涡流阀式固体变推力集成原理样机设计与实验

针对涡流阀式变推力发动机,初步建立了设计方法,并设计了长尾管和环形燃气发生器组合的集成式原理样机,开展了考核试验.实验结果表明,设计的原理发动机实现了设计要求；涡流阀式变推力发动机具有存在旋流损失,可实现推力调节比大于压强调节比的工作特性；实验推力调节比达到9:1.     

涡流阀变推力发动机推力计算方法

针对目前理论模型多注重可行性和影响因素分析,以及方程复杂求解困难的现状,为了得到一个应用性较强的涡流阀变推力发动机推力工程计算方法,借鉴普通固发求解推力原理,结合数值模拟方法,建立了涡流阀变推力发动机的整体模型。结果表明,该模型有一定的精度,模型计算参数与试验和前期理论分析趋势一致,模型简洁并包含主要设计参数,可满足涡流阀变推力发动机的设计需要。     

固化发动机推力调节涡流阀方案实验研究

从实验角度探讨了不同控制气流对推力调节固体火箭发动机燃烧室压强的影响。就燃气发生器方案、氮气和空气控制气体方案进行了研究，获得了一些有价值的结论：高温控制气流比低温控制气流调节效果显著；当采用空气作控制气流时，能有效地进行补燃，释放大量能量，因此调节效果显著。     

涡流对固体燃料冲压发动机性能影响分析

通过对固体燃料冲压发动机内流动和燃烧过程的数值模拟,研究了涡流对发动机性能的影响。主要讨论了发动机推力和比冲、固体燃料的平均后退速率和燃烧效率对旋流强度的依赖关系,还对推进剂燃速沿轴向的分布进行了考察,并与无旋条件进行了比较分析。结果表明,小强度的涡流能明显提高固体燃料燃速和发动机推力,但强度过大,涡流反而会给发动机性能带来不利影响;涡流增强燃烧作用主要体现在装药后段。     

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.     

非同轴式喉栓变推力固体发动机试验

设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。     

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。     

单室双推力固体发动机静止试验分析方法

提出了一种根据静止试验压强，推力一时间曲线分析串装药柱单室双推力固体发动机性能的方法，用以计算其在助推段与续航段的特征速度Ｃ，比冲Ｉ，燃去药柱质量ｍ，和推进剂燃速ｒ等参数。此方法比实例验证可行，从而为完善这类发动机的性能分析提供了依据。     

150 N气氧/煤油发动机涡流冷却技术试验

为探索百牛量级姿控发动机采用气氧/煤油涡流冷却推力室的可行性,开展了涡流冷却技术的试验验证工作。在理论分析和数值仿真的基础上,完成了150 N气氧/煤油涡流冷却推力室设计。数值仿真结果表明:内旋流区域占燃烧室直径D_c的87.8%,燃烧化学反应发生在39%～81%R_c的环形区域。经热试考核,燃烧室点火可靠,工作稳定,燃烧效率达0.91;形成了有效的气膜冷却,壁面和头部热防护可靠,充分验证了内外双漩涡结构的存在。     

可用于战术导弹的针栓喷管发动机技术

针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒，栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积，引起燃烧室内压强变化，进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度，增大导弹的射程，缩短打击时间，增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

某单室双推力复杂翼柱形燃烧室的两相流数值分析

针对某单室双推力翼柱形药柱导弹在研制过程中多次出现烧穿现象,开展了数值模拟研究,考察了发动机两相流动情况.模拟结果表明,缓燃药柱前翼设计不合理,造成流场中存在壁面附着涡团,恶化了热防护条件,造成壳体烧穿.数值模拟得到的涡团位置与尺寸和实验烧穿部位吻合.经试验验证,取消前翼设计后,切向涡消失,发动机不再烧穿.     

双脉冲发动机点火过程三维数值模拟

以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。     

垂直发射水下航行体的通气空化数值模拟研究

基于均相流模型对垂直发射水下航行体周围的通气空化流动进行了三维数值模拟,通过与试验得到的压力数据比较验证了数值方法的可靠性,并讨论了通气时序对通气空化流场的影响。结果表明:计算结果与试验吻合较好,通气能提高空泡内压力且不同位置压力一致,空泡末端存在回射高压;随着通气时刻提前,泡内压力和回射高压增大;空泡的发展过程伴随着旋涡的形成与演变,通入空泡的气体有3种流向,气体的运动导致空泡内产生多个旋涡,旋涡的种类可以分为3类。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

过氧化氢／煤油发动机推力室气液燃烧数值模拟

采用离散相模拟颗粒随机轨道方法处理两相流动,采用SST后刊湍流模型,利用燃料的单步总反应模型模拟煤油蒸汽燃烧,针对过氧化氢／煤油发动机推力室,进行三维两相燃烧数值模拟。对推力室的总体流场特征及性能进行了初步研究,为开展进一步的数值研究奠定基础。     

高雷诺数下交叉圆柱涡激振动的数值分析

基于能量捕获应用场景,利用数值仿真的方法研究了高雷诺数下交叉圆柱的涡激振动(Vortex Induced Vibration, VIV)现象。首先建立了三维VIV数值模型,通过与已有文献试验数据对比验证了该数值模型的准确性。进而在该模型的基础上,对交叉圆柱的VIV进行了仿真研究,并与普通圆柱做了对比分析。研究发现,受竖圆柱的影响,交叉圆柱在中低流速的涡强度有所减小,使低流速下的柱体振幅减小,启动流速变大;在中流速范围,涡脱落位置的改变,使得振幅增加;在高流速范围涡强度和涡脱落位置变化并不明显,振幅也与普通圆柱相近。     

推力室逆置点火瞬时真空舱流场数值与试验研究

针对高空模拟舱内逆向布置的推力室点火瞬时过程中舱内压力的变化规律进行了理论和数值仿真分析,推力室高速气流的动能是推力室短程点火过程中舱内压力大幅上升的主要原因.为保证推力室点火时舱内的真空度,需要在推力室出口配置导流装置将燃气导出真空舱.对单台和4台并联推力室进行点火试验,试验表明：采用燃气导流能够较好保持舱内真空度,是整机多推力室高空模拟试验的新思路.     

缩比推力室甲烷传热试验研究

为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为：128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.