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多喷管超声速引射器由于多股超声速一次流之间干扰严重会引入较大的能量损失,其启动压力较高且受引射器结构的影响较大,因此需要仔细考察其启动性能.采用三维雷诺平均方程RNG和k-ε双方程瑞流模型,通过数值研究了引射喷管安装构型和引射管道型面对某矩形多喷管超声速引射器启动性能的影响.计算结果表明多喷管超声速引射器的结构对其启动... 相似文献
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喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据. 相似文献
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通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。 相似文献
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液体燃料云团形成过程的数值仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
针对液体燃料的爆炸抛散问题,本文建立了物理数学模型来描述气液云雾形成的初期运动和发展过程。对于初期运动(近场),建立一维气相运动模型,同时利用移动边界法处理气、液的接触边界。对于后期的气、液多相混合流动过程(远场),建立二维多相流模型。对爆炸抛散全过程编制了计算程序。数值仿真给出了云雾区内重要参数的分布,计算得到的云雾外形变化与试验结果有较好的一致性。 相似文献
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基于求解雷诺平均的Navier—Stokes方程组,对鱼雷燃气涡轮机斜切喷管内流场进行了数值模拟计算,研究了斜切喷管气动特性随膨胀比的变化关系。数值模拟结果表明,该文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉斜切喷管内部存在的各种复杂流动结构,合理地预测了斜切喷管内部流场随膨胀比的变化趋势;喷管处于膨胀过度状态时,喷管出口会出现激波,造成激波损失,激波与边界层干涉,使得流动损失进一步增大,引起喷管气动性能的迅速恶化,设计时应尽量避免;对于既定尺寸的喷管,膨胀比大于临界流量膨胀比时,通过喷管的燃气流量保持最大流量不变。 相似文献
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气体二次喷射矢量喷管混合流场数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进.直至流场收敛。数值模拟得到矢量喷管二次射流的激波系结构.以及复杂的主/次流干扰流动图像。二次喷射流场包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。数值模拟还表明,二次冷喷流对喷管扩散段出口附近壁面有非常明显的冷却作用。 相似文献
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为了研究对撞式喷嘴在大气环境中的喷雾特性,设计了对撞式喷嘴喷雾实验装置。采用相位多普勒粒子动态分析仪( PDA),测量了不同工况下含能液体模拟工质雾化场液滴的特征参数,获得了不同喷射压力下液滴索特尔平均直径D32的分布规律以及喷雾场液滴轴向速度vz 沿轴向和径向的分布规律。在实验基础上,建立喷雾场二维非稳态简化模型,气相采用k-ε湍流模型,液滴破碎采用泰勒类比破碎模型。结果表明:喷雾场从起始到统计稳定的发展过程约需15 ms,液滴索特尔平均直径D32的分布规律、轴向速度的计算值与实验结果基本吻合。 相似文献
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为研究侧喷管脉冲发动机的性能,运用流体计算软件对作为制导弹药推力矢量控制系统执行结构的侧喷管脉冲发动机内的三维流场进行数值模拟,分析了偏心段偏心距离、喷管至偏心段距离、偏心段长度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响。研究结果表明:随着脉冲发动机偏心段向上移动,其径向推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动; 随着喷管至偏心段距离的增加,径向推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化; 受发动机结构的限制,偏心段长度对发动机性能的影响较小; 采用的数值模拟方法可以用于侧喷脉冲发动机流场及性能预示计算。 相似文献