超燃试验用加热器三维粘性流场数值模拟

超燃冲压发动机试验时,使用燃烧型加热器模拟高焓、高马赫数的来流条件,而加热器的喷注结构对改善加热器出口流场均匀性具有重要作用.使用三维数值模拟软件Fluent对2种喷注结构的燃烧型加热器进行了三维定常反应流场模拟,获得了设计工况下的流场.结果表明,采用多孔斜喷结构能使氢气在横向有较大的穿透深度,加上空气的引射作用在燃烧室头部产生大尺度横向涡,增强了氢气和空气的混合燃烧以及燃气的掺混,使加热器出口温度场不均匀性从53%降为21%,氧气摩尔分数不均匀性从63%降为17%,更有利于开展超燃冲压发动机试验.     

引射混合器内流场的数值分析

计算了以波瓣为主喷管的三维引射掺混流场；分析了包括复杂型面和引射二次流在内的边界条件处理；再现了流向涡的产生，计算结果与实验结果作了对比分析，吻合程度较好。     

进气道结构对固体冲压发动机补燃室燃烧及内壁流场的影响

为研究进气道结构对固体冲压发动机补燃室燃烧及内壁烧蚀的影响,采用标准k-ε湍流模型,单步涡耗散燃烧模型与KING硼粒子点火燃烧模型,开展了双下侧90°进气结构和双侧180°进气结构固体冲压发动机补燃室内燃气燃烧数值模拟,对比分析了补燃室燃气燃烧流场特征和内壁烧蚀环境特征。结果表明:双侧180°进气结构在补燃室中形成大漩涡,有利于燃气与空气的掺混燃烧,至补燃室出口位置,总燃烧效率超过90%,且该结构有效减少了粒子对内壁的冲刷侵蚀;在双下侧90°进气结构补燃室中,凝聚相粒子和燃气贴近补燃室一侧运动,导致氧气浓度和温度分布不均,不利于燃气的掺混燃烧,总燃烧效率为74%,在远离补燃室进气道一侧形成高温热烧蚀、高浓度粒子侵蚀、高速射流冲刷和热应力集中的综合破坏;双侧180°进气结构的固体冲压发动机补燃室总体性能优于双下侧90°进气结构的冲压发动机补燃室。      

喷管两相流耦合数值模拟与粒子热增量预测

含有氧化铝粒子的两相流是固体火箭发动机喷管流场的重要特征.在有限体积方法框架下,采用基于热增量试验数据的粒子壁面反弹模型以及基于粒子轨道的单元内颗粒源(PSIC,Particle Source in Cell)两相流耦合算法,对喷管内两相流流场及粒子撞击产生的壁面热增量进行了计算和分析,研究了氧化铝粒子尺寸对粒子轨道分布和喷管壁面热增量分布的影响规律.研究结果表明:喷管扩张段内粒子稀疏区域范围随粒子直径增加而增大;粒子热增量只分布于喷管收缩段内,粒子直径越大,产生的壁面热增量越强.     

氢氧发动机推力室化学反应流场计算

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟.数值模拟时采用6种组分、8个反应有限速率的化学反应模型,湍流模型采用Baldwin-Lomax代数湍流模型.数值模拟得到了流场参数在燃烧室和喷管中的分布.结果分析表明,得到的数值模拟结果与理论分析一致,说明结果是可靠的.本文的工作为氢氧火箭发动机喷管设计提供了依据,并为进一步开展火箭发动机推力室有化学反应的两相流动的数值模拟打下了基础.     

气气喷嘴推进剂入口温度对燃烧和壁温的影响

以同轴双剪切气气单喷嘴为对象,对气气燃烧流场进行了数值模拟,并进行了研究,分析了喷嘴推进剂入口温度对燃烧性能和室壁温的影响,结果表明:推进剂温度变化引起的燃氧动量比变化对燃烧和壁温起主要影响;富氢燃气状态变化对燃烧和壁温的影响大于富氧燃气状态变化.试验验证了数值模拟结果.      

美国航空航天局授出战神-1火箭开发扩展合同

据2007年1月5日报道，美国航空航天局已授予了ATK Thiokol公司一份继续设计、开发战神一1火箭第1级的扩展合同。该合同的内容包括：制定设计、开发、试验以及评估火箭第1级的日程表，研制新型金属喷管部件、推进剂浇铸和喷管装配的生产工具；进行必要的设计及工程学分析；继续参加飞行降落伞的开发和试验。     

大流量气-气喷嘴响应面法优化设计

为研究以气氢和气氧为推进剂的同轴双剪切喷嘴设计参数对推进剂燃烧位置的影响,利用正交表指导喷嘴设计,并对燃烧室流场进行数值模拟.结果表明:在单喷嘴流量相当于航天飞机主动发动机单喷嘴流量8倍的工况下,同轴双剪切喷嘴能实现高的燃烧效率;极差和方差分析显示氢/氧的速度比是对推进剂的燃烧位置影响最大的设计参数,而中心氢流量比例和氧喷嘴的壁厚对燃烧位置的影响不显著.通过构造基于正交多项式的响应面,获得同轴双剪切气-气喷嘴的优化组合参数.     

气体二次喷射推力向量控制数值仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机气体二次喷射推力向 量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟;采用三阶精度空间差分格式和隐式Jacobi时间点迭代 方法进行求解;借助数值模拟技术对气体二次喷射推力向量喷管方案进行了初步探索,研究 了不同喷射条件对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响作用;研究表明,二次喷射气 体喷射孔位置、总温及总压等因素对侧向力影响具有耦合作用,合适的喷射孔位置和高温燃 气以及较大喷射总压都能有效增加侧向力及向量角;燃气二次喷射系统具有较高的效率;侧 向力随二次喷射流总压增加而线性增大.      

固体火箭发动机结构质量烧蚀对飞行器速度的影响

<正> 固体推进剂火箭发动机在工作时,燃烧室里形成高温、高压燃气,推进剂燃烧产物的滞止温度可达3000K以上。为了防止室壁被加热到丧失其强度的温度,在燃烧室内表面贴有一层防热材料,这就是由低导热系数材料组成的绝热层。为了使绝热层和推进剂能够很好地贴合,它们之间又有一层包复层把它们连在一起。包复层和绝热层在推进剂燃烧过程中也被加热,发生分解,并释放出气体产物进入燃烧室。推进剂燃气对包复层和绝热层加热,产生气化和分解作用的同时,还进行化学反应。包复层和绝热层分析解释放出的气态产物和化学反应产物随着推进剂燃气一起从喷管流出。因此,全部包复层和一部分绝热层被推进剂燃气烧蚀掉,绝热层被烧蚀的程度取决于推进剂燃气传到燃烧室壁的热流和发动机工作时间。     

一种单喷嘴推力室燃烧内流场的方法

为了方便开展单喷嘴气气喷注器燃烧试验研究,设计了一种燃烧室壁面测温,并结合推力室燃烧流场的非稳态数值模拟的方法,以考察燃烧室内流场的发展和燃烧完成情况.应用试验数据对不同的湍流模型和燃烧模型进行了对比研究,得到与试验结果较为吻合的计算模型.并应用该方法开展了同轴剪切式喷注器氢/氧喷注动量比、燃烧室压力变化的试验研究.试验结果表明喷注器掺混燃烧效果随氢/氧喷注动量比增加而增强,而不随燃烧室压力的变化而变化.     

航天飞行器的两大数学问题

本文考虑火箭燃烧室燃烧不稳定性,固体推进剂不稳定燃烧,液体火箭贮箱推进剂晃动引起火箭系统不稳定性以及航天飞行不稳定性等问题的偏微分方程组定解问题。并指明航天飞行器的断裂问题是断裂力学的时代问题之一,研究它的数学方法如奇异积分方程法,J积分方法,研究复合材料的线性断裂力学原理以及处理边缘断裂问题的边界单元法都是值得探讨的。     

单元二维直排塞式喷管冷流实验

为研究塞式喷管的高度特性和底部特性,采用高压空气为工作介质对单元直排塞式喷管进行实验.研究了底部盖板、底部二次流对性能的影响和塞锥壁面压强分布.实验结果表明:无底部盖板可提高塞式喷管低空性能2%~7%;底部二次流可提高底部压强,减少底部开闭状态转变过程带来的推力突降;底部二次流流量以1%~1.5%为宜,过大将引起喷管性能下降.本实验喷管设计点效率均超过99%,部分实验接近100%,高度补偿效果明显.     

气体二次喷射矢量喷管三维流场计算

采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟.比较了在不同喷射参数和不同喷管落压比NPR(Nozzle Pressure Ratio)下的流场特征,分析了这些参数对矢量偏转效率和推力系数的影响.结果表明,二次流喷射位置、喷射角度和二次流质量流量对矢量角的影响相互耦合,喷管达到最大矢量角时,各参数并不能同时达到各自的最优值;矢量角越大,推力系数越小,推力损失越大;矩形喷射口的推力矢量性能优于圆形喷射口;减小喷管落压比可以提高矢量偏转角度.     

应用气动斜坡和燃气发生器的超燃燃烧室

为增强超声速燃烧过程中的燃料掺混,设计了一种被动式燃料掺混增强结构:气动斜坡/燃气发生器组合燃料喷注结构,并在直连式超燃试验台上对这种喷注结构进行了纹影、油流谱等冷试和热试试验.同时数值模拟了超声速流场中气动斜坡/燃气发生器组合结构的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡/燃气发生器组合结构有助于燃料的掺混,掺混效率由单独气动斜坡喷注器情况下的60%提高到了75%;总压损失主要由壁面摩擦产生,气动斜坡和燃气发生器产生的总压损失相对较少;作为燃烧室点火器使用的燃气发生器起着点火和助燃的双重作用.      

塞式喷管热试实验和数值模拟

以气氢／气氧为推进剂,对三单元直排塞式喷管发动机进行了热试实验和数值模拟研究.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.数值模拟研究了塞式喷管的流场特点,数值预示了实验塞式喷管发动机的高度特性曲线.无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥.使用爆震波点火器点燃多个单元推力室,成功进行了热试实验.在2个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的喷管效率.在C_NPR=50附近,效率达到92％~93.5％;在C_NPR=350附近,效率达到95％~96％.预计在设计点的效率不低于98％.      

超燃燃烧室等离子体点火和火焰稳定性能

为了研究热等离子点火器在超燃冲压发动机中的应用,在来流马赫数2.0工况下,针对乙烯和氢气两种燃料,进行了超燃环境中等离子体点火的试验和仿真研究.在来流总温1 500~1 950 K,燃料当量比0.1~0.55范围内对等离子点火器的点火和改善燃烧性能的性质进行了详细分析.结果显示:对于氢气和乙烯燃料,等离子体点火器使两种燃料的点火性能均得到明显改善,点火延迟时间大大缩短,燃料着火范围扩大、贫燃极限当量比降低.但未观察到其在加速掺混以及改善燃烧性能方面的明显作用.进行了与乙烯燃烧试验对应的数值仿真工作,选用了两种乙烯化学反应模型进行对比研究.仿真结果显示:8步9组分反应模型与试验结果符合较好,而3步6组分反应模型过高的估计了反应剧烈程度,燃烧室压力值偏高,压力起始上升位置偏向上游.所用的8步模型比3步模型更适合于超燃燃烧室中乙烯反应的模拟.     

美国空天飞机研究近况

在1990年财政年度里,美国在国家空天飞机计划(NASP)的一些重要技术领域,如推进系统、材料、气动力学、模拟等取得了重大进展,获得了不小的成就。一、推进系统火箭达因公司试验了1/4尺寸的NASP发动机,速度模拟到马赫7。普·惠公司则完成了1/6尺寸的超音速冲压发动机的试验,共试验了170次,累计时间90多分钟。火箭达因公司的发动机模型,无论是以冲压方式运行,还是以超音速冲压方式运行,其性能都与预测的接近。普·惠公司的试验证明,在马赫4～7的速度时,发动机的性能与流     

大功率狭缝式活塞激励器流场测量与分析

研制了一种大功率活塞射流激励器,出口瞬时速度峰值可达0.3Hz,通过对活塞激励器射流流场测量,得到激励器出口流场速度、涡量分布,分析得到激励器合成射流流动结构与特征,通过采用活塞激励器控制同轴射流掺混,实验结果证明此种活塞激励器可以用于相对较高的速度流场的主动流动控制.利用提出的设计方法设计合成射流激励器可以在激励器出口形成稳定的对涡结构,采用一定的激励频率即可对喷管气流掺混进行有效控制.研究表明,合成射流激励器作为主动流动的执行机构,在航空动力排气系统具有潜在的重要价值.