为喘振，会造成进气道和发动机性能的急剧下降，甚至结构破坏、超温或熄火。为了对高超声速进气道进行实时仿真及后续的主动控制研究，本文建立了高超声速进气道喘振动态模型，能够反映高超声速进气道的起动、不起动状态及相互演化。仿真结果验证了模型的正确性。
当前运载火箭的第一级推进级的费用占了整个发射成本的很大一部分，为了降低成本，许多国家提出可循环利用的火箭推进级方案，其中返回时的动力完全依赖放置在火箭头部的涡轮发动机。由于涡轮发动机位于火箭箭身内部，需要设计一种S型的排气管路，将发动机产生的废气排入大气。于是本文提出了一种S型喷管的设计方法，并对不同入口角、不同出口角、不同中心线变化规律、不同面积变化规律下的性能变化进行了CFD仿真对比，初步得到
本文提出三种超声速轴对称进气道进口部分气动型面造型方法，研究了各设计参量变化对进气道性能和气动型面形状影响，确定了各造型方法基本型面控制参数。三种参数化气动造型方法包括两种圆弧构型方法及一种参数化曲线构型方法。