头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究

采用PDF燃烧模型对头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场进行数值计算,分析了高空和地面两种不同冲压喷管出口背压环境对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行了比较。利用该数值模拟方法分析了进气道出口形状、进气角度、飞行侧滑角等对发动机补燃室燃烧性能的影响,结果表明：进气道出口形状改为“肾形”可以改善补燃室绝热层的工作环...     

无喷管火箭发动机固体推进剂燃烧速率的超声波测量

沿缩尺寸无喷管发动机药柱通道的几个轴向位置的燃烧速率测量,是通过超声波传感器进行的,传感器可检测推进剂的瞬时肉厚。为此,采用了两种试验装置:装有带金属的复合推进剂的轴对称无喷管发动机和装有不带金属的复合推进剂的二维侧窗无喷管装置。超声波传感器给出发动机增压期间对药柱变形的评估。在这两种装置中,在头端区域内的无横流燃烧速率的测量结果与标准药条一致,在尾部区域存在高侵蚀燃烧速率。在数据表中列举了侵蚀燃烧数据。其中主要试验变量包括:通道半径或宽度,无横流燃烧速率和平均流速。这些试验结果表明,通常见到的临界密流趋势,无横流燃烧速率敏感性和尺寸依赖关系在无喷管发动机中也得到了验证。     

具有摆动喷管发动机三维内流场数值分析

分析了喷管摆动对发动机内流场的影响,针对喷管摆动情况下的流场特点,采用动网格技术及用户自定义( UDF)编程,实现与喷管摆动相对应计算区域的实时变化,并对具有摆动喷管的发动机三维内流场进行了数值模拟,得到了发动机内流场的详细情况.     

超燃冲压发动机在试验设备上的燃烧试验技术

缩比超燃冲压发动机在Ｍａ＝４、６、８条件下的燃烧试验中，燃料供给变化对燃烧稳定及推力增量产生直接影响，但设备喷管与发动机安装相对位置有可能引起干涉作用，发动机排气对低压仓压力产生影响，反过来影响试验流场和设备喷管的起动而又直接影响发动机工作界限及性能。     

侧喷管脉冲发动机内流场数值模拟

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。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

无喷管助推器侵蚀燃烧模型对比研究

侵蚀燃烧对无喷管助推器的性能有着至关重要的影响。为了在无喷管助推器设计中准确预测其性能,在分析侵蚀燃烧机理的基础上,利用一维非定常变截面内弹道计算程序,采用几种典型的侵蚀燃烧模型对单燃速锥柱形装药和双燃速串装锥柱形装药发动机的特性进行分析。研究表明,文中推进剂在单燃速锥形装药发动机中表现出较弱的负侵蚀效应,采用无负侵蚀效应的侵蚀燃烧模型的预示结果好于带有负侵蚀效应的侵蚀模型,其中Lenoir-Robillard模型的预示精度最高。而双燃速串装发动机中由于燃气流速较小的范围更大,负侵蚀效应影响较大,只有使用具有负侵蚀效应的Greatrix模型才能得到较为准确的预示结果。     

多喷管斜切式火箭发动机流场与轴向推力研究

为研究多喷管斜切式火箭发动机喷管工作特点,采用有限体积法雷诺平均N-S方程,对其流场进行了三维数值模拟;并对发动机轴向推力进行了计算,将理论计算曲线与试验曲线进行了分析对比.结果表明:斜切式多喷管基本喷管段流场参数变化趋势与普通喷管基本一致,斜切喷管出口处的参数分布呈现三维偏心现象;轴向推力理论计算结果略偏大,计算曲线与试验曲线吻合较好.数值模拟结果能正确反应喷管内流动特点.     

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。     

柔性喷管SRM三维两相内流场数值模拟

针对柔性喷管固体火箭发动机的复杂多相流数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用k-ωSST湍流模型和颗粒轨道模型,建立了气固两相三维内流场计算模型。分析了发动机内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、固相粒子沉积浓度和颗粒运动轨迹;重点分析了喷管无摆动和摆动5°状态下的发动机内流场变化特性。研究表明:2种工况下的燃烧室平均压强、温度场及喷管出口速度变化幅度较小,但对喷管柔性连接缝内的流场速度影响较大,固相粒子最大沉积率产生于发动机后封头的绝热层内壁;喷管无摆动时,柔性连接缝内的粒子沉积率较低,随着喷管摆动幅度增加,粒子沉积浓度大幅度升高。     

固体火箭发动机性能计算程序(SPP)

固体火箭发动机性能计算程序(SPP)在美国已成为预测固体火箭发动机的交付性能I_(SP)的标准参考程序,软件概括了固体火箭发动机交付性能的计算方法。从理想情况的性能着手,并计及下述的性能损失:有限速率的化学动力学、喷管喉道侵蚀、喷管潜入、喷管流动扩张、两相流、燃烧效率和喷管壁面附面层。本文综述了SPP中所用的方法,并提供了预测结果与发动机实际点火数据的对比情况。     

固冲发动机补燃室流场条件下硼燃烧试验研究

建立了一套固冲发动机地面模拟试验系统,用于研究补燃室流场条件下硼的燃烧,该试验系统用乙醇与氧气反应加热硼颗粒,并与空气二次燃烧的方式,模拟含硼固冲发动机的工作过程,其一次燃烧产物主要为H2、CO和硼颗粒,补燃室总温、静温值为1300~1400K,总压、静压值为0.4~0.5MPa,马赫数值为0.35左右,与真实固冲发动机相关参数值相符合。基于此试验系统,采集了燃气发生器、补燃室进气口、掺混区、燃烧区和喷管等位置的凝相燃烧产物。扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)和X射线能谱(EDS)分析结果表明,硼在反应过程中呈颗粒状,整体形貌变化不太明显,大部分的硼在补燃室中完成反应,燃烧区硼的反应量最大,靠近喷管区域次之,掺混区域最少。     

移动网格技术在求解固体火箭发动机侵蚀流场中的应用

应用流体计算软件Fluent的动网格技术和网格自适应技术．通过UDF（用户自定义函数）编程．耦合了燃面加质．对某固体火箭发动机的侵蚀流场进行了轴对称数值模拟。文中除了将计算结果同实验结果进行对比外．还得出了固体火箭发动机侵蚀燃烧过程中装药燃面推移图像，并分析了侵蚀燃烧对发动机燃烧室压强的影响。     

双燃烧室冲压发动机三维隔板后缘构型数值研究

文中对双燃烧室冲压发动机超燃室中多种三维隔板后缘构型对超声速混合层的影响进行了数值研究,并详细分析了较优构型的冷流和燃烧流场.隔板后缘为交错构型时诱导的流向涡大大促进了混合层增长,楔块顶点间隔越大,楔角增大,流向涡演化发展得越快.同时详细分析了较优隔板后缘构型的冷流流场结构和其扩展构型的三维燃烧流场结构,在计算区域后段,燃烧流场混合效果比冷流流场的略有增加.     

对日本超声速自由射流冲压发动机试验台的流场评析

分析了 Ma =4、 Ma =6、 Ma =8三种自由射流喷管出口流场情况 ,当设备采用直接燃烧加热器加热模拟空气时 ,Ma =6喷管出口温度场较差 ,总温分布高低差值为 80 K～ 180 K,而采用蓄热体热交换方式加热的其它喷管流场则相对好些 ,且蓄热体加热形式的喷管出口马赫数分布情况也均在允许范围内 ,可以满足超燃冲压发动机 (试验件 )燃烧状态试验及性能评价试验要求。     

锥型超音速喷管的推力偏心特性

利用三维特征线数值模拟流场的方法研究了锥型超音速喷管当喉部气流方向偏离喷管对称轴时所引起的推力偏心特性．给出了喷管几何参数和气体比热比对侧向推力分量及其零点位置的影响．对计算结果进行的分析表明，喷管几何参数和气体比热比对侧向力第一零点位置的影响是很小的；而对第二零点的位置则有较大影响，并且在所研究的参数范围之内，这种影响几乎是线性的．     

固体火箭发动机瞬态内流场数值仿真

利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。     

盘壁喷管的三维流场计算和结构设计优选

文中运用UG软件对涡喷发动机火药起动器盘壁式喷管进行整体三维建模,采用FLUENT对起动器喷管进行流场计算,得出在不同设计值下喷管的出口速度。根据分析结果对盘壁喷管结构进行优化设计。     

一种摆动喷管的流场和传热特性研究

针对某球窝式摆动喷管,采用两方程k-ε湍流模型,在摆动角度为0°和6°的情况下,对喷管内部流场进行三维数值计算;根据计算的流场,对喷管进行了传热数值模拟.分析了两种不同摆角对喷管内流场和热防护层的传热性能产生的影响.研究结果表明,该型喷管在小范围摆动时,喷管内流场变化较小,喷管入口处的流场发生偏转;喷管外壁面温度变化趋势基本保持一致,内壁面温度存在差异,喷管的热防护性能满足发动机的工作需求.     

固体火箭发动机燃烧室声场特性分析方法研究

为研究固体火箭发动机声不稳定燃烧特性,建立了燃烧室内声学特性分析的物理数学模型,推导了小振幅声波三维波动方程,采用有限体积离散方法进行仿真,得到圆柱型、四片翼柱形和五片翼柱型药柱三种燃烧室形状声学振动基本模态.