高超声速化学平衡流辐射流场数值解

本文用数值方法研究了高超声速大钝头体绕流辐射流场。采用粘性激波层控制方程和平衡化学反应气体模型。辐射部份包括连续辐射和线辐射。采用切平板辐射输运模型解决了空间推进的问题，计算结果表明：辐射传热与飞行器再入飞行速度，高度及头部半径密切相关，在计算的条件下，当再入速度小于７．６公里／秒时，辐射传热的影响可以忽略，当再入速度为１１公里／秒左右时，辐射传热可以与对流传热相比拟。当再入速度更大时，辐射传热远     

用FVM法计算固体火箭羽流的红外特性

建立了有限体积法(FVM)的理论模型模拟固体火箭羽流的红外特性,研究了燃气组分H2O,CO2,CO,HCL,OH,NO的吸收和发射,以及AL2O3粒子云的吸收、发射和散射,还研究了两相流场中气相和粒子云温度不均匀时对辐射传输方程的修正。计算一单喷管固体火箭的二维轴对称羽流在光谱2~5μm的红外特性,给出羽流辐射的空间分布和光谱分布并与文献计算的结果对比。研究表明:有限体积法能较好地模拟固体火箭羽流的红外特性;粒子辐射占固体火箭羽流红外辐射的主要部分;在光谱2~4μm粒子辐射使羽流辐射增强,而在光谱4~5μm粒子辐射使羽流辐射减弱。     

大型固体发动机喷管的详细热分析

用二维轴对称有限元热模型对IUS固体发动机喷管进行了全范围的热模拟。该模型考虑了瞬时加热,内部热分解,挥发性和活性分解产物的放出,辐射边界的相互作用,二维两相流中的粒子辐射,以及空腔的瞬间充气。分析时考虑两种情况:(1)假定所有接合密封面部完好地发挥作用,但热解挥发物和一些固体扩散的气体仍会引起结构局部加热,(2)考虑某些密封面泄漏,引起喷管结构内局部加热的最坏情况。对发动机点火试验进行了广泛的仪器测试。得出实测热电偶响应,它可与包括在两种假设情况内的子结构气流加热模型預示范围相比较。这种温度响应大于不考虑气流加热时所算出的结果。     

基于焓平衡法的固体燃料冲压发动机燃速预示模型

修正了固液混合火箭的固体燃料燃面退移速率预示模型中对流换热和汽化热的计算,将其用于固体燃料冲压发动机中,考虑了固体燃料冲压发动机中来流空气总温及装药长度的影响。编写了固体燃料冲压发动机燃面退移速率预示程序。计算结果表明,当来流空气总温大于450 K时,计算误差的平均值不超过6.55%,所完善的模型的计算结果与试验值吻合很好,该模型能准确预示固体燃料冲压发动机中燃面退移速率;燃面退移速率与装药长度的-0.23次方成正比。     

固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究

运用离散颗粒模型对固体火箭发动机及尾焰两相流进行了一体化仿真,得出了各燃气组分和Al2O3颗粒的流场参数分布.通过建立固体火箭尾焰红外辐射模型,计算出了二维轴对称尾焰的光谱辐射亮度.研究表明,颗粒辐射起着主导性作用,颗粒尺寸越小,在4.3 μm波长处气相辐射作用越明显;燃烧室内燃面颗粒速度越大,尾焰辐射越弱;颗粒尺寸越大,颗粒辐射越强,但随燃面颗粒速度增大,辐射降低越快.所得结论与相关文献数据一致,表明计算模型和方法可行.     

铝粉对固体推进剂羽流红外特性的影响

为研究铝粉对固体推进剂羽流红外特性的影响,建立了羽流红外传输的计算模型,通过在流场能量方程中引入辐射源项,实现了流场计算与辐射传输的耦合求解.基于欧拉-拉格朗日方法,对考虑后燃化学反应的-气固两相羽流流场进行了计算,使用离散坐标法求解羽流辐射传输方程,得到了羽流红外辐射强度在1 000～4 500 cm-1范围内的分布...     

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。     

超燃冲压发动机燃烧室内对流与辐射加热基于OpenFOAM的数值模拟

为了考察对流和辐射传热对燃烧和流场以及壁面热流密度的影响,基于OpenFOAM平台,采用基于k-ω湍流模型的剪切应力输运(SST)模型,结合二维P1模型、随机欧拉解(SEF)法及k-distribution谱带模型计算燃烧室内燃烧、流动、燃气辐射和壁面对流及辐射热流密度。计算分为燃烧/流动与辐射解耦和耦合两种情况,前者的壁面辐射热流与文献解耦计算结果吻合较好,在此基础上考察耦合时热辐射对燃烧和流场参数及壁面热流的影响。结果表明:解耦条件下壁面最大辐射热流密度达55 W/cm~2,辐射与对流热流密度之比达40%以上,但位置与最大辐射热流位置不一定相同,燃气最高温度与不考虑辐射时相比降低120K左右;在耦合计算中,燃气最高温降低近200K,燃气高温区面积增大而平均温度降幅较小。     

水/金属燃料发动机水滴蒸发非傅里叶效应研究

水／金属燃料发动机单液滴蒸发拟选用表面模型假设,为了验证此假设的正确性,采用了修正的傅立叶定律,并分析了其物理意义及适用范围。通过试验验证及分析计算,从理论上证明,表面模型假设适用于水／金属燃料发动机水滴内部的输运过程。     

水反应金属燃料燃速特性理论分析与辨识

通过采用双反应区燃烧模型，分析水反应金属燃烧表面传热机理，得出水反应金属燃料发动机水反应金属燃料燃速表达式。理论计算和分析表明燃速主要受表面火焰面传热影响，主火焰面辐射可忽略。常规固体火箭发动机燃速辨识方法可用水反应金属燃料发动机水反应金属燃速辨识。     

基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算

基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

固体发动机燃烧流动基础问题与研究建议

针对固体火箭发动机（SRM）的未来发展进行了探讨，提出了多学科协同的发动机总体设计优化技术、发动机精细化设计和性能精确调控技术、发动机虚拟试验与数字孪生技术以及发动机先进试验与测量技术是支撑固体发动机未来发展和应用的重要技术。为了实现固体发动机的细粒度建模、多维度设计和高精度仿真，在燃烧流动领域需要重点关注的基础问题包括：发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型、发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律、发动机非线性燃烧不稳定机理、凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律、多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理、多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响机理。最后提出了相关建议，以期更好地推动固体发动机燃烧流动领域的基础研究，更好地服务于固体发动机技术的未来发展。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

固体发动机瞬态参数的变化规律

本文采用非定常—维两相平衡流模型,对固体火箭发动机在瞬态工作条件下的压强、推力、比冲、推力系数等参数的变化规律进行了研究,得出了上述瞬态参数的计算方法,计算得到的部分结果得到了实验验证,证明此方法可行。     

固体发动机喷管中气体—颗粒流的数值解研究

本文介绍了一种分析固体发动机喷管中的气体—颗粒流的数值解程序.由轨线模型导出的控制方程,采用时间相关的MacCormack显格式求解;颗粒的速度、轨线、温度用Lagrangian方法计算;受湍流影响的颗粒扩散速度,用网格解颗粒数密度方程得出.本文结果给出了气体—颗粒的耦合程度以及不同粒度和质量分数的颗粒所引起的各种差别.     

具有反应流的固体冲压式火箭 发动机侧向进气道排放燃烧室的研究

固体冲压式火箭发动机是冲压发动机的一种变种。本研究使用一个带侧向空气道的排放燃烧室。考虑反应流,在燃气发生器中装填了50％高氯酸铵和50％聚酯的富燃推进剂。将κ—ε联立方程描述的湍流模型和一个简单、一步、快速反应的化学动力学总合成椭圆型偏微分方程来描述流场。为了适合所研究的问题,由改进的TEACH计算机程序来求解。基于此分析,更加深入地了解到混合和燃烧对固体冲压式火箭发动机全部性能的影响。将侧向空气进气道的位置移向燃料进气道,减少侧向空气进气道的角度,以及增加空气对燃料的比例,都能改善混合和燃烧特性,提高固体冲压式火箭发动机的比冲,这与Vanka的分析结果和Schadow的试验数据定性地一致。     

轨控发动机羽流红外辐射的数值仿真

针对工作在高真空环境下的轨控发动机,数值模拟了其羽流红外特性。首先计算了考虑化学反应的轨控发动机喷管的内流场和外流场,得到了温度、压力、组分浓度等参数的分布。基于HITRAN 2008和HITEMP 2010数据库采用逐线积分法编程计算了气体光谱吸收系数。最后在此基础上用有限体积法建立的求解辐射传输方程的模型,计算得到羽流红外辐射强度在2~10μm范围内随波长变化的曲线。分析了羽流气体组分、波长、探测角度对羽流光谱辐射的影响,与同类文献中的计算结果进行了比较,结果表明：本文的计算模型和方法能较好地模拟轨控发动机羽流的红外辐射特性。     

水反应金属燃料发动机三维两相燃烧数值模拟

用三维湍流N-S方程及颗粒轨道模型描述水反应金属燃料发动机内部喷雾两相湍流燃烧过程。通过耦合求解气液两相流模型方程,得到发动机燃烧流场。通过模拟Mg与水的反应,分析比较了一次和二次进水方案的不同流场特性。研究结果表明,二次进水方案更有利于火焰稳定和提高燃烧性能。     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律.