某型运载火箭单喷管轴对称模型数值模拟

为了研究某型运载火箭发射流场的特征,采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)技术对某型运载火箭飞行5 m工位下的流场进行数值模拟.以3维单喷管发动机为模型,选用标准k-ε湍流模型,同时考虑混合气体,获得发动机尾焰流场,分析尾焰波系结构随时间的变化.计算结果表明:单喷管轴对称模型下的流场各个参数分布、激波系结构与理论分析结果一致,可为后续相关实验测量提供参考和理论依据.     

液氧/煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响

通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性,将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较,分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明,采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的马赫盘和连续激波等基本结构、特性;相比于钟形喷管,锥形喷管和内型面为直线的喷管由于喷管扩张段内燃气存在非轴向流动,造成大量能量损失的同时引起了斜激波的产生,导致喷管出口膨胀更加剧烈、尾焰中连续激波更加明显。     

多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。     

耦合尾喷管堵盖运动的水下固体火箭发动机点火启动过程特性

为研究水下固体火箭发动机点火启动过程的流场特征与工作特性，对尾喷管堵盖分离约束下的点火燃气泡演化过程进行数值模拟。采用流体体积多相流模型与动网格技术，建立耦合喷管堵盖运动的水下燃气射流仿真模型。对点火初期燃气泡形貌瞬态演化和流场参数的振荡特性进行分析，揭示变深度下发动机点火的初始推力脉动特征及形成机制。研究结果表明：点火开盖初期压差驱动堵盖强烈地冲击液相，尾壁空间产生高压区形成初始推力峰；点火深度越深，燃气泡沿轴向的增长速度越慢、长度越短，颈部出现收缩时刻越提前，流场参数和发动机推力的脉动特性越强；深水下燃气泡颈部收缩后，发动机喷口激波系出现往复振荡，导致尾壁空间产生压力振荡形成多个脉动推力峰，激波系的不稳定运动是推力出现脉动的主导因素。     

矩形喷管外尾焰红外辐射特性的数值计算

为了掌握矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性和强度分布,建立了矩形喷管的几何模型,采用Fluent6. 3 软件对矩形喷管外三维流场进行数值模拟,得到尾焰流场的温度、压强和密度等数据,并根据尾焰的特点确立红外辐射核心计算区域。采用洛伦兹线型的统计窄带模型,求出尾焰在某一窄带的平均吸收系数;采用有限体积法求解了气体介质中辐射传输方程;计算得到了矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性与在3 ~5 滋m 波段的总强度分布。结果表明:矩形喷管外尾焰为扁平状,其宽边对称面内的红外辐射强度大于窄边对称面内的红外辐射强度,并且尾焰辐射在2. 7 滋m 和4. 3 滋m 处出现了2 个辐射峰。     

双机并联氢氧火箭发动机尾焰流场特性三维数值仿真研究

以氢氧火箭发动机为模型,采用耦合可实现k-ε湍流模型的N-S方程,对发动机在地面发射阶段双机并联工作状态下的尾焰流场进行数值仿真研究,得到尾焰流场的各项参数分布及其变化规律,与理论分析结果对比,证明了算法的有效性和正确性,为开展多台发动机并联工作下尾焰的撞击和辐射特性等研究奠定了基础。     

复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究

为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算,对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明,复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大,使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加,从而导致尾焰的辐射特性增强,因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中,考虑复燃反应是极为必要的。     

飞行条件对导弹发动机尾焰流场的影响研究

应用FLUENT软件对导弹发动机的尾焰流场进行数值模拟。计算得到了尾焰流场的温度云图、轴向温度曲线以及径向温度曲线,并分析了飞行条件对尾焰流场的影响。结果表明,尾焰进入空气后会发生复燃,产生高温区,距离喷管出口的位置越远,径向高温区的半径越大;随着飞行高度的增加,流场的复燃程度降低,但高温区的轴向和径向半径逐渐变大;随着飞行速度的变大,流场的复燃程度降低,高温区的轴向和径向半径逐渐变小。研究结果可为导弹的目标识别或防护奠定基础。     

多喷管斜切式火箭发动机流场与轴向推力研究

为研究多喷管斜切式火箭发动机喷管工作特点,采用有限体积法雷诺平均N-S方程,对其流场进行了三维数值模拟;并对发动机轴向推力进行了计算,将理论计算曲线与试验曲线进行了分析对比.结果表明:斜切式多喷管基本喷管段流场参数变化趋势与普通喷管基本一致,斜切喷管出口处的参数分布呈现三维偏心现象;轴向推力理论计算结果略偏大,计算曲线与试验曲线吻合较好.数值模拟结果能正确反应喷管内流动特点.     

侧喷管脉冲发动机内流场数值模拟

为研究侧喷管脉冲发动机的性能,运用流体计算软件对作为制导弹药推力矢量控制系统执行结构的侧喷管脉冲发动机内的三维流场进行数值模拟,分析了偏心段偏心距离、喷管至偏心段距离、偏心段长度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响。研究结果表明:随着脉冲发动机偏心段向上移动,其径向推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动; 随着喷管至偏心段距离的增加,径向推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化; 受发动机结构的限制,偏心段长度对发动机性能的影响较小; 采用的数值模拟方法可以用于侧喷脉冲发动机流场及性能预示计算。     

火箭发动机水下启动过程流场数值模拟研究

利用流体分析软件Fluent对水下火箭发动机启动过程流场进行了仿真。基于压力的求解器,采用了二维双精度解算器和轴对称理想水流场模型; 时间采用一阶隐式离散; 压力速度修正选用SIMPLE方法; 多相流采用VOF模型; 湍流模型采用K-epsilon模型,对处于50 m深水中的火箭发动机启动过程中喷管流场、尾流场进行了详细研究,分析了各参数的变化过程对喷管性能的影响。结果表明,对于给定的喷管,当喷管达到了超音速流动之后,马赫数都是确定的,当地的静压和总压成正比; 水下火箭发动机轴向压力总体的变化趋势是在振荡中逐渐减少的,最后降低到环境压力; 不同时刻轴线上温度的分布规律和速度基本相似。     

极端载弹下直升机载火箭发射燃气冲击效应研究

针对机载火箭发射过程中对机体造成的动力冲击效应,对直升机机载火箭系统发射全过程的燃气射流冲击流场进行计算。通过3维非定常的数值模拟方法,结合动网格方法及分块混合网格模型,对比不同载弹状态下的火箭巢结构对冲击效应的影响。计算结果表明:机身表面受到的最大冲击超压在10 kPa量级,不同载弹状态下起始冲击波流场发展过程相似,超压分布均为单峰函数,但火箭离管时空载状态发射的冲击流场变化更为复杂,机身最大超压分布规律为双峰曲线。     

喷管对连续旋转爆轰涡喷组合发动机性能影响的数值研究

采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明:旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性; 共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。     

固体火箭发动机长尾喷管内衬烧蚀流场分析

为了给固体火箭发动机长尾喷管的热防护设计和改进提供理论依据和有益的参考,文中通过解剖某固体火箭发动机长尾喷管试验残骸,并对长尾喷管内衬残骸进行了测量和分析,给出了长尾喷管内衬的烧蚀规律。利用流场仿真的方法对长尾喷管流场进行了理论计算和分析,分析了长尾喷管内衬的烧蚀机理,分析表明凝相粒子的侵蚀是长尾喷管内衬局部烧蚀严重的主要原因。     

基于多块结构重叠网格的电磁轨道发射器动态发射过程流场分析

为了研究电磁轨道发射器动态发射过程流场,采用多块结构重叠网格方法、六自由度运动模型和Java程序,建立了高超声速弹丸二维运动瞬态模型。以双椭球模型为研究对象,验证了所提出非定常计算方法和重叠网格数据交互可靠性。对电磁轨道发射器4种不同运动工况下弹丸动态发射过程流场进行了数值模拟。研究结果表明：电磁轨道发射器动态发射过程是含复杂激波系流场,涉及弹前激波、移动球心球形激波、冠状激波共同作用;弹前激波出膛口到弹体尾部出膛口过程中,弹体头部中点压力分布呈现“对称性”,阻力系数分布和弹体头部中点压力分布具有相关性,弹前激波出膛口后呈现先减小、后增大“弱对称性”,弹体尾部出膛口时达到峰值;弹丸在空气域运动时,近壁面压力监测点反射后峰值会超过初始监测点压力峰值,距离弹轴距离越远,反射周期越小,监测点峰值压力衰减越慢。     

水下航行体超声速射流与尾空泡耦合作用初期的流场特性

针对航行体水下垂直发射过程,利用固体火箭发动机在尾空泡内点火实现有控运动,是保证复杂因素干扰下航行体弹道稳定的重要手段。基于流体体积模型、标准k-ε湍流模型和动网格技术,通过求解雷诺时均Navier-Stokes方程,获得超声速射流与尾空泡耦合作用初期的流场特性及其演化规律。结果表明：航行体出筒后形成的半椭球状附体尾空泡,在超声速射流作用下逐渐演变成葫芦状,其内部流动受到破坏后进行重构,没有形成回射流现象;超声速射流完全受限在尾空泡内发展,射流流动主要位于径向尺寸和喷管出口直径相当的核心区内,在射流卷吸作用和空泡界面影响下,尾空泡内相继出现了一次涡环和二次涡环结构;航行体尾部与筒口中心位置压力呈现宽幅振荡特征,最大振幅约为发射水深压力的1.2倍,致使射流结构和航行体受到的实际总推力出现大幅度振荡变化。     

固体火箭发动机比冲估算及界面程序实现

依据某推进剂热力计算结果和基于FLUENT软件平台的固体火箭发动机燃烧室和喷管两相流流场仿真得到的相关参数,根据比冲计算的相关理论,利用MATLAB图形用户界面(Graphical User Interface,GUI)软件编制了发动机比冲预估算程序,利用该程序对某型号固体火箭发动机的比冲进行了预估。预估结果与实验值对比表明,该程序可以对发动机比冲进行较准确和快速的估算。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。