数值模拟喷焰2.7微米红外辐射特性

以固体火箭发动机尾喷焰的红外探测为主要应用背景,利用反向蒙特卡罗法和有限体积法计算了火箭尾喷焰红外辐射特性,获得了尾喷焰在探测波长为2.7μm下的红外辐射的空间、光谱分布特性,两种方法的计算结果也非常接近,具有重要的理论意义和实际应用背景。     

液体火箭发动机尾焰复燃对红外辐射特性的影响

为深入研究液体火箭发动机尾焰复燃对红外辐射特性的影响,建立了一个适用于液体火箭尾焰复燃流场和红外辐射特性的计算模型。利用FLUENT软件计算液体火箭尾焰复燃流场,其中复燃反应采用有限速率化学反应模型;采用HITEMP数据库利用逐线积分法(LBL)计算尾焰气体的辐射气体参量;采用反向蒙特卡洛法(BMC)求解辐射传输方程,得到尾焰复燃流场的红外辐射特性。结果表明,复燃反应可大幅度改变尾焰流场特性,进而改变尾焰红外辐射特性。相比于冻结流,反应流流场温度和主要辐射气体含量最大增幅分别可达15.4%及47.5%,主要辐射波段内辐射强度最大增幅可达31.5%。随发动机飞行高度增加,复燃反应所引起的红外辐射强度增量随之降低。     

液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。      

液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击效应

为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性,建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性,基于建立模型研究了喷管出口距离平台3,5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响,并分析了影响差异及其产生差异的原因.结果表明:尾焰自由射流区的激波膨胀、压缩距离和壁射流区面积随推进剂流量的增大而增大;考虑复燃化学反应不仅改变了自由射流区和滞止区的形状结构,而且增大了壁射流区的面积和温度;复燃和推进剂流量均是通过影响尾焰结构对冲击特性产生影响,具体影响效果与喷管出口和发射平台间距离有关.      

一种超声速射流计算方法与实验验证

高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。     

多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性研究

为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复燃反应的影响,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,实现了以液氢液氧和液氧煤油为推进剂的两种不同发动机尾焰的混合计算,得到了不同飞行高度下火箭动力系统的尾焰流场结构及其参数分布情况。结果表明:随着飞行高度的升高,尾焰的膨胀角度越来越大,尾焰间的相互作用加强。由于复燃反应及尾焰间相互作用影响,尾焰流场会出现局部高温区域,同时火箭底部及喷管周围会出现旋流,旋流会卷吸尾焰高温燃气,从而会对火箭底部进行烧蚀,需要对其采取相应的热防护措施。     

奇偶空间法用于液体火箭发动机故障诊断

基于液体火箭发动机系统测量输出之间的内在一致性,直接利用液体火箭发动机试车的测量参数, 采用奇偶空间方法对仿真的液体火箭发动机１６种故障进行分离, 结果证明该方法对实现液体火箭发动机故障诊断有较好的效果。     

三组元双工况火箭发动机羽流发射光谱实验研究

为研究火箭发动机故障的羽流光谱诊断技术，对三级元双工况火箭发动机羽流发射光谱进行了实验测量。结果表明娄发动机有异常杂质进入羽流时，羽流光谱中有该物质的显著特征光谱；同时，正常情况下羽流辐射光谱随发动机不同结构、不同工况及不同工作参数而表现出不同的特征光谱。     

煤油-氧火焰中铁的辐射光谱实验研究

为了对羽流激波中金属光谱特性进行研究,用煤油-氧火焰气体模拟煤油-氧发动机的羽流,以二茂铁溶于煤油模拟发动机材料铁的磨损,给出不同混合比下铁在火焰中辐射光谱的实验与仿真结果.实验光谱数据随铁的浓度不同而变化,理论光谱与实验结果吻合较好,验证了羽流中金属原子辐射光谱的仿真程序.为基于羽流光谱分析的发动机故障诊断研究奠定了实验与理论基础.     

液体火箭发动机实验台液路系统工作过程仿真

从一维可压缩液体的瞬变管流方程出发,采用有限体积法,对液体火箭发动机实验台液路系统工作过程进行了一维数值仿真,并将计算结果与实验结果进行了比较与分析。结果表明,该方法较好的描述了发动机实验台液路系统的工作过程,能为实验台系统的设计、故障诊断、优化以及实验发动机的性能分析提供指导。      

推进剂利用系统对液体火箭发动机性能的影响分析

建立了带有推进剂利用系统的泵式压液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型，用非线性优化方法和小偏差方法计算分析了推进剂利用系统调节阀所控制的燃料流量对液体火箭发动机性能的影响，并对比分析了计算结果。所得结论可用于泵压式液体火箭发动机的控制和调节、试验结果分析、可靠性分析、故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律。     

两相脉冲爆震火箭发动机性能实验

为了获得脉冲爆震火箭发动机（PDRE）的性能参数,采用液态煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了一系列多循环爆震实验。使用孔板流量计测量煤油流量,使用集气法测量氧气流量,使用动态压电式压力传感器测量了爆震室轴向的沿程压力,使用火焰温度及水蒸气浓度红外光谱测量仪测量爆震管出口平面的尾焰温度,使用动态压电式推力传感器测量PDRE所产生的瞬时推力。实验获得PDRE不同频率下的平均推力和比冲。实验结果表明：爆震压力和温度随着工作频率的变化而有所变化,填充系数对于PDRE比冲大小有着显著影响。采用爆震室部分填充的策略,可以显著地提高发动机比冲。     

带有可调喷注器与文氏管的变推力液体火箭发动机响应特性分析

本文利用数值方法和解析方法对带有可调喷注器和可调文氏管的变推力液体火箭发动机的响应特性进行了分析,讨论了影响此类发动机动态性能的主要因素.最后给出发动机参数的优化结果,并进行了实验验证.     

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法，不需要改变编写过的软件，只要建立相应的输入文件，就可以对新的发动机方案进行研究，和其它方法相比，所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位，而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件，并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真，结果表明，仿真软件使用灵活，计算量小，求解速度快。     

基于动力冗余的液体火箭动力系统频率特性分析

液体火箭在发射过程中,恶劣的动力学环境常常会引起发动机推力下降或提前关机等工作故障,引入动力冗余技术可以保证发动机故障后仍有足够动力保证火箭正常飞行,从而大幅度地提高系统的可靠性。针对动力冗余技术而提出的液体捆绑火箭推进剂交叉输送问题,以三种工作模式：芯级火箭与助推器独立工作（Mode 1）;一台助推发动机故障,该助推器将多余推进剂供给芯级发动机（Mode 2）;为使助推器提前分离,所有发动机均由助推器供给推进剂（Mode 3）为研究对象,利用有限元技术分别建立三种工作模式下液体火箭动力系统的动力学模型。利用数值方法进行的频率特性分析表明,动力系统每组相似频率在Mode 1模式下的分布较为集中,而在其他两种模式下的分布则较为分散。此外,比较三种工作模式下蓄压器能量值的变频效果发现,Mode 1模式的变频效果最好,而Mode 3的效果最差。     

液体火箭发动机燃烧室声腔建模方法研究

基于数值模拟技术及有关振动理论,提出了一种建立液体火箭发动机燃烧室声腔模型的方法。为验证方法的可行性,建立了用于带声腔燃烧室全场数值模拟的分区解法,利用这两种方法对同一过程进行的计算表明建模方法是可行的     

动态神经网络在液体火箭发动机故障检测与分离中的应用

应用动态神经网络在线辨识方法，提出了一种液体火箭发动机故障实时检测与分离基本系统。检测逻辑通过度量包含发动机故障信息的辨识残差信号实现火箭发动机故障检测，故障分离通过分析辨识误差相关函数的不同空间特征来实现。仿真研究表明动态神经网络可成功地应用于泵压式液体火箭发动机故障检测与分离。     

液体火箭发动机系统静态特性模拟

以往分析液体火箭发动机系统静态特性的程序都是针对特定的发动机系统编写的,这样的模拟程序缺少通用性,一旦发动机方案发生变化,要重新列系统方程与编程序进行模拟.本文采用基于元件模型的结点方法,探讨了在计算机上自动建立液体火箭发动机静态方程,并且进行数值模拟的方法.运用该软件,用户只要输入发动机元件参数和元件之间的连接关系,计算机就可以自动完成系统模拟工作.     

液体火箭发动机静态仿真通用模块化方法

提出了一种新的液体火箭发动机静态仿真模块化计算方法。该方法按照预定的计算顺序,对发动机系统的各个模块进行迭代计算,并采用拟牛顿法求解系统可调变量。该方法对各种发动机静态仿真具有通用性,可用于分析发动机系统内外干扰因素对发动机性能的影响、发动机静态故障仿真或发动机调整计算。该方法能较大地减少系统未知量数目,求解速度快,精度高。该方法已在计算机上采用面向对象程序设计实现,本文给出了用该程序对某液体火箭发动机进行静态特性计算的结果。     

羽流光谱的原子辐射仿真

为对液体火箭发动机羽流光谱实验数据进行定量分析 ,通过建立高温气体下辐射传递模型 ,对1 Cr1 8Ni9Ti的理论光谱进行了仿真计算。结果表明 ,在路径一定的情况下 ,羽流中原子浓度较低时 ,可采用光学薄模型 ,原子浓度较高时 ,可采用光学厚模型