固体发动机燃气射流对发射平台冲击效应研究

为研究燃气射流对发射平台的热冲击和动力冲击效应,采用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象,得到了射流流场结构及发射平台上的温度和压力分布情况,计算结果与试验数据吻合较好。研究表明,在射流近场内考虑复燃效应时,计算结果更为准确。发射平台中心处为高温区,应采用抗高温耐烧蚀的材料。发射平台距发动机喷口为1.4、1.7、2 m时,平台上压力分布变化不大;发射平台离发动机喷口越远,平台上的温度变化越小。     

固体火箭发动机尾焰流场特性研究

针对某固体火箭发动机,对二维轴对称尾焰流场进行数值模拟,并考虑复燃化学反应和Al2O3颗粒运动的影响。计算得到了尾焰射流的温度场和组分分布图,将计算结果和地面实验结果进行对比,对尾焰流场主要特点进行分析。结果表明复燃化学反应主要发生在燃气空气混合区域,化学反应使复燃区域温度升高约250 K。该计算方法能反映出尾焰复燃流场的主要特点,可为固体火箭发动机尾焰红外特性的计算提供流场基本数据。     

同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究

为研究导弹发射过程中燃气射流对同心筒和弹体的热冲击和动力冲击效应,基于欧拉-拉格朗日方法,使用域动分层动网格方法,对同心筒发射过程含Al2O3颗粒的气-固两相流场进行了数值计算,得到了发射过程中流场的温度和压强分布情况,计算结果与试验数据的相对误差在允许范围内,表明文中所用计算模型是可靠的.发射过程中燃气射流对后盖的冲...     

喷水对车载垂直发射导弹燃气流降温效果研究

双面导流器将车载垂直发射导弹在发射过程中产生的燃气射流大部分排导到发射车尾部或两侧,但仍有部分高温燃气流冲击到发射车底盘处,对发射车轮胎及车底安装的线缆等设备造成严重的烧蚀。为实现热防护,本文提出对尾焰流场喷水降温措施,通过在发射车底盘安装喷水管,利用液态水的汽化吸热原理对燃气流降温,同时利用喷水射流的冲击作用使燃气流冲击距离减小,实现对发射车轮胎及发射装备的保护,计算结果表明降温效果明显。同时,为研究喷水流速与降温效果之间的关系,利用耦合Mixture多相流模型与组分输运模型建立液态水汽化模型,对不同喷水流速下降温过程进行数值计算,得出喷水流速与降温效果之间的变化规律以及最优化设计指标,为发射车降温装置设计提供参考。     

水下燃气射流流场数值研究

研究了固体火箭发动机水下燃气射流流场的复杂多相流问题.采用多相流MIXTURE模型,考虑了流体的可压缩性、粘性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等各项因素.选取标准k-ε湍流模式,运用有限体积法对轴对称湍流射流流场进行数值模拟.通过对无来流情况下湍流射流模拟,发现了燃气射流的颈缩、断裂和回击现象,并通过分析解释了产生这一现象的原因.计算了有来流情况下的射流流场,发现有来流情况下燃气射流没有断裂和回击现象.     

液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。     

固液捆绑火箭起飞喷流特性及对发射台影响研究

为了研究固液捆绑火箭起飞阶段多簇高度欠膨胀燃气射流冲击发射台及导流装置的复杂流场图谱，基于连续介质假设，建立固液捆绑火箭发射燃气羽流含Al2O3颗粒混合物流动的欧拉离散相气-固耦合流动模型，包括燃气多组分可压缩N-S方程、Al2O3颗粒流动方程、RNG k-ε湍流模型，并运用二阶Roe迎风差分格式求解控制方程的对流通量，二阶中心差分计算耗散项。在流动计算结果基础上，建立高温燃气射流的热辐射方程，采用离散坐标法(DOM)计算多簇燃气射流热辐射的影响，通过数值模拟得到火箭起飞时高度和漂移量对发射台和箭体底部底部燃气射流流动及热流密度的影响。所得结果可为发射台和箭体底部防热设计提供一定的参考依据。为了验证欧拉离散相模型及其数值方法的有效性，以固体推进剂标准发动机羽流热环境实验为对象，将数值模拟结果与实验数据进行了对比，发现两者的温度和热流密度相对误差分别为2.2%和3.7%，由此可见本文的方法具有良好的数值精度。     

用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场

采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术，计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体，随着导弹运动，相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明，采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场，具有较高的精度。     

同心简发射潜载导弹过程数值研究

研究了潜载导弹水下垂直发射过程中国心筒内外流场的复杂多相流动问题.采用MIXTURE多相流模型,结合考虑水汽化的气穴模型,运用有限体积法(FVM)和SIMPLE算法,求解燃气、水、蒸汽多相的N-S方程和Standard κ-ε湍流模型.运用动网格技术和滑移网格技术,实现了导弹出筒过程中弹体运动与多相流场的耦合求解.计算...     

多组分含化学反应火箭燃气射流流场的数值模拟

推导了适合多组分含化学反应火箭燃气射流场对流项的ＴＶＤ数值格式及流动求解的组合格式，给出了某火箭燃气自由射流流场的计算结果。     

TY-4火箭发射装置导流器热结构计算分析

根据TY-4火箭离轨段燃气流瞬态特性,对双面楔形导流器面板强度、温度参数和离轨扰动等具体技术问题进行了计算分析。结果表明,采用熔点和导热系数高的导流材料,使热量沿厚度方向传递,可以容纳燃气传热,降低表面温度,减少烧蚀;导流型面和冲击角的设计,对于减小冲击,抑制火箭起始扰动有重要作用。     

二元进气道夹角对冲压发动机二次燃烧的影响

利用RNG κ-ε湍流模型及单步涡扩散化学反应模型,对采用双侧二元进气道的火箭冲压发动机补燃室内纯气相化学反应流场进行了数值计算,分析了进气道夹角和一次燃气喷嘴结构对冲压发动机燃烧的影响,总结了3种不同燃气喷嘴结构冲压发动机的燃烧效率随进气道夹角的变化规律,为冲压发动机的设计提供参考。     

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧室进气方案研究

用k-ε湍流模型以及EBU燃烧模型。对固体火箭冲压发动机二次燃烧三维反应流场进行了数值计算,研究了空气射流与富燃燃气射流动量之比、射流速度和燃气发生器喷管数量对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空燃动量比在一定范围内时。若空燃动量比变大,则二次燃烧效率升高;降低空气和燃气射流的速度有利于二次燃烧效率的提高;并且增加燃气发生器喷管数量能增强燃气与空气在头部的掺混效果,为燃烧创造良好的条件。     

考虑燃气引流的燃气弹射开盖载荷研究

建立一种带有导流槽装置的考虑燃气引流冲击开盖的新型燃气弹射系统模型,采用燃气弹射试验验证了数值计算方法的可靠性,在此基础上,计算得到弹射过程流场、筒盖载荷、弹体内弹道曲线变化规律,研究了改变导流槽深度对开盖载荷的影响.结果表明,发射筒与弹体间隙之间的压强呈现不断增加的趋势,且压强的扩散速率比温度更快;当导流槽深度为20...     

液体火箭燃烧尾焰冲击干扰效应数值研究

火箭发射时其燃烧尾焰的冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。文章采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对氢氧液体火箭发动机燃烧室内燃烧过程与尾焰流场进行了一体化数值计算,得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅度提高地面附近的压力和温度;火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区;尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

火箭发动机地面水平试车尾流温度场仿真分析

针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明：三维模型中,燃气逐渐向地面流动,地面燃气温度高于二维轴对称模型中的燃气温度;发动机工况变化时,三维模型和二维轴对称模型中的地面燃气温度变化趋势相反,采用三维模型计算具有更好的可信度。     

燃气蒸汽式发射动力装置复杂内流场数值模拟

水下发射的燃气.蒸汽式发射动力装置内是一种包含了高温高压燃气湍流流动、冷却水射流的形成、喷嘴出口处的一次雾化、在横向高速燃气流中的二次雾化与汽化、含相变的水、汽两相流动等复杂的流动过程.应用CFD技术对水下发射试验低压强点和高压强点进行了含相变的三维两相加质流场数值模拟.结果表明,采用雾化理论和数值仿真技术计算得到的流场形态、特征点状态参数以及冷却水汽化情况等与试验结果基本吻合,这种新的计算方法可作为发射动力装置研究的一种有效手段.     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

固体火箭发动机水下燃气泡计算

采用二维非定常气流场模型和VOF(Volume of Fluids)模型,对水下固体火箭发动机点火初期这一非稳态过程进行了气水耦合数值求解.模拟了燃气泡的形成、发展及断裂过程,揭示了燃气泡中压强、马赫数等参数的变化规律,得到了高速射流点火初期的流场变化特征,模拟中捕捉到了喷管出口处的压力脉动和燃气泡的"颈缩"现象,并对引起压力脉动的相关因素进行了讨论.模拟结果表明,燃气泡的发展变化过程会对喷管扩张段产生影响,这是水下高速射流的重要特征之一.上述研究可为水下发射固体火箭发动机设计提供参考.     

边界层对横流干扰流场的影响

应用三阶的WENO格式，结合k-ε两方程湍流模型，求解二维Favre平均N-S方程，计算了平板上横向喷出的音速气流和马赫数为3.71的超音速气流的混合流场。计算结果与实验结果比较吻合。对比了不同边界层厚度的影响，结果表明，随着边界层厚度的增加，分离点的位置远离射流，穿透深度增加。