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。     

固体火箭发动机裂纹流场的数值模拟

固体推进剂表面裂纹在对流燃烧的作用下可能会引起裂纹扩展,即使裂纹不扩展,它也增加燃烧表面积,影响发动机燃烧室流场分布,因此,确定裂纹内的压强变化情况及裂纹内火焰传播情况,无论对于裂纹扩展的研究还是对于发动机整个燃烧室内流场的研究都具有重要的意义.采用NND差分格式,对含裂缝推进剂裂纹内的燃气压强随外界条件的变化情况和裂纹内部火焰传播情况进行了仿真计算,得到了不同增压梯度,不同裂纹尺寸情况下,固体火箭发动机裂纹内流场的分布情况,并分析总结出不同因素对裂纹流场的影响规律.     

固体火箭发动机射流推力矢量喷管气固两相流数值模拟

用颗粒轨道模型对基于激波控制的二维收缩扩张(2DCD)喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1～40μm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。研究表明,颗粒相的加入和颗粒直径的变化对矢量喷管的内流场和推力性能都有较大影响。在进行射流推力矢量喷管的设计和性能计算时一定要考虑颗粒相的影响。     

固体火箭发动机燃烧室湍流流场的数值模拟

发展了一种在任意曲线坐标系上求解湍流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值方法，采用了雷诺时均方程、Ｋ－ε两方程模型，并使用壁面函数法处理近壁区，在准定常假设下，计算了固体火箭发动机燃烧室内的二维轴对称不可压流场．该算法以ＳＩＭＰＬＥ为基础，但计算是在非交错网络上进行的．计算结果表明：二维计算与传统的一维计算相比，能较全面地反映出通道内各参数的分布，并能反映出通道发生变化所引起的流场变化．湍流与层流计算相比各参数的分布有一定差别．     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

微型固体火箭脉冲发动机两相流数值模拟

应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟

系统地总结了旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟方面的某些成果，其中包括含铝丁羟推进剂燃速敏感性预示和星孔形及“锥－柱”形装药发动机内弹道预示，可供发动机设计和装药配方设计参考。     

固体火箭发动机长尾喷管三维两相流动数值模拟

运用颗粒轨道模型对固体火箭发动机长尾喷管内流场两相流进行了数值模拟,通过与纯气相流场的对比研究了粒子相对喷管流场的影响规律,分析了1～100μm不同直径颗粒的运动特性及分布特征。结果表明,颗粒相的加入对长尾喷管内流场带来很大影响,颗粒相的运动轨迹与颗粒直径密切相关,颗粒分布和颗粒沉积特性与颗粒运动轨迹具有内在联系,为两相流条件下长尾喷管的热防护试验研究提供了一定依据。     

含装药裂纹固体火箭发动机点火过程内流场数值模拟

基于裂纹流场与发动机内流场的耦合作用机理,利用裂纹出口流场参数来计算裂纹向燃烧室流场喷射质量流率的方法,对含装药裂纹固体火箭发动机点火过程的内流场进行了数值模拟,得到了内流场的分布情况,通过分析计算结果,总结出不同位置、不同几何尺寸的裂纹对发动机内流场的影响规律.     

硬质隔板双脉冲发动机内流场仿真研究

基于脉冲隔板总开孔面积一定的情况下,研究了不同级间开孔形式对一脉冲壳体绝热层烧蚀和流动损失的影响,对带硬质隔板的双脉冲发动机进行了内流场数值计算。结果表明:隔板背壁区涡流会加重绝热层烧蚀,燃气再附着点附近烧蚀情况最严重;改变开孔形状和布局对隔板流动损失影响不大,但优化开孔倒角设计可改善隔板孔流通能力;减小隔板外缘孔径并加开隔板中心孔能有效减轻绝热层烧蚀。     

偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究

以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧（LH2/LOX）火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。     

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。     

固体火箭发动机尾流对发射车影响的数值研究

采用二维雷诺平均方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机尾流场进行数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。借助数值模拟技术对处于地面发射状态下的固体火箭发动机尾流问题进行研究。研究涉及发动机内外流场相互干扰、热喷流和冷空气的相互作用以及高温高速尾喷流对发射车车顶板和防护板的影响。     

固体发动机不同角度跌落数值模拟及试验分析

为了研究某型舰载固体发动机跌落的安全性问题,应用ANSYS/LS?DYNA有限元分析软件对固体发动机37.5 m高度的多角度跌落过程进行数值模拟分析,并开展真实发动机的跌落试验进行验证。结果表明,相同跌落高度下的危险角度为78°,通过推进剂点火增长模型计算得出发动机内部装药温升小于5 K,不会发生点火反应,发动机尾部与碰撞面接触的位置相对危险,壳体与内部装药的应力、应变值较大,可能产生断裂破坏。通过固体发动机跌落试验发现,发动机的尾部出现断裂破坏,但未发生点火或爆炸反应,试验采集的数据信息与有限元分析的结果一致。     

固体火箭发动机尾焰注水流场实验研究

为了减弱发动机燃气射流对发射装置的冲击和烧蚀作用,对固体火箭发动机尾焰的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的流场进行了对比拍摄。对两种状态下的流型和温度场分布进行了对比分析和研究,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积从而达到降低热冲击烧蚀效应的结论。