不同种类延伸喷管固体火箭发动机尾部流场分析

采用数值模拟方法求解二维轴对称Navier-Stokes方程,对多个平移式和铰链花瓣式延伸出口锥喷管在级间热分离条件下的尾部流场进行了数值分析.结果显示,收拢状态下,受限于延伸锥壁面、发动机前封头及基础喷管外壁,尾部流场温度环境较恶劣;展开过程中,前封头边缘及延伸锥端部存在燃气回流,气动力变化剧烈,平移式喷管展开过程主...     

固体火箭发动机喷管喉部瞬态热流的测量技术

改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.     

喷管角度对脉冲爆震发动机性能影响数值研究

为了研究喷管角度对脉冲爆震发动机性能的影响,以丙烷和空气分别为燃料和氧化剂,对采用不同收敛角和扩张角喷管的脉冲爆震发动机工作过程进行了单循环数值模拟。研究结果表明,收敛喷管的收敛角和扩张喷管的扩张角对脉冲爆震发动机性能的影响规律是不同的。收敛喷管出口要比扩张喷管出口更早地形成膨胀波系,扩张喷管出口膨胀得要比收敛喷管出口膨胀得更为充分。对于收敛喷管而言,无论收敛角度如何变化,都会有正的推力增益;对于扩张喷管,当扩张角度超过9°时,就会产生负的推力增益。喷管收敛角为9°时的脉冲爆震发动机性能较好。     

高温超音速喷流噪声场分布特性研究

为了研究高温超音速喷流噪声特性,针对高温超音速喷流流场进行三维非稳态数值模拟,根据其湍流结构确定声源面并通过FW-H方程求解远场某点的声压级分布,分析高温超音速喷流噪声场分布规律以及喷管出口马赫数对喷流噪声场的影响.研究表明,该方法得到的计算结果与试验结果基本吻合,高温超音速喷流噪声具有很强的指向性;在特定工况下声压级峰值高达150 dB以上,喷管出口马赫数从2.5增加到3.0,相同观测点的声压级峰值增高10 dB左右.     

火箭喷管硅基内衬的液体层烧蚀模型

本文提出喷管工作条件下硅基内衬的液体层烧蚀模型,认为其烧蚀机理是热化学反应的消耗和SiO_2熔融液体层在喷管燃气流剪切力和压力梯度作用下的流失。根据液体层烧蚀模型,建立了烧蚀预示计算方法,针对硅基内村喷管扩张段进行了预示计算,获得沿喷管扩张段长度的烧蚀率和表面温度分布,并进行了影响烧蚀率的参数研究。理论预示与实验结果吻合良好,说明喷管工作条件下硅基内衬的液体层烧蚀模型比较符合实际。     

喷管扩张段型面对发动机羽流的影响

为研究喷管扩张段型面对发动机羽流流场气动特性的影响,采用FLUENT计算流体力学软件,对同一条件下不同扩张段型面喷管的管内流场及羽流流场进行了数值模拟,研究了喷管扩张段型面对发动机羽流流场的影响.结果表明,喷管扩张段型面对其出口膨胀波的角度与强弱影响较大,型面线件与喷管效率密切相关,扩张段型面设计使二次曲线可以获得更好的流动特性,有利于提高喷管的工作效率.     

喷管形式和环境压力对PDRE比冲的影响研究

采用数值模拟和实验的方法研究不同喷管形式(收敛型,扩张型和收敛扩张型)和环境压力对火箭式脉冲爆震发动机(PDRE)比冲的影响。数值模拟中采用有限速率化学反应模型,通过二阶迎风格式差分逼近二维欧拉方程,数值计算结果表明收敛型喷管对比冲的增益最大(17.20%),环境压力为0.5 atm时比冲最大。不同喷管形式的实验中利用推力传感器测量得到比冲,结果同样表明收敛喷管的比冲增益最大(18.67%),且数值模拟和实验的结果基本吻合。分别采用理想性能模型和热力循环模型研究环境压力对PDRE比冲的影响。结果表明,在环境压力小于1 atm时,两种模型的分析和数值模拟均呈现不同的结果,因此低压环境下发动机的比冲影响规律有待进一步实验验证。     

喷管装配自动对准系统研究

针对目前喷管与发动机装配时需人工对准的问题,研究了一种基于CCD摄像机和电涡流传感器的自动对准系统,CCD摄像机与电涡流传感器以120°等间隔安装在检测环上,放置于喷管与发动机之间.根据各个测距传感器和摄像机的检测结果,推导出了平行度的计算公式,采用最小二乘法计算连接孔的中心坐标,以调整喷管和发动机的同轴度.自动对准后,喷管与发动机法兰面夹角小于0.01,°法兰连接孔中心偏差小于0.05 mm.     

在风冷发动机上使用喷管散热的研究

通过简单的理论计算,论证了在风冷发动机上使用喷管散热的可能性。使用喷管以提高热工设备的散热效率,有利于节约能源和降低热工设备运行成本.     

来流边界层对空腔风振噪声的影响

使用计算流体力学软件STAR-CCM+,基于大涡模拟(LES)方法,采用动态Smagorinsky-Lilly亚格子模型(DSLM)和简易空腔模型研究了风振噪声机理,将仿真结果与实验数据进行对比验证了仿真方法正确性,同时,分析了不同来流边界层形态与厚度对空腔风振噪声的影响。研究结果如下:验证了空腔风振噪声的产生与空腔开口剪切层振荡和周期性涡脱有关;空腔风振噪声是声反馈机制与共振机制共同作用的结果;将来流边界层形态由层流变为湍流或者增加来流边界层厚度,均能改变开口自由剪切层振荡的稳定性及漩涡的发展与运动,从而减弱声反馈效应或者使涡脱频率远离共振频率来降低空腔风振噪声水平。     

氢氧火箭发动机不稳定燃烧数值研究

采用氢喷射温度下降法,数值模拟了氢氧火箭发动机高频燃烧不稳定现象.比较分析了混合比、室压和氢喷射温度对燃烧振荡的影响规律,得出了稳定性极限图及压力振荡频率变化规律.结果表明:氢喷射温度是影响燃烧不稳定的重要因素,降低氢喷射温度对燃烧稳定性不利,发生不稳定燃烧时,振荡主频呈倍频关系;混合比或室压增大,不稳定喷射氢温上升,即燃烧稳定性裕度较低;室压一定,存在一个特定的混合比,使得不稳定燃烧振荡主频最小;混合比一定,存在一个特定的室压,使得不稳定燃烧振荡主频最大.     

飞行器侧向喷流流动干扰与气动特性影响研究

文章基于数值求解N-S方程,分析了单独弹体和翼身组合体不同来流Mach数、不同攻角带侧向喷流控制的干扰流场,研究了流场干扰与气动力干扰的关系,并与国外文献的实验结果进行了对比.结果表明,单独弹体力放大因子随攻角增大而增大,翼身组合体则随攻角增大下降,翼身组合体的放大因子明显大于单独弹体,随攻角的变化规律两者也不一样,原因在于弹翼对喷口附近的干扰流场带来严重影响,同时喷流干扰的影响会扩展到弹翼上,并产生很大干扰气动力.     

小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究

沉降型液膜冷却是指从喷嘴向壁面以一定角度喷注某种液滴,液滴到达壁面沉降形成液膜,实现对壁面热防护的一种方法,常用于小推力液体火箭发动机热防护系统中.采用Stechaman半经验方法对决定液膜冷却效果的关键参数——液膜长度求解.采用k-w模型描述湍流流动、Eulerian-Lagrangian模型描述两相流,采用C/C++语言编写Bai-Gosman液滴撞壁模型程序,采用数值模拟推进剂液滴撞壁后复杂的状态变化过程,考虑壁面热辐射,对400N双组元MMH/NTO自然推进剂发动机推力室内的蒸发、流动、燃烧和传热过程进行了数值模拟.在采用半经验公式方法求解液膜长度的过程中,分析了液膜流量对液膜长度的影响,研究了该方法的实际应用情况.实验结果表明,该方法可以较好地计算液膜长度,计算结果与实验具有较高的一致性,对工程实践具有重要的指导意义.     

微喷管过渡区流动的DSMC模拟研究

微喷管性能的好坏关系到微推进器能否提供所需的准确推力及能否具有较高的推力效率,因此微喷管的研究对提高微型推进器的性能起重要作用.针对高温气流的特点,在运用直接模拟蒙特卡罗方法模拟微喷管流动过程中,考虑由于非平衡性而发生的内能松弛等问题,引入分子内能激发和松弛概率,对不同入口压力及温度下高温流体的拉伐尔喷管流场进行了数值模拟,模拟结果表明随着入口流体温度的升高,微喷管的推力效率也随之增长,在低压下入口压力的增大有助于提高微喷管的工作效率,而高压下入口压力的变化对微喷管性能的影响并不显著.     

计算机数值模拟与仿真在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用

讨论了计算机数值模拟与仿真技术在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用并提出了进一步发展的意见。     

长通道固体火箭发动机点火瞬态数值分析

以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用计算流体软件Fluent的源相法和UDF(用户自定义函数)技术对长通道内外燃管型装药固体火箭发动机瞬时点火过程进行了轴对称数值分析,并对点火控制方案进行了优化.计算结果表明,所模拟点火压强时间曲线与试车曲线吻合较好,优化方案可明显降低点火延迟.使用优化方案作为下一步点火设计改进的...     

涡流阀式变推力发动机性能影响因素数值研究

先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一,利用旋流效应的涡流阀方案是固发推力调节的一种有效方式.文中采用建立的三维数值模型,对影响涡流阀式变推力发动机调节性能的几何结构、控制气流属性等因素开展了数值研究.计算结果表明:控制气流动量是影响推力调节性能的一个重要参数,推力调节比随着控制流质量流率和喷射速度的增加而增加;在一定控制流量下适当减小控制气流喷孔直径可以提高调节性能;减小涡流室高度可以一定程度上提高发动机调节性能,但是会增加气流与壁面的摩擦损失;增加涡流室半径可以提高调节性能,但是会增加发动机消极质量;由于分子量较小,氦气作为控制气流的工况比氮气作为控制气流的工况可以达到更高的推力调节比、更小的比冲损失;通过拟舍得到了控制流流量、温度与调节性能之间的曲线关系,在不变涡流阀发动机构型的条件下,可以通过公式预测不同流量、温度下的发动机性能.研究结果为变推力发动机设计与优化提供了参考.     

通气超空化对水下火箭发动机性能影响

火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用作主动攻击高速水中兵器的推进器.然而,火箭发动机在水下工作时喷管出口压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能,甚至造成安全事故.为研究火箭发动机在水下的工作特性和尾流场特性,基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了高温高压燃气水下超声速喷流的数值模型,分别在单相水来流和...     

AJR发动机噪声信号仿真方法研究

通过研究计算机接口技术,应用Visual C＋＋（VC＋＋）与Matlab的联合编程编程方法,实现了发动机噪声信号的采集和仿真分析。首先探讨了两种VC＋＋与Matlab的联合编程方法,通过实例对大众AJR发动机的噪声信号进行了仿真分析。实验结果表明,所使用的噪声信号仿真分析方法准确可行,能够应用到实际的噪声信号仿真分析中,具有一定的应用价值。文中所探讨的VC＋＋与Matlab的联合编程方法可行并能够为相关领域的软件开发提供参考。