Abstract
本文以數值模擬的方法研究固體火箭發動機、自由剪流層和固體燃料衝壓引擎內流場的物理性質。利用一種改良型的哥德諾夫(Godunov)數值方法直接去解非穩態可壓縮的保守方程式，這種數值方法先經由三個基準的數值測試問題驗証其準確性。固體火箭發動機冷流場的計算結果將與壁面均勻和非均勻噴氣的實驗結果比較，比較的內容包括平均壓力、軸向平均速度、平均速度場輪廓的轉變以及紊流強度。此外，本文也將探討壁面噴流對近壁面速度輪廓的影響，並且首度提供有關於平均速度場輪廓和紊流強度轉變的臨界條件。自由剪流層冷流場的計算包括上下兩股不同速度型態的氣流:次音速/次音速、超音速/次音速及超音速/超音速，其對流馬赫數的範圍從 0.14 到 1.28。超音速/次音速的計算結果先比較實驗量測的軸向平均速度、渦流厚度以及紊流參數，以確定數值方法的可靠性。接著經由渦流的流場視覺、渦流厚度成長率和渦流動力分析探討壓縮效應對大尺度結構演變的影響。對於較高對流馬赫數的流場在入口邊界上使用不同頻率的激發方式，研究自由剪流層混合增強的可行性。本文首次發現對於超音速/超音速自由剪流層其混合厚度的增加歸因於剪流層受激發後隨時間上下擺動所造成。固體燃料衝壓引擎流場的計算結果先比較實驗量測的平均有效接觸長度及平均溫度分布，以驗証數值方法在紊流反應流場的可靠性。然後經由渦流場、渦流動力分析、平均流線、平均速度向量場、火燄位置及燃料噴出速度探討燃燒效應對非穩態大尺度流場結構和平均駐燄迴旋區的影響。本文對於燃燒熱釋放在平均有效接觸長度的效應，首度提出物理上的解釋。利用特徵出口速度及迴旋區內的物理性質定出固體燃料衝壓引擎燃燒室的可燃極限，並且驗証攪混混合器上所使用的穩定回路規範是否可行於固體燃料衝壓引擎，從而導出在可燃情況下最小駐燄高度對燃燒室直徑、空氣質量流率和燃氣等值比的相關式，提供工程設計上的參考。本文同時分析溫度和混合分率的機率密度函數分布，藉以了解紊流火燄的熱結構和提供在紊流反應流場使用機率密度函數模式方法者相關的資料。此外，本文也探討不同頻率的激發方式對紊流反應流場的影響，發現基頻的激發有助於燃燒室的可燃性。