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水下固体火箭发动机推力特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
为研究水下固体火箭发动机的推力特性,采用CFD方法分析高速燃气射流与周围水环境之间的相互作用机理及多相流流场结构对发动机推力的影响,并对不同水深、不同燃烧室压强以及不同喷管扩张比情况下的推力变化规律进行讨论.研究发现:水下火箭发动机推力振荡剧烈,间歇性的推力脉冲是由气体射流的颈缩/断裂现象引起的;喷管设计出口压强与环境压强之比是判断推力振荡特性的重要参数,该压强比增大时,振荡频率减小、振荡幅值升高. 相似文献
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为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。 相似文献
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为了解HTPE和HTPB固体火箭发动机在聚能射流条件的低易损性,设计了某型产品的缩比发动机,对不同壳体材料、推进剂类型以及全尺寸的发动机开展了聚能射流低易损性试验研究。试验结果表明,HTPE发动机的响应等级优于采用HTPB推进剂的发动机,缩比发动机的对比试验结果能预示全尺寸发动机的低易损性改善趋势,但与全尺寸发动机的实际响应等级差异较大。 相似文献
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使用大涡模拟方法对含有铝液滴和氧化物烟雾的固体火箭发动机复杂多相湍流流场进行了数值模拟研究。在大涡模拟中使用Smagorinsky涡黏模型计算亚格子尺度应力张量。拉格朗日方法被用来实时跟踪铝液滴在流场中的位置和速度,同时采用平衡欧拉近似方法计算烟雾的速度场.并利用这个速度场求解描述烟雾浓度的对流扩散方程。最后,使用该计算模型对某型SRM进行了数值模拟.结果给出了正确的流场结构.显示出计算模型的正确性。 相似文献
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超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案,并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前,重点放在研究工作上,致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。 相似文献
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水下超声速燃气射流的初期流场特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明:水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。 相似文献
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固体火箭发动机工业CT检测技术 总被引:3,自引:0,他引:3
综述了直线加速器工业CT技术原理与设备组成,应用此方法在国内率先检测了大型固体火箭发动机.检测结果表明,采用直线加速器工业CT技术检测固体火箭发动机是有效的、可靠的,并对直线加速器工业CT设备的局限性进行了分析,提出了工业CT设备改进和发展建议,预测了固体火箭发动机工业CT检测的发展趋势. 相似文献
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固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试 总被引:1,自引:0,他引:1
燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据. 相似文献
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火箭发动机水下启动过程流场数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考. 相似文献