进气角与注水规律对燃气-蒸汽弹射的影响

为了研究弯管进气角和注水规律对燃气-蒸汽弹射过程中流场和内弹道的影响,采用Mixture多相流模型，Renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和动网格技术,建立了燃气-蒸汽弹射数值模型.通过与文献数据的对比,验证了数值方法的可靠性,分析了注水规律与弯管进气角度对燃气-蒸汽弹射过程流场和内弹道的影响.研究结果表明:当弯管进气角为60°时,燃气-蒸汽介质的能量能得到最大利用,发射筒内的温度分布较均匀；另外在同样的注水量下,缓慢注水导弹出筒时间相对较短,但波动较大；快速注水导弹运动平稳,但出筒时间较长.结果可为导弹燃气-蒸汽弹射动力系统的设计提供参考.      

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置，建立简化二次燃烧物理模型，采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动，数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下，燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231，且随着总温的增加，二次反应时间和导弹出筒时间减小，导弹出筒速度增加；发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30，且随着氧气质量分数的增加，二次反应发生时间和导弹出筒时间提前，导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

舰载机弹射内弹道仿真计算

建立了舰载机弹射内弹道方程组和蒸汽流量方程,根据内弹道设计指标要求和飞机参数对弹射过程进行了仿真计算。仿真计算结果表明,内弹道参数及供汽规律能够满足设计指标要求,可以为舰载机弹射器的工程设计提供理论依据。     

火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数

文章在总结、分析国内外发射燃气喷流缩比试验相似参数的基础上,提出了模拟火箭发射初期燃气喷流缩比试验五个基本相似参数.利用发射燃气动力学理论较为系统地说明:满足这五个相似参数,缩比模型试验的燃气流场结构与原型试验的燃气流场结构保持线性几何相似关系,空间对应位置处流场参数一致,缩比发射设备承载与原型发射设备承载之间保持平方缩比关系.同时指出燃气喷流流场结构与燃气物性密切相关,燃气物性不同的喷流流场之间不存在严格意义的流场分布相似及动力学相似关系.     

水下燃气-蒸汽弹射气-液两相流场数值研究

基于计算流体动力学方法和均质多相流理论,采用汽化模型模拟燃气与冷却水的汽化过程,使用动态网格分层技术模拟导弹的运动,对燃气-蒸汽弹射气-液两相流场进行三维非定常数值研究.通过与固体火箭发动机尾焰喷水效应实验对比,验证了数值方法的有效性.研究了弹射过程中流场结构、二次流现象和变深度弹射载荷和内弹道变化规律.结果表明:导弹弹射过程中汽化现象发生在弯管壁面处,汽化后的燃气-蒸汽高温区随着发射筒体积的增加发生偏移;燃气-蒸汽在发射筒和弯管截面上存在隔离区和二次流动现象,并且形成不同结构形式的漩涡;弯管受到的最大冲击力出现在0.16s附近和30°~ 60°弯曲角范围内;弹射深度每增加10m,观测点压力增加0.25MPa,弹动时间延迟0.01s.      

旁泄间隙对燃气弹射内弹道特性影响

为了研究旁泄间隙（发射筒与隔板的间隙）对燃气弹射内外流场及内弹道特性参数的影响，采用Realizableκ-ε湍流模型，结合动态分层动网格及用户自定义函数（user defined function,UDF）技术，对燃气弹射过程进行了数值模拟，分析了旁泄间隙大小对燃气弹射性能的影响，并进行了地面发射试验。通过与试验数据对比，验证了燃气弹射仿真模型的有效性。仿真结果表明，在旁泄间隙出口附近形成明显漩涡，旁泄间隙的增大会导致低压室压力与加速度峰值减小，并使试验弹出筒时间延长、出筒速度降低，但变化趋势呈现非线性特征。旁泄间隙从2 mm增大到6 mm时，出筒时间延长7.7%，出筒速度降低16.3%，可认为在此范围内旁泄间隙的影响幅度相对较小；但此后旁泄间隙的影响会显著增强，当旁泄间隙从6 mm增大到8 mm时，出筒时间延长20%，出筒速度降低35.8%，当旁泄间隙增大到10 mm时，试验弹到筒口速度甚至降为0 m/s。本文研究结果为燃气弹射装置的设计与优化提供参考借鉴。     

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.     

潜载导弹水下弹射过程数值仿真

针对无横流影响的潜射导弹水下弹射过程瞬态流场变化情况,建立了多相流数学模型。考虑空穴模型,运用动网格技术,再现了导弹水下弹射过程的筒口气团、肩空泡的演变过程以及弹体底部、固壁的压力变化。仿真结果表明,筒口效应导致固壁各处的压力阶跃;筒口气团收缩拉断的过程中,闭合点处形成高压区,导致固壁各处压力剧烈上升,同时闭合点处产生的反射流撞击导弹底部引起压力变化。     

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。     

导流锥结构参数对燃气弹射筒内压力冲击平滑效果影响研究

针对导流锥结构参数对内弹道流场耦合影响问题，基于动态分层动网格技术，构建了含导弹运动和二次燃烧的内弹道数值模型，并验证了模型可靠性。解耦分析了导流锥半径、高度及冲击高度对内弹道流场特性和载荷的影响。结果表明：导流锥的结构直接决定燃气飞溅现象的产生和流场结构的紊乱程度，导流锥的半径、高度和冲击高度的改变会对燃气反射点的位置、二次燃烧的区域以及剧烈程度产生影响;结构优化后的导流锥，较大程度地缓解了冲击现象，获得了较好的平滑效果，筒底压力较实验装置降低了24.5%。     

Simulation on effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on flow field and aerodynamic performance of scrampressor

The design methods of typical supersonic aircraft intakes and shock wave compression technology have been applied to ram-rotor, an attractive compression system. A ram-rotor is of a typical structure including the compression ramp, the throat and the subsonic diffuser; a scrampressor is similar to ram-rotor, the only difference is that scrampressor has no subsonic diffuser. The work was the continuation of the preparatory work. In order to further study the effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on the flow field and performance of a scrampressor, the flow field of a scrampressor with a three-dimensional flow path was numerically simulated with different throat contraction ratios and strake stagger angles. Simulated results indicated that the optional aerodynamic performance of a scrampressor could be achieved with an adiabatic efficiency of 0.8413 a total pressure recovery coefficient of 0.8446, a total pressure ratio of 7.14 and a static pressure ratio of 5.17 for a throat contraction ratio of 0.6 and a strake stagger angle of 12°. It was therefore concluded that an appropriate decrease in throat contraction ratio and an increase in strake stagger angle could help the comprehensive improvement of a scrampressor in performance.      

黏性对高压空气弹射装置内弹道性能的影响

针对高压空气弹射装置中,气体黏性流动造成的内耗散和沿程损失对内弹道性能的影响,结合高压下空气黏度公式,重点考虑低压室内的黏性流动,得到了未充分发展黏性流体在非定常状态下的能量损失计算方法。基于高压空气真实气体效应分析,建立了考虑气体摩擦的高压空气弹射内弹道数学模型,进行了数值求解。对比结果表明:气体摩擦效应对快速、瞬时过程造成的干扰量较小,对象宏观特性变化不大,低精度系统中可忽略不计。通过对结果的规律性进行探究,发现摩擦效应降低了有用功的转化率,减缓了气体膨胀速率,造成低压室压力的非均匀分布、高压室到低压室的质量流量波动和弹体初始时刻的碰撞。      

非对称安装布局下大型高超声速风洞引射增强型二次喉道数值优化

增强二次喉道扩压能力,降低接力引射器的引射流量是提高大型高超声速风洞运行经济性的重要技术措施。引射增压型二次喉道通过在二次喉道侧壁引射低总压介质增强其扩压能力,是一种非常有潜力的实用方案。本文通过数值模拟研究了其在长模型大攻角等非对称安装布局条件下的运行流场,并进一步优化了压力、介质类型等引射条件。结果表明,优化方案在高超声速风洞复杂运行条件下仍能保持较高的二次喉道扩压能力,较大幅度降低接力引射器的引射流量,具有可行性和实用性。     

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究

以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差.      

带喉道注气的轴对称收扩喷管内流场计算研究

通过对带喉道注气控制的轴对称收扩喷管内流场计算研究,分析了喉道注气对喷管内流特性的影响.研究结果表明,相同落压比(NPR)下,随着二次流压比(SPR)的增大,喷管推力系数和流量系数均减小,其中对喷管推力系数的影响低于2%,而对喷管流量系数的影响可超过15%.并在此基础上,分别研究了喷管扩张比和调节片长度对喉道控制效果的影响,得到研究范围内相对较好的喷管计算模型.      

圆排波瓣弯曲混合管引射实验与数值模拟

将圆排波瓣喷管配以不同的弯曲混合管组成引射混合器 ,实验研究了弯曲混合管的几何参数 ,试验结果表明 :当弯曲角β=40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ与同样直径的圆柱混合管相当 ;当β>40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ相比于同样直径的圆柱混合管有较大的下降 ,φ随β的增加下降很快 ;φ随混合管截面比λ的增加先增大后下降 ,虽然峰值小于圆柱混合管的最大引射流量比 ,但是峰值对应的值却近似等同于圆柱混合管的截面比 ;φ随次流进口截面比 σ的增加而接近线性增大。进行了 1 /2的 1 2波瓣喷管弯曲混合管引射混合器的 3 D不可压流流场的数值模拟 ,模拟结果表明 :当 β>40°时 ,弯曲混合管引射流量比 φ下降的主要原因是弯曲混合管转弯部分由于主流射流冲击 ,静压力较高 ,从而弯曲部分附近的有效流通截面积减小 ,严重影响了次流的出流。另外 ,计算的壁面静压系数与测量值符合良好      

低于自起动马赫数时高超进气道的非定常流动特性

采用非定常数值仿真的方法研究了低于自起动马赫数时高超声速进气道的非定常流动特性.研究表明:低于进气道自起动马赫数时,进气道处于不起动状态,流场发生喉道壅塞性振荡现象,其流场振荡频率为250Hz.流场振荡主要发生在喉道之前,对其后流场影响相对较小,扰动信号由喉道以当地气流速度向下游传播.隔离段长度对喉道壅塞性流场振荡几乎没有影响.飞行马赫数较小时流场未出现振荡现象,当飞行马赫数靠近自起动马赫数时流场出现周期性振荡现象,并且随着飞行马赫数的增大,此类流场振荡趋于强烈;进气道压差阻力随着时间推进呈现周期性变化,振荡频率同样为250Hz.