环向进气固体火箭冲压发动机补燃室流场数值模拟

文中采用标准κ-ε双方程湍流模型数值模拟一种环向进气的固体火箭冲压发动机补燃室的掺混燃烧过程．考虑了补燃室的出口反压、空燃比和燃气喷射角度等设计参数对燃烧流场的影响．结果表明：增大出口反压和空燃比．有利于补燃室内掺混和燃烧的进行；增大燃气喷射角度．补燃室头部温度升高，燃料停留时间增大，对燃烧流场特性影响不大。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析

文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性.采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型.结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50％;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降.随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能.     

燃气侧喷冲压发动机补燃室两相流流场计算

利用PDF模型和颗粒轨道模型,对燃气侧喷冲压发动机补燃室两相流流场进行三维数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用蒸发扩散模型.考虑颗粒直径、空燃比和颗粒含量的影响,得出了产物组分、温度等发动机参数的变化趋势.结果表明,由于燃气侧喷发动机结构特殊,具有两处扩散火焰峰面,随着液滴颗粒直径的增大,燃烧效率降低,出口温度下降;空燃比越大,燃烧效率越低;随着颗粒含量的增加,颗粒燃烧绝对质量增加,燃烧效率降低.     

某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究

为了提高采用头部两侧进气布局形式的固冲发动机的二次燃烧性能,以某地面连管试验用固冲发动机为研究对象,分别从进气道出口形式和燃气喷射方式两个方面对补燃室掺混燃烧流场的影响进行了仿真研究.结果表明:进气道出口结构形式对该种布局方案的补燃室二次燃烧性能有重大影响;在保持进气道出口结构不变的条件下通过合理配置一次燃气喷射方式可以在一定程度上提升二次燃烧性能.     

特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响

采用N-S方程、k-ε双方程和非预混燃烧简化PDF模型,对3种特型燃气喷口结构的固冲发动机补燃室掺混燃烧流场进行了数值研究。分析3种特型燃气喷口对补燃室中掺混燃烧的影响,并与常规型燃气喷口的仿真结果进行了对比分析。结果表明:特型燃气喷口可以有效增强补燃室中燃气与空气的掺混效果,提高燃气的完全燃烧程度,提升固冲发动机补燃室的特征速度;2#和3#特型喷口的补燃室掺混燃烧效果要比1#特型喷口更好,但是会带来更大的总压损失。     

基于BP神经网络和遗传算法的补燃室优化设计

影响火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多，且很难找到各因素与燃烧效率之间的精确表达式。文中在数值模拟的基础上。采用BP神经网络对补燃室各因素和燃烧效率的关系进行了拟合，再利用遗传算法对补燃室进行了优化，得到最佳的因素配置。利用敏感度分析方法分析了影响补燃室燃烧效率的各因素的重要程度。     

双燃烧室冲压发动机三维隔板后缘构型数值研究

文中对双燃烧室冲压发动机超燃室中多种三维隔板后缘构型对超声速混合层的影响进行了数值研究,并详细分析了较优构型的冷流和燃烧流场.隔板后缘为交错构型时诱导的流向涡大大促进了混合层增长,楔块顶点间隔越大,楔角增大,流向涡演化发展得越快.同时详细分析了较优隔板后缘构型的冷流流场结构和其扩展构型的三维燃烧流场结构,在计算区域后段,燃烧流场混合效果比冷流流场的略有增加.     

高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究

为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明：当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3％提高到88.7％。     

头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究

采用PDF燃烧模型对头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场进行数值计算,分析了高空和地面两种不同冲压喷管出口背压环境对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行了比较。利用该数值模拟方法分析了进气道出口形状、进气角度、飞行侧滑角等对发动机补燃室燃烧性能的影响,结果表明：进气道出口形状改为“肾形”可以改善补燃室绝热层的工作环...     

柱形充液室内多股燃气射流流场的气体与液体两相流场演化特性

基于水下枪炮发射的工程背景,对火药燃烧形成的多股高压燃气射流从模拟弹头头部喷入柱形充液室的过程进行了实验观测和数值模拟研究。实验观测采用高速录像记录,数值模型采用流体体积函数模型来描述液体环境中多个燃气泡的扩展,数值模拟结果与实验观测结果相符。数值仿真结果表明:喷孔轴线上的燃气压力经历下降和上升的过程后达到稳定值,空腔附近的水流场由于燃气作用出现压力峰,随后逐渐衰减;在燃气空腔扩展的过程中,离喷孔距离越远的截面上燃气-水流场的压力分布越均匀,截面平均压力随着空腔扩展逐渐下降;随着时间的增长,截面上气体组分分数可达70%.     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究

以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系.对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值.进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显.     

一种小型超音速风洞技术研究

详细介绍了小型超音速风洞装置的基本结构、工作原理和技术特性。该风洞装置可完成马赫数范围为2～7的空气动力实验。主要进行超音速气流的马赫数、滞止压力、滞止温度、气体流量以及空气动力载荷的测量；还可以观测并研究气流以不同马赫数在模型表面形成的激波、边界层分离和附面层情况等，并可在计算机上形成连续图像。该风洞广泛应用于空气动力、武器弹药工程和航空航天等方面的科学研究。     

弹用固冲发动机可调喷管气膜冷却数值研究

针对弹用固冲发动机鱼鳞片式可调收扩喷管进行气膜冷却研究,采用数值模拟的方法,研究了冷却气进口气流参数及冷却气进口环槽高度对冷却效果的影响。研究表明:冷却气流的总压须大于等于喷管主流总压;进口槽缝高度降低,冷却气流与主流掺混区贴近壁面,壁面气流温度较高;冷却气流和主流掺混区域与壁面不贴合时,随着飞行马赫数的增大,壁面气流温度反而略高。计算获得了能够保证喷管壁面温度低于800K、冷却气流量占主流流量7%的冷却方案,为固冲发动机可调喷管的设计打下基础。     

扰流片对驻涡燃烧室性能影响的研究

为了研究含扰流片的驻涡燃烧室燃烧及内部流动性能,对不同扰流片的个数和进口速度的燃烧室的燃烧情况进行数值模拟,分析燃烧室燃烧时的流场分布、温度分布、总压损失以及燃烧效率。结果表明：扰流片能够增强燃气的掺混和热交换,可以极大的提高燃烧室的燃烧效率（最高可达99．99％）,改善出口温度分布;随着扰流片个数和入口速度的增加,总压损失和燃烧效率都逐渐增大;当扰流片为四个时,燃烧室流场稳定,燃烧效率高且温度分布均匀。     

枪口压力对水下发射膛口流场特性的影响

为了研究机枪水下发射枪口燃气喷射压力对膛口流场分布特性的影响,基于流体计算软件FLUENT,采用结构化网格并结合动网格技术,建立了水下枪膛口流场二维轴对称仿真模型,针对14.5 mm水下枪,分别采用30 MPa、45 MPa和60 MPa燃气喷射压力对水下密封式发射膛口流场进行了数值模拟。计算结果表明:3种枪口喷射压力条件下,火药燃气喷出膛口后都迅速形成射流膨胀区,膛口轴向压力急剧衰减,燃气扩展过程中受到水和弹丸的较大阻力,在弹后空间聚集,使得压力有不同程度的升高; 燃气喷射压力在30～60 MPa范围内,膛口马赫盘初步形成的时间略有不同,约在145～152 μs之间,压力越小时,马赫盘形成越早且弹丸越早脱离火药燃气的包围; 3种压力条件下马赫盘距离膛口中心位置随时间的变化都呈指数分布规律。     

装药参数对水下机枪密封式膛口流场影响的数值分析

为了研究装药参数变化对水下机枪密封式发射膛口流场特性的影响,建立了水下机枪密封式发射的数学物理模型。运用流体力学计算软件Fluent,结合用户自定义函数和动网格技术,针对12.7 mm滑膛式机枪,分别采用15.5 g、13.0 g和11.0 g装药量对其水下密封式发射膛口流场进行了数值模拟。计算结果表明：不同装药量条件下,水下机枪密封式发射时,在弹头飞离膛口截面的过程中,水对弹前初始空气和弹头轴向运动的阻碍较大,导致弹头减速、火药燃气在弹后空间聚集、膛口燃气压力升高,而火药燃气形成射流后的喷射压力衰减遵循指数衰减规律;膛口射流形态受弹头速度和燃气喷射压力的耦合影响,均逐渐由梯形空腔转变为葫芦状空腔,且射流的轴向最大位移遵循指数衰减规律,马赫盘的初步形成时间也基本一致;随着弹头初速和燃气初始喷射压力的降低,火药燃气在射流头部聚集且径向扩展明显,并伴随形成二次射流,而弹底对马赫盘形状的影响时间缩短,激波核心区结构也更快地接近于正激波。因此可见,装药量对膛口流场分布的影响具有一定的规律性。     

轴对称阶梯型面管道内流场数值分析

采用雷诺平均的N－S方程，对收敛－扩张－圆管和收敛－圆管两种复杂型面管道内流场进行了数值仿真，得到了流场结构变化规律。研究表明，由于圆管存在，会使圆管出口的流体速度降低，压力增高，喷管效率降低。     

高超声速二维进气道多目标优化

从方案论证角度,对高超声速进气道的多目标优化问题进行了分析,对马赫数6的单点工作的进气道提出了以总压恢复系数和进气道喉道马赫数为优化目标,以流量系数为约束条件,对马赫数4.5－6工作的进气道提出了以马赫数6状态的总压恢复系数和喉道马赫数为优化目标,以马赫数6状态的流量系数、马赫数4.5状态的流量系数以及马赫数4.5状态的喉道马赫数为约束条件。同时,给出了一种二维进气道参数化方法和性能计算方法。在此基础上,采用遗传算法进行优化,获得了二维进气道的多目标优化结果,结果表明采用本文方法对高超声速二维进气道进行优化设计是切实可行的。     

高压气体发射装置内弹道特性及膛口流场分析

根据非定常可压缩流动的Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras湍流模型,基于计算流体力学分析软件,采用动网格技术,对弹丸在气室高压气体作用下的运动规律及其流场特性进行了仿真。主要研究了4种不同气室初始气压下膛内平均压力、弹底压力、气室底部压力、弹丸运动参数的变化规律,进一步分析了在气室初压为2.5 MPa下不同时刻马赫数等值线的变化规律。研究结果表明:膛内气流存在振荡现象,气室底部压力、弹底压力变化具有波动性;气室初始气压的大小影响气室底部压力、弹底压力振荡幅度及弹丸出炮口速度;弹丸在管内运动速度及运动时间随距离变化的关系均近似抛物线分布。