组合循环发动机轴对称环形可调喷管方案研究

针对组合循环发动机双流道轴对称环形喷管提出了一种可调方案,开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真,与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比。结果表明,通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动,可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节,有效提高喷管推力性能;在Ma2～5典型工况下,可调喷管推力系数均大于0. 93,最高约0. 974;固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求,可调喷管由于可调节喷管喉部面积,其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管,其流量相对可调喷管最大偏差可达50. 6%;环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下,可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%,较无扩张段喷管推力系数提高最高约14. 6%。     

喷管对连续旋转爆轰发动机性能影响数值研究

为研究尾喷管构型对连续旋转爆轰发动机性能的影响,采用内径40 mm,外径60 mm,长度50 mm的环形燃烧室,空气为氧化剂,氢气为燃料,对安装等直喷管、收敛喷管、扩张喷管和拉瓦尔喷管的连续旋转爆轰发动机的内外流场进行数值模拟。获得了不同尾喷管条件下爆轰波的传播特性和流场结构,分析了喷管构型对发动机内外流场结构和推进性能的影响。计算结果表明,不同尾喷管条件下,燃烧室内均能形成稳定传播的爆轰波;与等直喷管相比,收敛喷管和拉瓦尔喷管对燃烧室内的爆轰波的压力和传播速度具有明显提升作用,但波头高度则明显降低,安装扩张喷管条件爆轰波压力和传播速度略微有所降低,波头高度却增加。收敛喷管和拉瓦尔喷管对发动机尾部火焰具有一定的约束作用;在给定的发动机模型下,收敛喷管对发动机的推力性能提升最为显著,其推力和比冲分别为259.4 N和120.3 s,扩张喷管则降低了发动机的推力性能。     

变比热对超燃冲压发动机尾喷管设计的影响分析

当气体总温较高时,气体的比热比将不再保持不变,而是温度的函数。由于超燃发动机尾喷管的入口温度很高,因此,在喷管型面设计时应该考虑比热变化对型面产生的影响。给出了基于量热完全气体模型和热完全气体模型的超燃冲压发动机尾喷管设计方法。并比较了比热比不变和比热比随气体温度变化时对喷管型面设计的影响。对量热完全气体的应用限制进行了初步讨论。     

几何结构可调的亚燃冲压发动机性能研究

液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较。结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加。     

固体火箭发动机喷管扩张段粒子冲刷流场分析

某翼柱形药柱固体火箭发动机喷管扩张段出口部位在试验后出现了与药柱翼槽位置相对应的冲刷痕迹,为了研究Al2O3粒子对喷管扩张段的冲刷规律,对喷管型面改进提供依据,对比了不同湍流模型、颗粒轨道模型对形成冲刷痕迹的影响,分析了发动机喷管扩张段两相流场特征,确定了形成冲刷痕迹的粒径范围,判断了冲刷痕迹的形成时间,提出了喷管型面改进方案。结果表明,喷管扩张段的冲刷痕迹形成于发动机工作的15 s时刻之前,主要由药柱后翼燃烧产物中颗粒粒径分布为10~16μm区间的粒子造成,改进后的喷管型面可有效降低粒子对喷管扩张段的冲刷。     

固体火箭发动机喷管扩张段型面参数对其性能影响仿真分析

固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。     

三维流线追踪截短偏置超声速尾喷管非设计工况性能分析

使用基于最短长度喷管(MLN)设计方法设计的轴对称喷管流场作为基准流场,采用流线追踪技术和基于代理模型多目标优化方法,并进行了非线性截短和偏置,设计出全新的三维流线追踪截短偏置超声速尾喷管。在非设计工况下对其进行了数值模拟,分析并对比了尾喷管在不同的进口和外流的马赫数和压力时其性能与流场结构的变化。外流马赫数和压力的改变对出口流场结构的影响显著,但对喷管内部流场几乎不产生影响;较大的外流压力会导致过膨胀现象,气流自尾喷管出口处向内偏向尾喷管轴向膨胀,尾喷管唇口附近马赫数将会增大。进口马赫数和进口压力增大,尾喷管的推力和俯仰力矩增大,其中进口压力与尾喷管推力升力性能呈近似线性关系,进口压力每增大5000 Pa,尾喷管的推力,升力和俯仰力矩增大8%左右。所做研究揭示了三维截短偏置高超声速尾喷管在非工况情况下工作的性能规律,将对三维非对称高超声速尾喷管的性能分析以及飞行器发动机设计提供参考。     

大水深火箭发动机尾流场数值模拟

针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。     

喷管扩张段优化型面近似计算

从大量的喷管扩张段型面优化计算结果分析中得出:扩张段型面的曲率分布是影响喷管扩张段气动损失的主要因素,对于给定喷管长度、面积比和出口半角的喷管扩张段型面的近似优化,可根据型面曲率均方差最小来确定.许多算例表明,近似优化型面的相对比冲损失不大于优化型面的0.15%.     

二次抛物线型面喷管参数的优化选择

二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面，对其参数进行优化选择是必要的，在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下，优化方法是把比冲作为目标函数，利用一维等熵流的气动力公式，二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法，确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。     

某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真

以某固体发动机的燃烧室和喷管为一体化研究对象,采用三维流场控制方程,应用有限体积法计算了发动机点火启动过程中燃烧室和喷管内燃气的流场特性。发动机药柱上的着火点最初出现在药柱星角尖上,然后向四周扩展;在药柱点火初期,燃气压力波先于火焰峰到达喷管;随着燃烧室内燃气压力升高,压力沿轴向分布逐渐平缓;当喷管进口压力与出口背压比达到某一值时,喷管扩张段内出现一道激波,随着压力比的升高,激波最终移出喷管,燃气流速在喷管出口处达到最大值。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

SMC模式下RBCC发动机4Ma工况性能仿真

为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma₀=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

上面级发动机推力室喷管延伸段气膜冷却研究

上面级发动机采用四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂,将涡轮排气引入推力室喷管气膜冷却喷管延伸段.仿真计算和热试车表明：推力室主燃气与涡轮排气压力在同一截面处相等,涡轮排气沿喷管延伸段壁面流动形成紧贴喷管壁面的气膜,对主燃气无扰动,对喷管延伸段起到冷却保护作用.推力室喷管延伸段传热计算值和热试车延伸段温度测量值吻合,排气集合器内压力基本均匀,满足工程应用需要.     

自由分子流微电热推力器(FMMR)流动模拟与喷嘴型面分析

FMMR是一种工作在自由分子流状态下的微电热推力器。考虑稀薄效应对FMMR喷嘴型面设计和分析的影响,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法模拟等截面、扩张型面、收缩-扩张型面3种不同喷嘴内的气体流动,分析了各种喷嘴型面对推力器性能的影响规律。结果表明,FMMR采用扩张喷嘴相对于等截面喷嘴,有较大的性能提升,推力最大可增加38%,比冲最大可增加23%;采用收缩-扩张喷嘴较扩张喷嘴能进一步使推力增加21%,但对比冲无明显改善。     

固体火箭发动机燃烧室压强及喷管扩张比优化设计

以固体火箭发动机冲质比为目标函数，采用复合形法优化技术，对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。     

双股气流对流体控制矢量喷管的影响

利用有限体积法求解三维雷诺平均N-S方程,对激波诱导矢量控制方案下的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值模拟,同时与试验结果进行了对比,进一步讨论了开孔位置对喷管矢量性能的影响。研究表明,要获得较好的矢量性能,必须减小壁面反射激波的作用,因此应该调整开孔位置使得第一道斜激波延伸至喷管出口附近;严重过度膨胀状态下,较好的双股气流方案下喷管获得的矢量效率要优于单股气流方案;而在设计状态附近,两种方案下获得的矢量效率和推力损失基本相同。     

环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究

针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。