【文章內(nèi)容簡介】 律 [4]。 劉洋 [5]等從三維粘性可壓縮 的納維斯托克 方程出發(fā)，利用瑞流模型的封閉方程組，采用二階迎風(fēng)格式，并使用顆粒軌道模型計(jì)算了兩相流流場。分析得到影 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 10 響長尾噴管中粒子分布的三個(gè)因素，即： 粒子的尺寸； 過載組合不相同 鋁粉所占的百分比。 郭顏紅 [6]等利用 歐拉 拉格朗日 方法，對帶長尾噴管中的三維兩相流場進(jìn)行了模擬，采用離散 納維斯托克 方程以及不完全 LU 分解預(yù)處理的算法，和可壓縮的SIMPLE 算法，并且用 PSIC 方法計(jì)算獲得了顆粒參數(shù)的分布規(guī)律和顆粒的運(yùn)動(dòng)軌跡。 張志峰 [7]等分別采用隨機(jī)型與確定型顆粒軌道模型對不 同顆粒尺寸的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了計(jì)算，并比較了所得的結(jié)果，研究表明，顆粒直徑越大，隨機(jī)型軌道模型的優(yōu)勢就越顯著；粒子尺寸較小時(shí)，湍流脈動(dòng)是硬性粒子運(yùn)動(dòng)的主要因素，粒子尺寸比較大的時(shí)候 ,則慣性是首先的影響因素。 嚴(yán)聰 [8]等使用 EulerLagrange 模型方程，在旋轉(zhuǎn)條件下，對長尾噴管發(fā)動(dòng)機(jī)開展了三維二相流場數(shù)值模擬的研究，獲得了顆粒的旋轉(zhuǎn)速度以及微粒直徑對長尾噴管中粒子濃度分布的影響和粒子的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。 陳劍 [9]等建立并設(shè)計(jì)了一種模擬和長尾噴管燒蝕的實(shí)驗(yàn)方法和裝置，使用該裝置進(jìn)行了正常狀態(tài)下的實(shí)驗(yàn)，以及在 過載狀態(tài)下的實(shí)驗(yàn)研究，同時(shí)獲得了燒蝕實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和燒蝕形貌，而且試驗(yàn)結(jié)果在一定程度上比較吻合。 劉敦啟 [10]等進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)長尾噴管內(nèi)襯殘骸的檢測及研究，并對噴管內(nèi)的流場開展了仿真計(jì)算，獲得了內(nèi)襯的燒蝕規(guī)律和燒蝕機(jī)理，證明了噴管內(nèi)襯燒蝕嚴(yán)重的主要原因就是凝相粒子的侵蝕。 薛賽男 [11]采取數(shù)值仿真方法，對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)長尾噴管內(nèi)的兩相流開展了了數(shù)值模擬的研究。通過構(gòu)造長尾噴管中流場的純氣相流以及氣固兩相流物理模型，并假定初始邊界條件，分別對兩種模型進(jìn)行仿真計(jì)算，研究分析噴管內(nèi)流場參數(shù)（溫度、壓強(qiáng)及馬赫數(shù)等）以及 燃?xì)饬Ｗ又睆降淖兓植家?guī)律，以達(dá)到優(yōu)化噴管內(nèi)流場熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的目的。 宋亞飛 [12]等利用 EulerLagrange 模型（顆粒軌道模型）對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣固兩相流進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過將顆粒直徑為 1 微米兩相流與純氣相流場的比較，以及噴管內(nèi)不同直徑顆粒運(yùn)動(dòng)軌跡的對比，研究分析了粒子相對噴管流場的影響和顆粒運(yùn)動(dòng)的特性及分布規(guī)律，研究發(fā)現(xiàn)：顆粒相對噴管內(nèi)流場參數(shù)（馬赫數(shù)、溫度）的影響較大，但是對壓強(qiáng)的影響較?。活w粒直徑與顆粒相運(yùn)動(dòng)軌跡關(guān)系緊密，且對顆粒的分布有很大的影響；顆粒分布、顆粒沉積特性和顆粒運(yùn)動(dòng)軌跡三 者之間密切相關(guān)。 高峰 [13]等利用 EulerLagrange 模型，在不同的過載和顆粒尺寸條件下，模擬了噴管的內(nèi)流場。對過載的加入以及粒子尺寸變化的研究，得出了噴管內(nèi)流場相關(guān)參數(shù)（壓強(qiáng)、溫度、速度等）的作用。分析結(jié)果表明 :噴管內(nèi)部燃?xì)鈪?shù)受過載和粒子尺寸變化的影響非常明顯 ,尤其是對溫度的影響作用特別顯著。在純氣 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 11 相條件下 ,噴管長尾段后部的燃?xì)鉁囟蕊@著降低 ,但是加入顆粒相后 ,在喉部的附近和擴(kuò)張段中 ,純氣相情況下的燃?xì)鉁囟鹊陀趦上嗔髑闆r下的燃?xì)鉁囟取? 兩相流塞式噴管 任軍學(xué) [14]等為了分析 發(fā)動(dòng)機(jī)塞式噴管中兩相流場的特點(diǎn)和性能的情況，利用EulerLagrange 兩相方法計(jì)算了二維全場塞式噴管內(nèi)的兩相流場。經(jīng)過比較兩相流場和純氣相流場的計(jì)算結(jié)果，證明了氣流比熱比減小的原因是因?yàn)轭w粒相加入的緣故，顆粒相的存在也會(huì)使得不高的空氣環(huán)境中，塞錐表面的壓強(qiáng)峰值向后移動(dòng)；然而在較高的大氣環(huán)境中，壓強(qiáng)在塞錐表面會(huì)增加；外界反壓和塞錐氣流的變化對大直徑顆粒的運(yùn)動(dòng)軌跡影響小，但是外界反壓和塞錐氣流對小直徑顆粒的運(yùn)動(dòng)軌跡影響大；塞式噴管與鐘型噴管在兩相流性能方面基本相似；顆粒含量越高、直徑越大，噴管的效率就越低 。 謝侃 [15]等研究了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩相流環(huán)縫塞式噴管型面的設(shè)計(jì)方法。環(huán)縫塞式的設(shè)計(jì)方案需要考慮兩方面的因素：一是兩相流因素，二是約束型面設(shè)計(jì)的極限粒子流線。在設(shè)計(jì)時(shí)，假設(shè)兩相流為常滯后流動(dòng)，并提出新的 Angelino 型面設(shè)計(jì)法，闡明了改進(jìn)法最后的設(shè)計(jì)公式以及常滯后兩相流的 PrantdlMeyer 函數(shù)關(guān)系式，并用 Fluent 計(jì)算了改善后設(shè)計(jì)的噴管型面的功能。計(jì)算結(jié)果表明，和沒有改進(jìn)的純氣相型面設(shè)計(jì)法相比，此方法設(shè)計(jì)的型面的推力性能提高約 1%，長度縮短接近 33%，證明了改進(jìn)后的兩相流環(huán)縫塞式噴管設(shè)計(jì)型面方 法的合理性和有效性。 謝侃 [16]等 在常滯后二相流假設(shè)下，建立了改進(jìn)的 Angelino 理想型面法以及改進(jìn)的“二次曲線 +三次曲線”造型法，用改進(jìn)法來設(shè)計(jì)兩相流的環(huán)縫塞式噴管；并計(jì)算了通過這兩種方法設(shè)計(jì)的塞式噴管的性能。計(jì)算結(jié)果表明：在二相流條件下和沒有考慮二相流效應(yīng)的純氣相理想方法設(shè)計(jì)的噴管型面相比，通過改進(jìn)的Angelino 法設(shè)計(jì)的噴管型面長度大約縮短百分之三三，推力增大近百分之一；改進(jìn)法設(shè)計(jì)的型面長度減小約 6%，性能提高近 4%。 陳濤 [17]等利用有限體積法計(jì)算了三種形式的環(huán)縫塞式噴管，經(jīng) 過流場結(jié)構(gòu)分析及性能的比較，說明單元間隙比較小的多單元環(huán)簇形塞式噴管，在全部的飛行高度下都具有很高的推力效率，比較適合作為固體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)塞式噴管的最基本構(gòu)型。并在此基礎(chǔ)上，使用顆粒軌道模型對二十單元環(huán)簇型塞式噴管的二相流場進(jìn)行了模擬，因?yàn)轭w粒的存在會(huì)使二相流場相對純氣相的狀態(tài)有很大變化 ,主流分布的范圍增大，馬赫數(shù)發(fā)生滯后，而且顆粒尺寸越大噴管的效率就越低 ,顆粒尺寸為 10 微米時(shí)，噴管性能較純氣相減少 9%左右。 兩相流噴管參數(shù)及性能研究 遲鴻偉 [18]等研究了大負(fù)載比氣固兩相噴管參數(shù)及通道的形 狀優(yōu)化，通過應(yīng)用非結(jié)構(gòu)化四邊形自適應(yīng)網(wǎng)格建立噴管模型，利用歐拉 歐拉方法建立兩相控制方 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 12 程，并使用有限容積法求解有限差分方程得到了各種不同負(fù)載比下的兩相流運(yùn)動(dòng)規(guī)律；初步推導(dǎo)了兩相近似等溫思想下的推理計(jì)算公式，在進(jìn)一步的進(jìn)行了與等熵推理公式、沿壁面數(shù)值積分計(jì)算結(jié)果的比較，結(jié)果表明，在較大的微粒直徑范圍內(nèi)，與實(shí)際推力更符合的是近似等溫流思想推力計(jì)算結(jié)果，而等熵公式計(jì)算結(jié)果與實(shí)際推力相差較大；通過對比不同擴(kuò)張角下的推質(zhì)比，研究發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。 陳軍 [19]采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管中的一維兩相流動(dòng)的數(shù)值模擬計(jì)算數(shù)據(jù)，經(jīng)過 對比計(jì)算分析噴管一維二相流動(dòng)參數(shù)和純氣相流動(dòng)的變化規(guī)律，得出在兩相流動(dòng)條件下火箭噴管的性能計(jì)算公式。此公式包括了兩相流動(dòng)中全部的因素，例如比熱比、噴管尺寸和凝相尺寸等，擁有普遍的適應(yīng)性。研究計(jì)算結(jié)果說明，該理論的預(yù)示精度可達(dá)到千分位到萬分位，并且簡化了應(yīng)用在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的兩相流模型，有助于提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能的預(yù)示精度。 楊寒 [20]研究了鋁冰固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中氣固兩相流的噴管參數(shù)，使用了MusclHancok 格式以及有限體積法，又分別采用 HLL 格式和 Stegerwarming 格式來處理氣相界面通量 和顆粒相。在無粘、層流和湍流流態(tài)下，研究了噴管超大負(fù)載比下的流動(dòng)參數(shù)規(guī)律，闡明了對推力性能影響的各項(xiàng)因素（顆粒尺寸和負(fù)載比等）。同時(shí)，利用數(shù)值模擬計(jì)算得到，在超大負(fù)載比條件下，兩相流動(dòng)沖量損失遠(yuǎn)大于純氣相沖量損失，近似等溫系數(shù)隨著顆粒直徑的增大與積分推力系數(shù)的偏離就越大；而等熵推力系數(shù)的變化趨勢隨負(fù)載比的變化與積分推力系數(shù)比較一致。 劉冰 [21]等研究了考慮氣體 顆粒二相流效應(yīng)時(shí)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。采用以遺傳算法為基礎(chǔ)的直接優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，優(yōu)化噴管中型面的重要參數(shù)，以降低噴管內(nèi)的比沖損失，從而提 高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。通過噴管兩相流的計(jì)算得到比沖損失的大小，并設(shè)計(jì)相關(guān)的軟件來自動(dòng)完成常見的噴管型面的參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化計(jì)算的結(jié)果證明，噴管相對比沖損失能夠明顯減小。 二、兩相流內(nèi)彈道研究 池長青 [22]等對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道展開了研究。研究得出：發(fā)動(dòng)機(jī)比沖以及平衡壓力都會(huì)受到凝相質(zhì)點(diǎn)大小的影響作用，而且燃燒室中凝相質(zhì)點(diǎn)的相對速度滯后效應(yīng)非常明顯。 宋明 [23]等就內(nèi)彈道一維兩相流動(dòng)給出了固壁邊界和底火射流邊界處理的一種新方法 ,并用這種方法對 30 毫米火炮膛內(nèi)壓力波進(jìn)行了成功的數(shù)值模擬。 黃偉 [24]等針對采用含鋁推進(jìn)劑的發(fā)動(dòng)機(jī)建立其兩相流動(dòng)的理論模型，再用數(shù)值方法對其內(nèi)彈道進(jìn)行了預(yù)估計(jì)算，同時(shí)還與氣相計(jì)算模型進(jìn)行對比。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 13 鮑福廷 [25]等對 雙燃速固體發(fā)動(dòng)機(jī)的一維內(nèi)彈道進(jìn)行了研究，主要討論了它的計(jì)算方法，提出了混合燃?xì)鈪?shù)的解決辦法，分析了影響內(nèi)彈道性能的各種因素，為一維內(nèi)彈道的計(jì)算提供了一種有效的方法。 陳軍 [26]等研究分析了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中內(nèi)彈道存在的兩個(gè)問題： 內(nèi)彈道的模型過于簡單； 內(nèi)彈道模型達(dá)不到統(tǒng)一；為此，他們構(gòu)造了統(tǒng)一形式的內(nèi)彈道計(jì)算模型，并推導(dǎo)證明了在各種收斂準(zhǔn)則及邊界條件下 的物理模型，同時(shí)計(jì)算了粒子尺寸的變化特征。研究結(jié)果表明，該模型能夠很好的 減 少純氣相模型造成的理論和實(shí)際兩者間的誤差，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道的預(yù)測精度。 李宏順 [27]等依據(jù)已有的單燃速熱力學(xué)參數(shù)標(biāo)準(zhǔn)，研究了雙燃速固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道，建立了零維兩相的內(nèi)彈道方程，該方程中不僅含有一個(gè)新形式的能量方程，并且還包括一種簡潔實(shí)用的方法，該方法既可以計(jì)算點(diǎn)火的上升段，還可以計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的特征速度和比沖。 程誠 [28]為了提高對內(nèi)彈道兩相流過程中復(fù)雜激波系的捕捉能力 ,將基于 Roe型格式的近似黎曼解模型推廣到火炮兩相 流數(shù)值模擬中。通過與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析 ,說明了基于 Roe 格式的高階近似黎曼解模型在處理火炮膛內(nèi)強(qiáng)間斷及復(fù)雜波系時(shí)有較強(qiáng)的分辨能力。 陳軍 [29]采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管中的兩相流動(dòng)性能的計(jì)算公式，構(gòu)造了零維兩相流的內(nèi)彈道模型，其中包含零維兩相內(nèi)彈道的微分方程與平衡壓強(qiáng)公式，說明了模型中牽涉到的兩相性能參數(shù)的計(jì)算方法。與一維兩相流的內(nèi)彈道模型相比，零維內(nèi)彈道模型不僅簡單，而且還可以滿足必要的精度要求，適用于工程應(yīng)用的快速估算。使用該模型對某遠(yuǎn)程固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了兩相內(nèi)彈道的分析計(jì)算，研究結(jié)果 和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，說明該內(nèi)彈道模型能有效地減少純氣相模型所造成的理論和實(shí)際之間的模型誤差，有助于快速估算發(fā)動(dòng)機(jī)中的兩相流內(nèi)彈道參數(shù)，并提高其預(yù)示精度。 三、兩相流燒蝕 翟鵬 [30]等基于自主創(chuàng)建的燒蝕實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，利用有限體積的方法，開展了燒蝕槍內(nèi)外的二相流場的數(shù)值模擬計(jì)算，得出了燒蝕槍內(nèi)的燃?xì)饬饕约傲Ｗ恿鞯乃俣葓龊蜏囟葓龅淖兓?guī)律，由此說明該方法可以很好的用來模擬兩相流的流場。 張承志 [31]等針對絕熱材料燒蝕的問題，研究了顆粒沖刷情況下的燒蝕過程，并在不同的初始沖刷條件下，對侵蝕過程和結(jié)果進(jìn)行了探 索研究，同時(shí)采用數(shù)值模擬方法分析了實(shí)驗(yàn)過程。研究分析結(jié)果表明，兩相流動(dòng)沖刷參數(shù)的變化對絕熱層的侵蝕過程以及侵蝕后的最終形貌影響很大，在燒蝕過程中，伴隨著絕熱層表面的局部沖刷參數(shù)的惡劣變化，燒蝕造成的凹坑也不斷變窄、變深，而且顆粒對碳化層的損壞效果更加嚴(yán)重；通過分析絕熱層推移型面上的顆粒沖刷參數(shù)分布規(guī)律和二次聚集效果，總結(jié)出形貌改變和絕熱材料表面沖刷燒蝕條件之間具有很強(qiáng) 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 14 的相互作用，并且沖蝕條件劇烈就會(huì)導(dǎo)致絕熱層表面產(chǎn)生局部的凹坑，而后燒蝕凹坑變深、變窄有會(huì)翻過來造成顆粒在凹坑中的二次聚集。 李強(qiáng) [32]等采用一種經(jīng)過精心設(shè)計(jì)流路的小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，研究了低速、高顆粒濃度的兩相射流對碳 /碳復(fù)合材料試驗(yàn)片的影響。測量了線性燒蝕率，采用電子顯微鏡掃描研究了燒蝕表面和的微觀結(jié)構(gòu)以及燒蝕機(jī)理。在研究的參數(shù)范圍內(nèi)，碰撞區(qū)的機(jī)械磨損是炭 /炭復(fù)合材料燒蝕的主要因素，然而化學(xué)燒蝕的作用較弱。炭 /炭復(fù)合材料燒蝕會(huì)導(dǎo)致鈍尖的斷裂，還會(huì)形成一個(gè)層狀矩陣。粒子對質(zhì)量流率的影響比對燒蝕速率的影響更顯著；對于中型尺度，碳棒比纖維素更能抵抗機(jī)械磨損；對于小型尺度，碳纖維比碳基質(zhì)更容易受到機(jī)械磨損，而且碳纖維比基質(zhì)和表面更能抵抗化學(xué)的 腐蝕的作用。 邢志浩 [33]等對過載情況下的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬以及旋轉(zhuǎn)過載實(shí)驗(yàn)。研究結(jié)果說明，在過載條件下，影響顆粒分布規(guī)律和絕熱層劇烈燒蝕部位的重要因素包括： 過載量值； Al 含量。 李江 [34]等在高過載條件下，研究了絕熱層燒蝕的試驗(yàn)方案 ,給出了一種新的研究方法，即彎管分離法，并采用數(shù)值模擬的方法對該方法進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，研究結(jié)果證明了此方法的可行性。緊接著，他 [56]又提出了另外一種新的模擬試驗(yàn)的方法：收縮管聚 集法，并建立了相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)裝置。對高過載條件下的絕熱層燒蝕進(jìn)行了對比實(shí)驗(yàn)研究，結(jié)果表明，絕熱層燒蝕受顆粒沖刷的影響非常嚴(yán)重。 樂發(fā)仁 [36]等采用化學(xué)反應(yīng)以及兩相流耦合方法，構(gòu)造了 Al 顆粒的燃燒模型