高速旋转固体火箭发动机喷管受热状态计算

为了计算高速旋转过载下固体火箭发动机喷管受热状态,本文采用流固热耦合计算方法对喷管进行了仿真。计算结果中温度云图与受热密度分布均表明在高速旋转条件下,随着转速的不断增加以及发动机工作时间的延续,高温燃气对喷管内壁面热交换的总热流密度逐渐降低,发动机喷管喉部前端位置总热流密度最大,换热最为强烈。由于高速旋转导致的强旋流动使喷管内燃气所具有的部分动能逐渐耗散并转变为热能,壁面的传热加强。     

高低燃温组合推进剂下喷管壁面温度边界层影响规律

为了获得高低燃温组合推进剂下喷管温度边界层的影响规律,建立了四个物理模型,通过使用不同的低燃温推进剂、不同的质量分数来分析低燃温燃气对喷管温度边界层的影响。结果显示,在靠近喷管喉衬位置喷入低燃温燃气时,仅需少量低燃温推进剂就能很好的降低喷管表面边界层的温度;而在远离喷管喉衬部位时,即使使用较大的质量分数,喷管边界层的降温效果也不明显。喷管温度边界层的降低受低燃温燃气温度、质量分数、低燃温燃气进口位置以及进口直径影响。     

基于亚历山大效应测量固体火箭发动机燃气温度

介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统。测量了铝含量为1%,9%,17%的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度。结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度。     

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。     

复合结构喷管温度场及应力场数值模拟

为了保证喷管在高温燃气中的结构安全,必须对喷管的温度分布及热结构进行准确的预估.为此,建立了复合结构喷管的轴对称有限元模型,采用CFD流体计算软件和ANSYS热分析及结构分析模块,对喷管的温度场及应力场进行了数值模拟,实现了热-结构耦合计算.计算结果表明,喷管内壁的对流换热系数在喉部达到最大;温度的峰值出现在扩张段下游到喉部,在同种材料内温度连续变化;在不同材料交界面处温度和应力出现明显的梯度变化,并形成应力集中.所得结论可为喷管结构设计、安全评估提供技术支持.     

燃烧器流动换热性能数值模拟

针对燃烧器内壳体壁面在高温燃气作用下产生变形、裂纹、皱曲和局部过热等故障,该文采用FLUENT软件对燃烧器的流动换热特性进行了数值计算,建立了燃烧器流动换热的物理模型,分析了高温燃气的压力、温度及速度分布、燃烧器内壳体内外壁面的温度分布、冷却水侧的温度分布和压力损失,旨在为燃烧器研发、设计及优化提供理论依据。数值计算结果表明,燃烧器喷管流通面积的减小使燃气的流速急剧增大,对燃烧器球形底部形成强烈冲击,导致燃烧器底部传热恶化,冷却效果不好,出现局部高温;冷却通道内冷却水最高温度小于冷却水压力对应的饱和水温度,冷却水不会发生沸腾;冷却水通道的沿程压降主要损失在螺旋通道内。     

作动筒式延伸喷管展开状态下瞬态温度场和热应力分析

延伸喷管结构强度和热防护的研究具有重要意义.文中应用有限元方法,对某火箭发动机采用的作动筒式延伸喷管在展开状态下进行了瞬态温度场和热应力分析,得到结构瞬态温度分布和热应力分布,验证了该型延伸喷管的结构强度和热防护.     

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。     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

国外氢/氧发动机系统述评

一、国外氢/氧发动机的研制概况众所周知,液体火箭发动机最重要的性能指标是比推力,而比推力直接与发动机喷管出口的燃气速度有关。根据热力学公式,燃气排气速度又与燃气温度(T-c)和气体分子量(M)有关。     

纳米ZrO_2热障涂层隔热性能研究

为了研究纳米ZrO2热障涂层的隔热性能,设计了涂层结构并采用有限元分析软件分别对普通试样和纳米ZrO2热障涂层试样模型的温度场进行了计算。结果表明,纳米ZrO2热障涂层有着良好的隔热性能,热源温度越高涂层隔热效果越显著。在1000℃热源下,设计的纳米ZrO2热障涂层的最大隔热温度为250℃,平衡状态下隔热温度为71℃。采用大气等离子喷涂方法制备了计算模型中设计的涂层试样,并对试样进行了隔热试验。计算结果与试验结果一致。     

微弧等离子喷涂制备空心莫来石隔热涂层研究

采用微弧等离子喷涂方法制备了空心微珠莫来石隔热涂层。研究了涂层的结合强度、隔热性能和抗热震性能。实验结果表明：拉伸断裂发生在莫来石涂层内,涂层的平均结合强度约为5.63 MPa;稳态测量涂层隔热温度,当涂层表面温度为400℃～800℃时,涂层的隔热温度变化范围为11.5℃～40℃;热震温度为400℃～800℃间隔100℃时,涂层的抗热震次数分别为165、135、117、81和34次;涂层先从试样边沿开始剥落,并呈加速剥落的趋势。涂层失效主要原因是由于热震过程中残余应力积聚造成的。     

小口径步枪枪管在连续单发射击下热效应特性

为分析小口径步枪枪管在热载荷和周边零件作用下热效应对枪管性能的影响,开展枪管表面有无周边零件对枪管温度场和热变形场差异研究.基于初始条件和热边界条件,在有限元分析软件ANSYS中建立高温火药气体热作用下三维枪管及周边零件的热-结构耦合模型.将热电偶固定在枪管表面,并对枪管表面10个位置进行温度测量,实验结果与仿真结果基...     

典型小口径步枪枪管系统冷热枪状态差异三维有限元分析

针对自动步枪在冷热枪状态下的差异,为揭示冷热偏机理和提高射击精度,以某典型小口径自动步枪为研究对象,基于热固耦合的研究方法,计算了镀Cr层但忽略膛线的某典型小口径自动步枪枪管系统在连续热冲击及膛压下的瞬态温度及变形,分析了其温度场和沿径向的位移场变化规律,仿真计算结果获得了试验数据的验证。研究表明:连发发射时内膛薄层各点的温度梯度将引起高频急剧变化的热应力; 热载荷是影响残余位移的主要因素; 枪管系统前几发弹峰值位移主要受脉冲位移影响,随着射弹量增加峰值位移主要受残余位移影响; 随着射弹量增加,热枪状态下枪管系统变形明显大于冷枪状态下变形; 热载荷是影响枪管系统变形的主要原因,膛压对枪管系统产生了位移脉冲,不影响残余位移。残余位移的增加量随射弹量呈减小趋势。     

激波诱导推力矢量控制对导弹气动载荷的影响

用数值方法模拟了激波诱导矢量喷流时喷管内流场和导弹绕流流场.采用二阶精度Roe格式对三维Navier-Stokes方程进行了离散,利用k-ω湍流模型模拟了湍流流动.通过对壁面压力和摩擦力积分并无量纲化得到了导弹的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,分析了矢量喷流对气动载荷的影响.结果表明,矢量偏角随次流与主流压力比（Secondary Pressure Ratio,SPR）增大而线性增大;在不同飞行速度和攻角下,气动载荷随SPR的变化而呈现不同的变化规律.     

金属陶瓷功能梯度热障涂层瞬态热负荷下的破坏分析

本文采用试验分析和热弹性有限元方法研究了用等离子喷涂方法制备的ZrO     

喷孔分布对柴油机双ω燃烧系统性能影响的研究

为了改善柴油机喷雾空间分布,提高缸内混合气形成质量,提出了双ω型燃烧室及与之相匹配的双排喷孔的燃烧系统。应用AVL FIRE软件对不同喷孔分布形式的双ω型燃烧室缸内喷雾、混合气形成和燃烧过程进行数值模拟,分析了喷孔分布形式对缸内当量比分布和温度场及燃烧与排放特性的影响。研究结果表明：适当增加上排喷孔的数目能够有效提高混合气形成质量,改善燃烧过程;采用上排5个、下排3个的喷孔分布形式能够获得较低的氮氧化物和碳烟颗粒排放。     

弹丸膛内运动过程中弹带塑性变形的宏观与微观机理研究

弹丸膛内运动过程中,弹带承受高强度冲击载荷与高速摩擦,其高温条件下瞬态塑性变形的微观机理十分复杂。根据膛内载荷特征,基于金属材料学进行弹带塑性变形的微观机理研究,通过分析弹丸发射后的弹带硬度分布及组织演变规律,探索其宏观形变的细观与微观本质。研究表明,弹带挤进后具有明显的层状特征,硬度最高的表层纤维组织因剧烈摩擦而迅速升温并导致局部再结晶,弹带内部区域未发生大尺度形变,摩擦产生的表面金属熔化膜是抑制塑性变形向内层延伸的重要因素之一。     

某柴油机高原使用供油系统调整研究

针对高原条件下柴油机使用暴露出的气缸盖燃烧室烧蚀等可靠性问题,分别进行了不同喷油泵最大供油量和不同喷油器喷嘴结构参数下,柴油机整机性能高原模拟计算与试验研究,得出了高原环境下通过调节供油系统控制柴油机热负荷的方法。通过性能优化模拟计算与试验研究,提出了适当减小喷油泵最大供油量及采用增大喷孔数、减小孔径和减小喷雾锥角的喷油器的供油系统技术状态高原调整方案,降低了柴油机热负荷,提高了柴油机高原条件下的可靠性。采取所确定的供油系统调整方案后,海拔高度4 500 m时,柴油机功率降低27％,其他控制参数均在限制范围内,可满足车辆在高原地区的使用要求。