超燃冲压发动机尾喷管流场研究

选取简化构型的超燃冲压发动机尾喷管,采用FLUENT软件对其流场进行数值模拟,并分析尾喷管流场,得到了该超燃冲压发动机尾喷管流场结构的特征.研究结果对超燃冲压发动机尾喷管的设计具有一定的参考价值.     

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。     

超燃冲压发动机尾喷管研究概述

以超燃冲压发动机为基础的高超声速组合推进技术是高超声速武器的首选动力方案,作为超燃冲压发动机的排气装置,尾喷管技术是超燃冲压发动机的核心技术之一.介绍了超燃冲压发动机尾喷管研究的内容、关键技术,综述了国外研究概况,并对未来发展趋势进行了探讨.     

超燃冲压发动机凹腔流动特性

为准确预测超声速燃烧室凹腔结构内的流场流动情况,对凹腔流场进行冷态数值模拟研究。采用Fluent软件和SST k-ω湍流模型,分析6种纵深比情况下凹腔的流动特性,得到凹腔进口高度和不同的转捩模型对流动特性的影响。研究结果对定量认识凹腔流场、优化凹腔构型、设计效率高的火焰稳定器具有一定借鉴作用。     

利用可变马赫数喷管的超燃冲压发动机气动试验

为开发下一代带翼航天器用超燃冲压发动机,探讨了在低马赫教飞行中机体加速时的发动机气动特性,设计制造了可自由改变试验气流马赫教的风洞用二维喷管。该喷管与过去的可变马赫数喷管比较,结构体积小。性能高。使用简便。介绍了该喷管的设计方法和校正试验结果以及与现有喷管的性能比较。     

超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟

为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟.结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响.     

超燃冲压发动机煤油燃烧加热器设计中的流场计算

采用FLUENT软件模拟加热器掺混段三维流场,检验所设计的加热器出口流场是否达到预定的设计要求,计算结果表明加热器出口流场满足设计要求。     

超燃冲压发动机燃烧室直连式实验研究

文中在超燃冲压发动机燃烧室直连式实验设备上,对超音速燃烧室模型进行（Ma=2．O）冷流实验研究,比较了不同的来流条件、不同的隔离段长高比和不同的燃烧室出口反压对燃烧室内部流场以及燃烧室隔离段的抗扰动能力的影响．并利用数值模拟的方法对燃烧室内部流场进行了模拟。研究结果表明：隔离段长高比增大,其容纳反压的能力相对增强;燃烧室出口堵塞导致的流场畸变越小．对燃烧室流场压力分布的影响越小。     

几何结构对超燃冲压发动机气动性能的影响

在Ｍａ＝４、６、８飞行条件下进行了侧壁压缩型冲压发动机模型的试验。用一个简单模型研究了来流马赫数对气动性能的影响,实验结果表明,在Ｍａ＝６和Ｍａ＝８时压缩比不够高。为了提高压力比,在模型上附加了支柱、斜板等结构。结果表明,支柱可使某些区域的压力增高,但始终伴随着局部压力降低。对所试验的各种结构的气动系数进行研究后表明,采用这些结构改进使阻力系数增加１．３倍。应在适当位置用适当结构进行改进,同时还要考虑到燃烧的要求。     

超燃冲压发动机技术

超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来，它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前，超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验征。21世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。     

落压比对射流控制矢量喷管性能影响研究

文中利用数值模拟方法研究了落压比对射流控制矢量喷管流动和性能的影响,分析了喷管矢量角随落压比变化的机理。研究结果表明,随着落压比增大,矢量角减小;注气口下游分离区内的压力降低,上下壁面的压差减小,矢量角减小;喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变,压差产生的推力越来越大,喷管的矢量角和气流偏转角相差越来越大,矢量角越来越小。     

超燃冲压发动机尾喷管数值分析

采用某软件对非对称喷管进行数值模拟,通过与NASA试验数据进行比较,验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟,考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响,为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。     

Numerical Research on The Nozzle Damping Effect by A Wave Attenuation Method

Nozzle damping is one of the most important factors in the suppression of combustion instability in solid rocket motors. For an engineering solid rocket motor that experiences combustion instability at the end of burning, a wave attenuation method is proposed to assess the nozzle damping characteristics numerically. In this method, a periodic pressure oscillation signal which frequency equals to the first acoustic mode is superimposed on a steady flow at the head end of the chamber. When the pressure oscillation is turned off, the decay rate of the pressure can be used to determine the nozzle attenuation constant. The damping characteristics of three other nozzle geometries are numerically studied with this method under the same operating condition. The results show that the convex nozzle provides ,tre damping than the conical nozzle which in turn provides more damping than the concave nozzle. All the three nozzles have better damping effect than that of basic nozzle geometry. At last, the phase difference in the chamber is analyzed, and the numerical pressure distribution satisfies well with theoretical distribution.     

尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡。性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考。     

整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究

根据整体式固体火箭冲压发动机的工作情况,分析了尾喷管堵盖的设计要求,确定了环氧树脂胶的粘接方案,提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案。通过有限元仿真对方案进行了优化设计,并对简易球面堵盖进行了验证试验,结果表明该方案满足设计要求。     

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。     

反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明：亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3～0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。