非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律。结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1%,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28%和100%,且几乎呈线性关系;随着喷管扩张半角的增大,发动机轴向推力明显增大,增幅为14.8%,推力偏斜角显著减小,降幅为29.1%,而发动机径向推力略有增大,但仅增大1.2%。此外,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能为负推力,即在斜切部分产生的轴向推力小于零,在发动机设计过程中应该重点关注,以期实现喷管结构的优化设计。     

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。     

偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算方法

为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。     

超音速分离线喷管推力效率影响因素的数值研究

超音速分离线喷管作为一种新型可动喷管，在机械结构、流场分布、推力性能等方面具有不同于传统可动喷管的特点。由于具有偏转放大效应特点，在执行矢量控制时超音速分离线喷管性能较明显优于传统喷管。为了讨论其推力效率受不同因素影响的变化规律及作用机理，对不同摆角下超音速分离线喷管受不同因素影响的内流场开展数值仿真研究。结果表明：在给定的设计参数下，分离线间隙尺寸的增大对推力效率具有减益性，超音速分离线喷管在执行矢量控制时具有较高的推力效率；同时，相较于锥形扩张段，钟形扩张段喷管有着更好的推力效率。     

超音速分离线喷管内流场数值模拟

采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。     

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%。     

配合间隙对同轴线对开双喷管结构轨控发动机性能的影响

所描述的轨控发动机采用同轴线对开双喷管结构设计,通过对不同工况、不同间隙条件下轨控发动机的流场进行数值模拟,得到了间隙对发动机燃烧室压强、推力等性能参数的影响规律。研究结果表明,当轨控发动机的转子配合间隙不断减小时,推力调节室总压随之不断增大,质量流率不断减小,发动机的推力调节特性变优。     

喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响

用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算，研究了喷管收敛半角，喷管喉部上游圆弧曲率半径长喉部圆柱段长度对喷管流场的影响，研究结果表明，喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大，喷管流量随喷管收敛半角的增大而减小，喷管流量随喷管喉部上游圆弧半径的增大而增大。所提供的结论可供喷管设计人员参考。     

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。     

微喷管流场及其推力性能数值模拟

采用连续介质模型和分子运动模型系统地研究了二维微喷管内的流场及推力特性，重点考察了连续介质模型的适用性、微喷管工作条件和几何结构对流场结构和喷管性能的影响。研究结果表明，在努森数不大时，两种方法的结果基本符合。当努森数大于0．045时，连续介质模型与分子运动模型模拟结果差异较大。微喷管的推力和喉部雷诺数与喷管的入口压力、喉部宽度近似成线性变化；微喷管收缩角、扩张角给定时，其扩张段的长度仅影响推进性能，对流场结构影响较小。在喉部尺寸和扩张比一定时，扩张角为22度的微喷管推进性能最佳。     

喉部曲率半径对最大推力喷管性能的影响

针对不同喉部结构进行了最大推力喷管型面设计计算,分析了不同曲率半径对喷管流量系数、几何效率、推力系数、扩张损失和分离点位置的影响。结果表明：流量系数随上游曲率半径的增大而增大,推力系数和几何效率随下游曲率半径的增大而减小;下游曲率半径的增大导致扩张损失在小范围内不断减小,分离点位置后移。     

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。     

不同入口马赫数对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究

针对采用多目标优化方法设计的超声速燃烧冲压发动机非对称喷管,采用RNGκ-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,数值模拟喷管不同入口马赫数条件下的喷管流场和性能.计算结果表明:喷管入口马赫数的变化会对喷管内流参数带来一定影响,导致喷管的推力和升力同时增大或减小,飞行器的配平性能...     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

扩张半角对无喷管助推器性能的影响分析(英文)

用数值分析的方法研究了扩张半角对固冲发动机无喷管助推器性能的影响规律.研究结果表明,随着扩张半角的增大,比冲先增加后减小,扩张半角取22°可使比冲达到近优:这一结论与有关文献的实验结果基本一致;从流动损失方面考虑,在无喷管助推器设计中,药柱出口端面与冲压喷管之间不应出现台阶,应使扩张段连续地过渡到冲压喷管上.本文结论可为无喷管助推器的设计改进提供参考.     

固体火箭发动机喷管扩张段刚度分析及优化

采用有限元素法对固体火箭发动机喷管扩张段进行了刚度特性分析，并从刚度出发提出了控制喷管推力方向的作动力方向的优化问题。最后，对某发动机喷管进行了分析。     

RBCC发动机热力/推进效率计算及影响因素研究

给出了RBCC发动机推进效率、热效率及总效率等热力/推进效率计算方程,开展了特定条件下油气比、流量比及速度比等因素对发动机效率影响规律研究.结果表明, 当燃油和火箭发动机推进剂种类、质量流量及飞行速度一定时,产生推力的RBCC发动机排气速度变化范围有限,且该范围可通过计算进行明确;在其他变量为定值的条件下,推进效率分别随油气比、流量比及速度比的增大呈单调增加的趋势;随着速度比减小,热效率、总效率增大.     

差分流量调节推力矢量控制研究

为了了解差分流量调节实现推力矢量控制的特点,参考塞式喷管发动机XRS 2200的工作参数,对多单元直排型塞式喷管模型发动机进行了数值计算。介绍了差分流量调节的计算方法和内喷管与塞锥推力矢量变化的分析过程,计算产生的俯仰力矩。结果表明,差分流量调节时,塞式喷管轴向合力基本保持不变,不损失轴向推力性能;俯仰力矩包括轴向力和侧向力产生的两部分力矩,随差分流量调节增大而增加,有很好的偏转性能。结论可以为差分流量调节的实验研究提供参考。     

固体火箭发动机喷管瞬态流场特性分析

为准确预测某型固体火箭发动机喷管的流场特性,建立了发动机燃烧室-喷管一体化三维流场模型,考虑了上游流场-燃烧室对喷管流场的影响,应用有限体积法,仿真计算出了发动机点火启动过程中喷管内激波的存在及变化趋势,仿真结果与一维等熵函数理论分析结果相一致。结果表明,在发动机点燃初期,喷管内燃气呈现亚音速流动,随着时间推移,在喷管扩张段出现了一道激波,燃气流动出现壅塞,随着燃烧室内燃气压力升高,激波逐渐移出喷管,喷管内呈现超音速顺畅流动。