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《固体火箭技术》2020,(4)
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。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
为研究固体火箭发动机斜切喷管流场与推力特性,采用非定常可压缩N-S方程与Realizablek-ε湍流模型相结合的方法,并运用混合网格技术,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。结果表明,对于斜切喷管发动机,当喷管入口采用倾斜安装形式时,会存在一定的质量流量损失,喷管实际质量流量为理论流量的0.938;对于不同角度的斜切喷管,喷管喉部与喷管扩张段对称结构部分的速度场分布状况基本相同,而在喷管扩张段非对称部分,速度场分布存在一定的单边现象;当喷管斜切角度从45°增大到90°时,喷管轴向推力Fx线性增大,侧向推力Fy线性减小,推力偏转角度则从2.323°减小到0.063°,但对发动机喷管中燃气的质量流量与喷管总推力的影响不大。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(2)
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。 相似文献
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双斜喷管固体火箭发动机流动特性数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:3
应用计算流体力学软件PHOENICS从二维湍流N S方程出发 ,对有 /无斜切的双喷管固体火箭发动机内流场进行了数值模拟。研究表明 ,对无斜切模型的喷管偏转角从 15°变化到 3 0° ,轴向推力损失约达 10 %。有斜切模型的喷管形状不对称 ,内流在出口处产生的扰动在较长一侧喷管壁反射 ,出现激波现象 ,引起流动的变化。 相似文献
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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。 相似文献
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微喷管设计加工方法不同于常规尺寸喷管,具有小尺寸、大面积-体积比的特点,内部流动雷诺数低,粘性力影响显著。为研究结构参数设计对蒸发液体微推力器喷管性能的影响,利用三维数值模拟方法研究不同扩张半角、面积比以及刻蚀深度对微喷管推力、比冲的影响。结果显示,增加微喷管扩张半角有利于降低粘性损失,最优扩张半角为30°,其数值大于常规尺寸喷管。增加面积比可以提高气体膨胀程度,但与之同时增加的壁面面积会增加粘性损失,推力、比冲先随面积比增加而增加,面积比为14时达到峰值,随后下降。增加刻蚀深度有利于减小扩张段壁面面积,提高微喷管性能。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
针对常规扰流片推力矢量装置无法提供滚转控制力矩的问题,提出了一种适用于多通道控制的多扰流片矢量结构方案。采用三维数值仿真方法,分析了多扰流片装置喷管内流场结构与推力矢量特性。结果表明,扰流片面阻塞率对多扰流片俯仰/偏航矢量的影响规律与单扰流片一致,扰流片面阻塞率与轴向推力成反比,与侧向力成正比。相同扰流片面阻塞率时,俯偏状态下喷管的内部流动复杂损失大,轴向推力小于滚转状态。通过采用带预制偏角的扰流片,可获得滚转控制力矩,同时,偏角增大滚转力矩增大,轴向推力小幅下降;但俯偏状态下喷管内高压旋流区域缩小使得侧向力大幅下降。多扰流片装置的设计需综合考虑装置的滚转与俯仰/偏航特性。 相似文献
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《火箭推进》2018,(6)
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%。 相似文献
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针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称固体火箭发动机喷管进行扩张段型面优化,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置,优化方法采用径向基函数(Radial Basis Function, RBF)代理优化算法。采用纯气相与两相流两种模型分别进行优化设计,纯气相的结果表明,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线,优化后的推力提高了1.64%。以此优化型面为初始型面,增加控制点个数至16个,二次优化后的推力又提高了0.095%。增大优化参数范围,同时引入判断拐点的约束,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线进行单轮优化,结果同上述经过两轮优化之后的结果相近,优化后的喷管推力提高了1.78%,说明算法具有较强的稳定性。通过对不同控制参数个数的贝塞尔曲线优化过程的对比,给出了合理选择控制点个数的方法与建议。两相流的优化结果表明,由于颗粒的滞后影响造成了两相流损失,两相流喷管的推力小于纯气相喷管,但两相流喷管优化后的推力较优化前初始型面的推力提高了1.87%,略高于纯气相喷管。RBF代理优化算法适用于由任意数量控制点组成的贝塞尔曲线表达的喷管扩张段型面优化,并有较高的效率与较强的稳定性... 相似文献
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为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明:瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%~2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。 相似文献
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采用一维无粘理论对扩张喷管的流动和性能进行了计算,研究了壁面散热量和散热规律对喷管流动、出口气流参数和性能参数的影响。结果表明:壁面散热会导致喷管沿程静压、静温和总温减小、出口马赫数和总压增大,并且随散热量增大,喷管的工作状态可依次经历欠膨胀状态、临界状态和过膨胀状态,但是喷管的推力系数逐渐减小,性能下降;壁面散热规律对喷管性能有很大影响,入口附近散热量较大出口附近散热量较小时,喷管的性能下降最大。从研究结果可以看出,壁面散热可以调节喷管的欠膨胀度,使喷管从欠膨胀状态趋于过膨胀状态,采用侧重于后半部分散热的规律可以取得良好的调节效果。 相似文献