液体火箭发动机喷管仿真模型

基于量热完全气体、组分冻结的热完全气体、化学非平衡气体模型建立了喷管性能仿真物理模型,采用三阶精度的WENO格式进行了不同气体模型的喷管流场计算。根据流场计算分析了四氧化二氮/甲基肼发动机和液氧/煤油发动机喷管的性能,并针对液氧/煤油发动机分析了室压和不同喷管扩张段型面对性能的影响。结果 表明,采用量热完全气体模型所计...     

塞式喷管火箭发动机的研制

论述了4453N小型塞式环形烧蚀喷管火箭发动机的研制过程,探讨了发动机及其子部件如喷注器、燃烧室、塞式喷管等的设计方法,结合试车数据,应用逐步逼近法设计了高效率的喷管外形.该发动机成功试验了200ms后石墨质的塞杆发生故障.在随后的研究中,提出了几种不同的塞杆方案.最后,就该发动机的发展前景及其可行性做了研究分析.对在亚音速、跨音速、超音速飞行状态下,用CFD研究流场的可靠性做了论述.     

喷喉圆柱段对发动机性能的影响

本文介绍使用轴对称喷管流场计算程序计算固体火箭发动机喷喉圆柱段长度对发动机性能的影响,以及通过发动机实验对该计算结果的验证。研究结论是:喷管最好用圆弧连接上下游型面;如果必须有圆柱段,则应使 l/r_1<0.3为宜。     

喉部有平直段的喷管超音速流场计算与分析

用二维（轴对称）无旋流特征线方法对带有喉部平直段喷管超音速流场进行了计算，并给出了壁面，对称轴和喷管出口截面上的流场参数。对给出算例的流场进行了结构参数影响分析。最后，对固体火箭管流场提出了一些规律性的看法。     

跨声速喷管化学反应流数值模拟

火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程，在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时，不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失，还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等，这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Ｎａｋａｈａｓｈｉ半隐格式，用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场，得到了正确合理的结果，在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。     

斜切喷管性能计算

介绍了一种斜切喷管流场计算的新方法,即采用轴对称无粘流动模型,喷管喉部区域用Kliegel提出的小参数法求解,超音速段用MacCormack二步显格式空间步进求解。在流场计算的基础上,进行了斜切喷管的性能计算。     

流体喷管的脉冲爆震发动机出口过膨胀优化数值研究

在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态。传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失。为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷管。针对这种形式的流体喷管,在可爆混合物一定(当量比1.0,初始填充压力为0.1 MPa)的情况下,基于二维数值模拟,研究了不同二次流喷注条件(二次流喷注面积比、位置比)对主流流动状态及发动机推进性能的影响。计算结果表明:二次流的喷注改变了喷管有效流通面积;二次流在喷管扩张段喷注面积比越大,喷管的冲量提升率越大(相对于基准喷管冲量最大提升率为5.25%);二次流喷注位置越靠近喷管喉道处,喷管的冲量提升率越高。     

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。     

利用不连续出口流减少火箭发动机喷管的长度

受外廓尺寸限制的火箭发动机喷管设计以及能产生最大推力的喷管造型等问题,在过去的几十年里已引起了不少研究者的注意。最近发现,在喷管的出口流场的控制面上引入“不连续性”,可以减少喷管长度。本报告给出了喷管型面的计算和推力性能比较。这里提及的控制面包括两区域,内区包含超音速膨胀流,其速度和流动方向角是随半径增大而增大的。外区包含受喷管型面影响的流场,它呈现出随半径增大而流动方向角交小的特征。在内外区的接合处,引入流动方向上的不连续性和相应的速度等熵变化,通过等熵压缩波在此接合面处相交实现“跳跃”。在控制面的上游,流动保持等熵。在本报告中所示的计算方法表明,喷管长度的减少量,是与跳跃的大小和沿控制面的位置相关联的。可以想象,只需少量的推力性能损失就可实现喷管长度的大幅度减少。这种设计观点最有希望应用在空间发动机的设计中。     

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。     

固体火箭发动机潜入和非潜入喷管内流场模拟及对比

利用FLUENT流场计算软件,对采用潜入和非潜入喷管的全尺寸固体发动机,采用二维轴对称模型和准定常方法进行了内流场模拟计算和对比分析.结果表明,喷管潜入结构可有效地降低发动机后封头壁面附近的燃气速度,从而比非潜入发动机有更好的热防护环境;两种发动机在燃烧室内压强、速度和温度分布大致相同,非潜入喷管发动机在喷管出口轴线处燃气速度比潜入喷管发动机的大,而温度和压强较低.     

固体火箭发动机喷管两相流动计算

采用MacCormark格式与特征线法联合的方法求解了固体火箭发动机喷管两相流场。在跨音速段,气相控制方程用基于MacCormark格式的时间相关法求解,粒子方程采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解;在超音速段,气相控制方程用MacCormark两步显格式空间步进求解,粒子方程仍采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解,两相充分偶合。在控制方程中考虑了三氧化二铝颗粒的相变。最后对JPL喷管进行了计算,并讨论了不同质量分数对流场的影响。     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

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。     

一种双钟型喷管液氧/甲烷发动机系统方案

根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高发动机综合比冲性能以及运载器有效载荷的有效途径。     

火箭发动机斜切喷管流场与推力特性的数值模拟研究

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。     

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。     

LE-5发动机比冲分析

LE-5液氧/液氢燃气发生器循环发动机实测真空比冲被用来评定一种新的喷管性能分析计算方法.涡轮排气引入到主流的超音速段,涡轮排气的有效比冲用一种简单方法计算,然后乘上一个由缩比热试模型试验确定的系数.主流比冲用一种类似于JANNAF的喷管分析方法进行计算,计算时假设能量释放效率等于测定的C~*(特征速度)效率.测得的发动机比冲与分析计算值相当一致.在有些情况下,发现C~*-效率和能量释放效率之间存在偏差.     

塞式喷管热试实验研究

全面介绍了多个塞式喷管的热流实验研究。实验获得了固体推进剂、气氧/酒精及气氧/气氢三种推进剂组合塞式喷管的热试车性能。实验塞式喷管包括了瓦状塞锥和平板塞锥等两种塞锥形式。实验结果表明,塞式喷管特别适合用于飞行高度范围跨度大的固体或液体火箭发动机。气氧/酒精瓦状直锥塞式喷管热试车的效率达到了95%,验证了瓦状塞式喷管的高度补偿特性。一单元塞式喷管和单侧三单元塞式喷管气氢/气氧发动机热试实验成功进行了爆震波多管点火。一单元塞式喷管发动机在CNPR=110附近,效率达到93%～95%;在CNPR=450附近,效率达到96%～98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%～96%。单侧三单元塞式喷管发动机在CNPR=50附近,效率达到92%～93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%～96%,预计在设计点的效率不低于98%。