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本文介绍了利用 IBM-PC 机开发的一套固体火箭发动机工作过程中流场的图形显示系统-FFCD 系统.该系统的重要功能包括:二维与三维网格显示,二维及三维流场速矢显示,以及流场中各种等值线的显示.文中对动态图形显示也作了些介绍,提出了一些较为实用的动态显示技巧和算法,实现了二维速矢简单图形的动态显示。最后给出了一些流场图形显示的实例,证明了 FFCD 系统的可行性. 相似文献
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连续旋转爆轰发动机气液两相爆轰波传播特性二维数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
《固体火箭技术》2015,(5)
为了研究液体燃料连续旋转爆轰发动机(Continuous Rotating Detonation Engine,CRDE)中爆轰波形成与传播过程,采用二维CE/SE方法,对汽油、富氧空气两相连续旋转爆轰发动机爆轰过程进行数值模拟,分析了连续旋转爆轰发动机气液两相爆轰流场和爆轰波结构及入口和出口处的流场变化规律,揭示了CRDE自持传播机理。计算结果表明,燃料以时段阶梯填充方式来起爆旋转爆轰,可快速有效地形成单方向稳定传播的爆轰波;在周向方向上出口处的流场间断面要延后于入口处的间断面,出口流场间断面主要是由斜激波和接触间断面造成的,而入口流场间断面是由爆轰波引起的。通过对气液两相CRDE的二维数值模拟,可更好地了解液体燃料CRDE的工作过程,为液体燃料CRDE研究提供指导。 相似文献
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基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N. 相似文献
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固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据. 相似文献
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对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。 相似文献
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液体冲压发动机是超声速巡航导弹和无人驾驶飞行器的理想动力装置,各军事大国都在积极研究液体亚燃/超燃冲压发动机技术。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述,提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。 相似文献
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吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性. 相似文献
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单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异,分析了其中的原因。计算结果表明,研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算,正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。 相似文献
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提出一种针对喷射的简化模型,拓展了二维/轴对称NS方程模型的适用范围。通过算例验证,显示出源项加质方法具有良好的质量守恒性。针对文献中的实验进行了对比计算,结果表明,数值模拟与实验点符合得较好,验证了方法的可靠性。采用上述简化模型,针对化学反应过程与流动过程采用了耦合与解耦这两种方法,对放置在自由射流实验台上两种构型的缩比发动机燃烧室段进行了考虑化学反应流场模拟,得到了主要气动参数的分布图。研究了总压耙等测量装置对于流动的影响。计算结果表明,数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好,并且为合理布置测量仪器提供了一定的参考。 相似文献
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超燃冲压发动机研究综述 总被引:9,自引:1,他引:9
超燃冲压发动机技术是一项新型的、具有广阔发展前景的推进技术。本文对国内外超燃冲压发动机最新研制情况进行了综述,重点论述了该类发动机关键技术研究情况,并对关键技术研究及思路提出了几点建议。 相似文献
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燃油分配对超燃冲压发动机的性能影响仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对超燃冲压发动机两级燃油分配对内流道流动过程、燃烧模态、发动机性能及调节特性的影响问题,建立了发动机一维流动分析模型;对马赫数6/当量比1,马赫数6/当量比0.6,马赫数4/当量比1三种工况不同的一级/二级燃烧室燃油分配比例下的流动过程进行了仿真,并获得了不同燃油分配规律下的发动机性能.通过分析表明:超燃冲压发动机的两级燃油分配比例直接影响发动机内流道内的流动参数分布、燃烧模态及发动机比冲等性能参数.对于马赫数6/当量比1工况,当一级燃烧室的燃油分配比例为30%~70%时,可在全流道内组织纯超声速燃烧,最高比冲超过800 s;对于马赫数6/当量比0.6工况,即使将所有的燃油均在一级燃烧室喷入,流道也不会壅塞,该工况下最大比冲超过800s;对于马赫数4/当量比1工况,燃烧室内组织亚声速燃烧,最大比冲为1 031.9 s;为保证亚声速燃烧扰动不传递到燃烧室入口外,一级燃油分配比例不应过高. 相似文献