点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

不同高度导弹发射燃气射流对地面的影响研究

为研究不同海拔高度发射燃气射流对地面及发射装置的影响,采用动网格更新方法和有限速率化学反应模型模拟了不同海拔高度导弹发射过程的燃气射流场,得到了不同高度的发射流场结构形态和壁面的温度与压力分布情况。研究结果表明,随着发射高度的增加,外界压强和射流速度降低,射流欠膨胀度增加,温度升高,随着被冲击面远离核心区,海拔高度对燃气射流对地面的影响程度变小。     

火箭发动机气固两相燃气射流及发射箱侵蚀数值模拟

颗粒相求解采用颗粒轨道模型,气相求解采用可压缩N-S方程组,侵蚀求解采用E/CRC模型,研究了火箭发动机燃气射流中颗粒相对流场的影响,以及对发射箱的颗粒侵蚀损伤作用。仿真结果表明:颗粒相对流场的影响从一开始就显现出来;和单相流场相比,速度沿轴向方向减小,且颗粒尺寸越大减少越多;颗粒对发射箱喷口附近区域和尾部区域的侵蚀最为恶劣。     

基于动网格的炮口制退器两相流场数值模拟

为较准确地研究火炮发射时高温高压高速的燃气射流经由炮口制退器的流场,对基于动网格的炮口制退 器两相流场进行数值模拟。利用FLUENT 软件,采用光顺和重构的非结构动网格更新方法,使用结构非结构混合网 格技术,建立炮口制退器的流场模型,对弹丸飞出炮口制退器过程中的膛口流场进行数值模拟,并对比分析了燃气 射流中的固相颗粒与气相耦合的两相流场和单纯气相流场对炮口制退器的影响。计算结果表明：考虑了两相的流场 与单纯气相流场在压强分布上存在明显的区别,可为后续炮口制退器的结构设计与优化研究提供一定的参考。     

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。     

子母弹燃气囊静态抛撒气囊破裂射流流场仿真分析

针对子母弹燃气囊抛撒试验中出现的气囊破裂对子弹运动特性的影响,建立了气囊抛弹的三维动力学模型。基于计算流体力学Fluent软件,通过编译自定义程序将六自由度刚体动力学方程与流体控制方程进行耦合,对气囊破裂自由射流流场结构特性及子母弹抛撒过程中气囊破裂射流流场结构特性进行对比,获得了气囊内压力变化规律。对不同破口位置的气囊射流流场进行仿真分析,获得了不同破口位置气囊内压力变化规律及对子弹的运动特性影响。计算结果表明：与气囊破裂自由流场结构相比,存在子弹时对气囊破裂射流流场结构有很大的影响;在中心位置破裂时对气囊内压力变化影响最大,破口在中心位置及短边侧时对子弹姿态的影响最大。该研究结果对预估子弹飞行弹道,了解气囊破射流流场对子弹运动的作用机理和影响规律,提高子母弹分离时的可靠性和安全性具有参考价值。     

燃气射流对子母弹抛撒动力学特性的影响分析

为分析子母弹囊式抛撒过程中气囊破裂后燃气射流对子弹药动力学特性的影响,结合气囊试验测试结果建立了囊式动态抛撒三维动力学模型,对燃气干扰作用下的子母弹分离动力学过程进行了数值模拟,并对不同位置喷口处燃气干扰流场进行了对比分析,揭示了分离过程中燃气射流与来流间的相互干扰作用过程,分析了燃气冲击对子弹抛撒动力学特性的影响。计算结果表明:气囊破裂后燃气射流的冲击对子弹造成的扰动过程约为15 ms,对弹体造成的初始扰动使得弹体分离气动参数呈现很强的非线性特性,其作用效果也因喷口位置的不同而呈现不同的特点。     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

两次进气对固体火箭冲压组合发动机燃烧和烧蚀环境的影响

为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明：两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。