燃烧轻气炮发射药密闭燃烧过程数值模拟

针对燃烧轻气炮密闭空间轻质可燃气体燃烧控制问题,建立了燃烧室氢氧预混气体湍流反应流动模型,湍流模型采用标准k-ε双方程模型,氢氧燃烧采用EDM涡耗散模型。通过CFD方法对氢氧燃烧过程进行了数值模拟,获得了燃烧室内压力、温度及气体组分的时空分布变化过程,分析了不同装填条件对氢氧燃烧过程的影响规律。研究结果对燃烧轻气炮氢氧预混气体燃烧过程控制具有指导意义。     

基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究

根据模块化建模仿真的思想,采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库,建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真,仿真结果表明:仿真结果与实际试车数据符合得很好,验证了该模型的准确性。     

氢氧火箭发动机流量调节阀动态仿真分析

流量调节阀是液体火箭发动机推力调节的关键部件,根据某型氢氧发动机流量调节阀的结构与工作原理,建立调节阀的动力学模型,并利用AMESim软件建立了流量调节阀的动态仿真模型。基于流量调节阀仿真模型进行了如下仿真工作：计算不同工况下调节阀的流量特性、验证调节阀的稳流特性、仿真分析调节阀动态特性、分析结构参数对调节阀动态特性的影响。仿真结果揭示了流量调节阀的流量与动态特性,为调节阀的改进优化提供了方向。     

整装式含能液体燃烧推进过程气液反应流场的数值模拟

为研究燃烧室形状对整装式含能液体燃烧推进过程稳定性的作用机理,基于流体动力学理论和组分输运方程,建立了二维轴对称气液两相流动与燃烧模型,模拟了圆柱型和阶梯渐扩型燃烧室中的化学反应流场。通过对燃气空腔扩展和燃面运动的追踪,研究了温度、速度、压力以及体积分数的分布特征,分析了燃烧室形状对流场演化过程的影响规律。结果表明,含能液体点火燃烧后,所形成的燃气空腔在液体中快速膨胀,当空腔穿透液体并向弹底方向发展时,沿燃烧室轴向的燃面迅速增长,气液间的切向速度差带来Kelvin-Helmholtz不稳定效应,而阶梯渐扩型燃烧室有助于诱导径向湍流,减缓燃气空腔的轴向扩展速度,抑制轴向Kelvin-Helmholtz不稳定效应,提高整装式含能液体燃烧推进过程的稳定性,计算结果与实验数据吻合较好。     

热力学排气系统低温流体轴向掺混过程研究

低温推进剂长时间在轨蒸发量控制问题是发展低温末级、轨道转移运载器以实现未来长时间在轨空间任务的关键;热力学排气系统为蒸发量控制提供了有效方案,而轴向流体掺混过程是热力学排气实现贮箱压力控制的关键。为研究轴向掺混过程下的流体行为特性,对流动、传热、相变过程建立了CFD仿真模型,利用国外地面试验进行了验证,对不同流量、流速、温度、喷口直径等因素开展了研究。结果表明:在不同的掺混流量和流速下,表现出4种不同的流动模式,流动模式决定了贮箱内流动、换热及相变的趋势,掺混剧烈的流动模式压力下降快,较低的掺混温度对推进剂品质的提升有积极意义。     

航空发动机内燃烧过程的仿真分析

为了研究航空发动机燃烧室内的静电特性,通过建立燃烧室内的二维燃烧湍流模型方程组和火焰筒的几何模型,采用仿真的方法对航空发动机内的燃烧过程进行了分析.仿真结果表明,燃烧室内的荷电过程主要发生在掺混区,粒径为20nm和30nm的碳黑粒子浓度在109~1010/cm3范围内.     

鱼雷燃烧室喷嘴流量特性计算

某型鱼雷燃烧室喷嘴流量范围大,自适应性强,与普通离心喷嘴明显不同。本文根据某型鱼雷燃烧室喷嘴的结构尺寸,分析此离心喷嘴的流量变化特点,并在此基础上建立了喷嘴流量变化特性的数学模型。运用数值解法,编程计算了喷嘴流量与喷嘴前后压差的变化关系。最后分析了影响该离心喷嘴流量特性变化的因素。此算法和结果对鱼雷燃烧室变截面大流量离心喷嘴的设计有参考价值。     

燃烧轻气炮氢氧燃烧特性详细反应动力学模拟

应用氢氧燃烧19步详细化学反应机理,建立了某燃烧轻气炮氢氧燃烧单区模型,数值模拟了氢氧混合气体燃烧发射弹丸的过程。模拟结果与文献［1］实验结果基本吻合,较好地模拟了某燃烧轻气炮氢氧燃烧热力学过程。在此基础上,对多种工况参数下的氢氧混合气体燃烧进行了系统仿真计算,分别讨论了初始温度、初始压力、稀释气体成分与比例对燃烧轻气炮氢氧燃烧特性以及内弹道性能的影响,分析了氢氧燃烧过程中各化学组分的变化。研究结果表明,氢氧混合气体初始温度、初始压力和稀释气体成分与比例对燃烧轻气炮内弹道性能有着显著影响。     

HAP三组元推进剂鱼雷旋转燃烧室内流场数值模拟

针对HAP三组元推进剂鱼雷旋转燃烧室的特点和工作过程，建立了模拟HAP三组元推进剂鱼雷旋转燃烧室湍流两相流动与燃烧的数学模型，对燃烧室的边界条件和初始条件进行了分析和设定。在此基础上运用FLUENT软件对燃烧室内流场进行了数值模拟，得到了不同工况下燃烧室内流场的状态参数分布图。仿真结果表明，随着旋转速度的提高，燃烧室内的湍流流动和掺混过程加强，回流向中心区和头部区扩展，燃烧过程中的蒸发、掺混、扩散和传热等过程得到加强，燃烧强度加强，燃烧过程也更加均匀稳定；旋转因素可以提高燃烧室的燃烧效率，相对于固定燃烧室来说，旋转燃烧室燃烧腔的尺寸可以缩小。     

液氢液氧火箭发动机用高空燃烧试验设备排气装置的模拟试验

日本宇宙开发事业团把10吨氢氧发动机LE-5燃烧室按13.6:1的比例缩小制成模型氢氧发动机并在自己的高空燃烧试验设备(以下简称[NASDAHATS])上进行了有关排气系统的超音速扩压器等装置的模拟试验。燃料混合比为5.5时停车压力比(燃烧室压力/扩压器背压)约为65,停车压力比随混合比变化有微小变化。发动机稳定工作时的燃烧室压力比为停车压力比的1.1倍以上,点火时的启动压力比与停车压力比差不多相等。宇宙开发事业团的试验设备有很大的安全余量。低压室压力可达到13乇以下。从扩压器喉部后端到开始扩散段的热流最大,其数值为超音速部分热流的5倍以上。冷却燃气的喷雾器水流量与燃料流量的比值可选3.08为设计值,该比值可认为是非常安全可靠的比值。喷雾器水流量与燃料流量的比为2.7～3.2时扩压器的背压和喷雾器抽吸压力随喷雾器冷却水流量有稍许的变化。     

基于预爆轰点火方式的连续旋转爆轰发动机起爆过程分析

为深入了解预爆轰式连续旋转爆轰发动机点火起爆机理,基于连续旋转爆轰发动机试验平台进行了一系列预爆轰管点火试验和连续旋转爆轰发动机点火起爆试验研究,基于OpenFOAM开展了预爆轰管内初始爆轰波进入发动机环形燃烧室传播过程的数值模拟研究。结果表明:试验研究中,初始爆轰波进入环形燃烧室后波峰压力值迅速降低,爆轰波膨胀解耦并衰减为燃烧波; 初始爆轰波进入环形燃烧室后,并未直接形成旋转爆轰波,而是存在“初始爆轰波解耦—DDT—触发旋转爆轰波”过程; 在总质量流量为380 g/s左右时,随着当量比从0.65提高至0.95,DDT时间迅速从20 ms以上下降至2 ms以下; 当总质量流量下降至280 g/s附近时,出现了旋转爆轰波峰值压力大幅波动等旋转爆轰波不稳定传播现象。数值模拟中,初始爆轰波进入环形燃烧室后逐渐衰减,形成首道激波,该激波在燃烧室内壁面反射后形成反射激波,并伴随首道激波传播; 首道激波在传播过程中在燃烧室进口端面发生反射形成反射激波,该反射激波最终在周向约90°位置处衰减至消失。     

压力调节供应方式的鱼雷热动力系统启动过程匹配性研究

鱼雷热动力系统通常采用固体药柱先在燃烧室内点火再适时使燃料进入并点燃的方式实现启动，启动过程各参数变化剧烈且工作过程极为复杂，试验及统计表明，使用燃料压力调节供应方式的热动力系统在启动阶段更容易发生如热爆和无法点火等各类故障，问题主要出在系统启动过程的匹配方面。文中针对使用燃料压力调节供应方式的热动力系统，建立了包括充填集液腔和喷嘴阀杆运动等启动过程动态仿真模型；对启动过程的3个典型阶段进行了启动特性仿真，对模型与功率试验相关结果进行了比较，给出了3个典型阶段的特性，讨论了主要参数对各过程的影响；在对系统启动特性仿真和系统样机功率试验结果分析的基础上，从使用闭式喷嘴及可靠开启、喷嘴特性选择、燃料进入燃烧室时刻的参数匹配、燃料进入燃烧室后的相关匹配4个方面分析了系统的匹配性，给出了系统设置、主要参数（如燃料进入时间、燃料进入时刻的内压、燃料进入量、燃料进入后泵增压速率和药柱选择等）合理匹配以及可调控环节等方面的建议。     

含能气体射流在液体工质中扩展的两维模型及数值模拟

为了研究整装式液体发射药火炮燃烧稳定性的控制方法,针对渐扩型药室结构,建立了含能气体射流在液体工质中扩展的两维模型,应用FLUENT应用软件对非稳态气体射流与液体工质相互作用的过程进行了模拟.探讨了渐扩型结构尺寸、喷气压力和喷口直径参数变化对射流扩展形态的影响,获得了射流场等温线、等压线和等密度线图.结果表明:当渐扩尺寸比为0.8、喷气压力大于30 MPa、喷孔直径大于2 mm时,气体射流发展不稳定,气液湍流掺混强烈.模拟出的射流轴向扩展速度和实验结果基本吻合.     

高挥发性液体传质速率机理和实验研究

为研究高挥发性液体传质速率计算方法,建立矩形风道,在风道中制造不同风速空气流,对103.9 mm液面直径的乙醚液面进行气体与液体（简称气液）传质质量损失的实验研究,分析不同温度对气液传质速率的影响。以实验结果为依据,根据麦克斯韦速率分布理论,结合Mackay等 ^［12］提出的低于沸点温度的气液传质速率计算模型进行量纲分析,提出新的温度修正项,对计算模型进行修正。液面实验结果表明：随着温度的降低,气液传质速率减小;随着风速的减小,气液传质速率减小。通过实验值与计算值的对比得到温度修正项系数为0.559,计算方法中给出气液传质速率与温度、风速0.78的次幂呈正比。为验证气液传质速率计算模型的准确性,进行液柱下流气液传质传热实验,使不同直径乙醚液柱通过2.0 m/s空气流,测量实验前后液体温度变化。根据修正后气液传质速率计算模型计算液柱下流过程中气液传质能量传递导致的温度变化情况,与实验结果进行对比。液柱下流实验结果表明：计算结果与实验测量值对比误差小于等于3.81%,修正后气液传质速率计算模型误差较小,计算精度高。     

Three-dimensional Numerical Simulation of Combustion Field in the Combustion Chamber

In order to study the effect of rotation on the combustion in the underwater vehicle, a two-phase turbulent combustion process is described with Reynolds stress turbulence model, eddy-dissipation turbulent combustion model, P-1 radiation model and particle tracking model of liquid. The flow in the rotating combustion chamber is simulated at two different working speeds, 0 r/min and 1 000 r/min by Fluent software. The temperature, gas velocity, static pressure of wall and fuel concentration are computed and compared. The results show that the combustion in rotating combustor is faster and more effective.     

液体燃料爆炸抛撒初期的一维数值模拟

在分析液体燃料爆炸抛撒试验结果的基础上,建立爆炸抛撒近场阶段的一维轴对称单相流动的数学模型,给出变质量运动边界的处理方法,并进行编码。数值预测给出耻燃料抛撒近场对内物理量变化的结果。     

水下火炮气幕式发射过程中燃气射流与液体工质相互作用特性研究

为了研究水下火炮气幕式发射过程中燃气射流与液体工质相互作用的特性,设计了可视化模拟实验装置,采用高速录像系统记录了圆柱形充液室中弹丸运动及气体与液体相互作用的过程特性,得到了弹丸速度与气幕轴向扩展速度随时间的变化关系。对比不同喷射参数条件下实验结果可以发现：弹丸运动速度随着喷射压力的增加而增加;气幕减阻性能随着斜面喷孔尺寸增大得到提升,弹丸运动速度随之增大。在实验基础上,建立了弹丸运动条件下多股燃气射流在液体介质中扩展的三维非稳态数学模型。针对实验工况进行数值模拟,模拟结果中多股燃气射流扩展过程与实验结果一致;对比二者气幕顶部轴向扩展位移值,可以发现计算结果与实测值吻合较好。弹丸运动条件下气幕生成的数值模型的建立,为水下火炮发射过程中身管内气幕生成及减阻机理分析提供了参考。     

车载储氢气瓶快速充气分析

应用变质量系统热力学和气体动力学理论对车载储氢气瓶快速充气过程进行了分析研究,建立了加氢站的数学模型,采用正常氢物性数据使模拟分析更接近于实际工况.通过仿真分析,得出了快速充气过程中的压力、温度变化规律,分析了气源体积、气源压力、散热功率、管路通径和充气流动阻力等因素对充气时间和充气率的影响,从而判别出减弱充氢温度效应的控制方向,为加氢站和快速充氢控制算法提供设计依据.     

液体燃料云团形成过程的数值仿真

针对液体燃料的爆炸抛散问题，本文建立了物理数学模型来描述气液云雾形成的初期运动和发展过程。对于初期运动（近场），建立一维气相运动模型，同时利用移动边界法处理气、液的接触边界。对于后期的气、液多相混合流动过程（远场），建立二维多相流模型。对爆炸抛散全过程编制了计算程序。数值仿真给出了云雾区内重要参数的分布，计算得到的云雾外形变化与试验结果有较好的一致性。