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姿态控制系统安全阀排放研究 总被引:1,自引:1,他引:0
恒压挤压式姿态控制系统一般采用压力调节器对气瓶中的高压气体进行调节,并采用安全阀保证系统的安全。设计时一般保证压力调节器节流口在任何情况下均为临界截面,气体通过压力调节器节流口后压力降低,一般远高于大气压力。由于节流口后气流涡流和管路摩擦的作用,气流在到达安全阀排放口后,仍然为临界流动状态。因此,可以采用收缩喷嘴节流公式计算压力调节器节流口和安全阀排放口的压力和流量参数。根据该数学模型,计算了姿态控制系统安全阀前气体压力和流量,试验结果表明所采用的计算方法可行。 相似文献
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基于燃气射流控制的可调进气道数学模型研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固定几何形状冲压发动机超音速进气道在高马赫数状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室或燃气发生器引入燃气喷入外压缩面和喉道,实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案。采用数值方法计算了不同马赫数工况下,喷射条件变化时进气道的性能参数。根据流场数值计算结果,采用B样条理论建立了燃气射流控制可调进气道数学模型,利用此数学模型可确定进气道外部斜激波位置以及总压恢复系数随工作马赫数和射流喷射条件的变化关系。结果表明,随着射流入射角度和射流流量增大,射流调节能力呈增强趋势。 相似文献
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采用大型计算流体动力学软件FLUENT对等截面混合超声速环型蒸汽引射器零二次流的流场结构及盲腔压强的变化进行了数值模拟,得出引射器盲腔压强的变化规律。结果表明,在引射器几何参数不变的情况,启动后的喷嘴出口压强与引射气流总压之比及盲腔压强与引射气流总压之比基本保持不变;启动的总压越低,盲腔压强越低。 相似文献
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采用Euler-Lagrange方法对来流马赫数为1.94的超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程进行数值研究。计算给出的射流穿透深度、液滴Sauter平均直径(SMD)及液滴速度分布均与实验吻合较好。仿真结果较详细地揭示液体射流喷雾与气流之间的强烈相互作用过程。受液雾影响,射流前形成较强激波,气流依次经过激波及液雾区域,气流速度存在两次下降过程。计算结果揭示,超声速来流可以与射流的液滴轨迹相交,气流经液雾前沿进入液雾区域后,流向往壁面偏折。本文首次发现并提出,由于气液相互作用诱导形成两组反向反转漩涡对,这对于理解两相混合过程具有重要意义。气液相对滑移速度的分析表明,液滴在穿透自由来流并开始转向时受气流作用最为显著,完成转向后气液相互作用逐渐减弱。 相似文献
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《火箭推进》2015,(5)
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。 相似文献
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基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N. 相似文献
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利用直流撞击式喷注器组织燃烧的发动机推力室喉部材料耐温极限制约了发动机燃烧效率提升,一种新型高性能直流冷壁式喷注器可以解决这一问题,为了指导这种新型喷注器的设计,从射流撞击雾化实验出发,探索了圆射流撞壁雾化规律。采用高速摄影捕获溅射雾化场整体形态,利用收集法测量溅射雾化率,选用PDA和PIV分别测量溅射液滴粒径及速度矢量。研究结果表明:射流撞壁后存在溅射,溅射液滴局部呈现螺旋状,液滴粒径为几十微米量级,溅射雾化率随撞击距离的变化规律可分为4个典型阶段:初始段、发展段、稳定段、衰减段,湍流动能为溅射雾化率的决定因素。 相似文献
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The three-dimensional coupled implicit Reynolds Averaged Navier–Stokes (RANS) equations and the two equation standard k–ε turbulence model has been employed to numerically simulate the cold flow field in a typical cavity-based scramjet combustor. The numerical results show reasonable agreement with the schlieren photograph and the pressure distribution available in the open literature. The pressure distribution after the first pressure rise is under-predicted. There are five shock waves existing in the cold flow field of the referenced combustor. The first and second pressure rises on the upper wall of the combustor are predicted accurately with the medium grid. The other three shock waves occur in the core flow of the combustor. The location of the pressure rise due to these three shock waves could not be predicted accurately due to the presence of recirculation zone downstream of the small step. Further, the effect of length-to-depth ratio of the cavity and the back pressure on the wave structure in the combustor has been investigated. The obtained results show that there is an optimal length-to-depth ratio for the cavity to restrict the movement of the shock wave train in the flow field of the scramjet combustor. The low velocity region in the cavity affects the downstream flow field for low back pressure. The intensity of the shock wave generated at the exit of the isolator depends on the back pressure at the exit of the combustor and this in turn affects the pressure distribution on the upper wall of the combustor. 相似文献
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采用RNG k-ε湍流模型对RQL(rich—burn/quick—quench/lean—burn)燃烧室内气流的掺混过程进行了数值模拟,运用等效思想,通过对混合流场内部温度、近壁区温度以及出口温度的分析,讨论不同掺混角度和掺混射流速度对RQL燃烧室混合特性的影响,进而了解RQL燃烧室工作时热流流场的结构状况。研究结果表明,不同的掺混气流入射角度和速度,对RQL燃烧室内气流掺混的高温区位置、壁面温度以及出口温度分布的影响明显。 相似文献
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基于宏观表征体元(REV)的数值模拟方法开展了激波干扰对异质发汗冷却影响的数值模拟研究,获得了外部激波干扰与引射气体边界层耦合相互作用流场特征。研究结果表明,不同冷却介质对于冷却效率有显著的影响,冷却介质比热容越大,相同注入率条件下的冷却效果更好;入射激波干扰会显著影响多孔材料表面的压力分布,使得多孔材料内部冷却介质会发生显著的横向流动,流动的重新分配使得处于高压区的干扰位置处的冷却效果降低;激波干扰引起的局部压力梯度还会使得高温主流与冷却介质掺混加剧,同时壁面的恢复温度也随之升高,显著影响激波干扰局部位置处的冷却效果。 相似文献
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返回舱再入过程密封舱气体泄漏计算研究 总被引:1,自引:1,他引:1
为分析返回舱再入过程中密封舱漏孔内外压差,并对漏孔变流量充气过程进行研究,采用离散化分析方法将返回舱再入过程分成若干个阶段,针对容积为14 m~3的密封舱和面积为10 cm~2的漏孔,计算并获得了密封舱内外压差、漏孔质量流率、漏孔流速等参数在50~5 km范围内随高度下降的变化规律。结果表明:在高度5 km开伞时刻,漏孔质量流率达到最大值0.134 kg/s,舱内外压差趋近于最大值,约20 172 Pa;返回舱下降过程中漏孔流速在148.4~181.5 m/s之间,处于亚声速区;漏孔气体流速与漏孔面积大小无关,仅与漏孔内外压力及漏孔进口空气密度有关。以上研究结果可为密封舱结构强度设计、伞舱弹伞设计提供参考。 相似文献
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通过采用基于三维非结构网格的子网格技术,对适用于高超声速混合流动的自适应时间步长粒子模拟耦合算法(Improved Hybrid Particle Simulation Method,IHPSM)进行了改进,在保证算法计算效率的同时降低数值误差。通过对三维双曲钝锥外形的数值仿真及与DSMC(Direct Simulation Monte Carlo)计算结果的对比分析,证明改进的IHPSM算法具有较高的计算精度,且能较大幅度提高计算效率。基于改进的IHPSM算法,文中针对双曲钝锥外形进行了稀薄气体效应和飞行马赫数对高超声速流动影响规律的研究。结果表明,气体稀薄程度的增加会减缓双曲钝锥前端流场宏观物理量的变化梯度,使流场激波结构变厚;来流马赫数的增大会使激波明显增强,但对激波厚度与结构的影响较小。 相似文献