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环簇式塞式喷管在固体火箭发动机上应用探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空发动机的应用算例。结果表明,内喷管喉径是影响环簇式塞式喷管尺寸大小的最主要设计参数;在单元数足够多时,环簇式塞式喷管可比相同面积比的钟形喷管的尺寸更小,重量更轻,推力效率更高;明确了环簇式塞式喷管实际应用所需解决的关键问题。 相似文献
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多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究 总被引:2,自引:2,他引:2
为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案,从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发,用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性,比较了优化型面与简化型面的高度特性,研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明,塞式喷管在低空具有高度补偿能力;塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失,在低空尤为明显;从低于设计压比的某个压比开始,塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态,截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低;简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。 相似文献
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《火箭推进》2018,(6)
针对组合循环发动机双流道轴对称环形喷管提出了一种可调方案,开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真,与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比。结果表明,通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动,可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节,有效提高喷管推力性能;在Ma2~5典型工况下,可调喷管推力系数均大于0. 93,最高约0. 974;固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求,可调喷管由于可调节喷管喉部面积,其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管,其流量相对可调喷管最大偏差可达50. 6%;环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下,可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%,较无扩张段喷管推力系数提高最高约14. 6%。 相似文献
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塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对固体火箭发动机要求,比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式,认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例,设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管,在相同尺寸限制奈件下,塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究,分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明,塞式喷管在设计点效率为97.41%时,其真空效率为78.63%。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2.0%。 相似文献
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结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。 相似文献
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针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒,栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积,引起燃烧室内压强变化,进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度,增大导弹的射程,缩短打击时间,增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。 相似文献
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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明:瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%~2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。 相似文献
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采用理论分析的方法并结合塞式喷管的结构特点,建立塞式喷管壁面的的压力分布模型,对全长型、截短型以及考虑底部推力、底部二次流等情况下的塞式喷管发动机进行了性能预示,并同试验结果进行了对比分析。分析结果表明,塞式喷管发动机的性能预示结果同试验结果吻合较好,验证了预示模型的可行性,但是在某些工作压比下,预测值与试验值之间还有一定程度的差异,塞式喷管发动机的性能预示模型还有待进一步的完善。 相似文献
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利用混合正交法设计数值模拟实验对环喉式膨胀偏流喷管(ATEDN)的工作过程进行研究,以获得ATEDN在不同工作模态的流场特征并分析入口压力、扩张比和塞锥基底半径三个影响因素共同作用下喷管性能的变化规律及各因素对喷管性能影响的显著性。采用FLUENT商用软件对ATEDN在0~31 km高度范围内的工作状态进行模拟。模拟结果表明,ATEDN在不同工作高度下存在开放-固壁反射、开放-自由边界反射和闭合三种基本工作模态。根据喷管流动经历的不同工作模态特征,将喷管的工作过程进行分类,具有不同工作过程的喷管推力性能存在显著差异。结果对比发现,在所选的参数水平下,塞锥基底半径是影响高度积分平均比冲的最显著因素,其次是扩张比,入口压力影响最小。随着喷管扩张比的增加,高度积分平均比冲降低;随着喷管入口压力和塞锥基底半径增加,高度积分平均比冲增加。 相似文献
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通过流场数值仿真计算方法对环喉型塞式喷管进行了研究,对比计算了不同外流条件下塞式喷管的流场结构和性能.分析表明该塞式喷管的结构方案独特,具有稳定的高空高速性能,与传统的钟型喷管相比低空性能更优异. 相似文献