固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用

利用Fluent流场计算软件、动网格技术、UDF文件,用DEFINE_GRID_MOTION定义燃面边界的移动,用DEFINE_PROFILE定义边界类型,考虑侵蚀燃烧、压强变化率对推进剂燃速的影响,对轴对称变截面固体火箭发动机的非稳态工作过程内流场进行了瞬态分析.得到了变截面轴对称固体发动机稳态工作过程中装药燃面推移图像,并得到了发动机内弹道参数分布云图及其随时间的变化规律.     

“固体火箭发动机燃烧不稳定”专栏导语

<正>固体火箭发动机燃烧不稳定是个传统问题，也是当前工业界和学术界面临的共同挑战。燃烧不稳定是推进剂非稳态燃烧、燃烧室内非稳态流动和结构声特性耦合作用的结果，飞行过载、用于姿态控制的直接作用力等外部因素也可能是触发燃烧不稳定的重要条件。目前，最常见的燃烧不稳定是飞行过程中偶发的，这类现象用燃烧稳定性的线性分析方法无法解释，还难以准确预示，对工程研制造成的影响更大。固体火箭发动机燃烧不稳定的研究涉及压强振荡信号的处理与分析、发动机结构振动、     

固体火箭发动机内流场研究的新动向

对固体火箭发动机内流场的研究作了总结性的回顾，并对近年业该研究领域的若干新动向作了介绍，即粒子沉积研究、基于非结构网格技术的内流场数值模拟、复杂内流场模拟试验、     

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。     

固体火箭冲压发动机技术研究进展

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。     

非均布瞬态内压作用下固体推进剂药柱泊松比随机结构分析

考虑了固体火箭发动机点火过程压力分布的瞬态非均布特性,并以函数形式进行描述,结合三维粘弹性有限元法,计算了固体火箭发动机点火工况下的结构完整性。采用Latin超立方抽样方法,考虑药柱泊松比的分布为截断形高斯分布,对药柱泊松比进行随机抽样;利用泊松比的随机抽样结果,分别计算固体火箭发动机点火工况下的结构完整性;统计计算结果,分析泊松比随机分布对固体火箭发动机在瞬态非均布载荷作用下的结构完整性的影响。计算结果表明,药柱Mises应变受泊松比随机分布影响较小,且应变值与泊松比成线性递增关系,这与均布载荷下得到的结论完全相反。在对固体火箭发动机点火工况进行结构完整性分析时,应充分考虑点火过程压力传播的瞬态非均布特性。     

某型固体火箭冲压发动机补燃室内流场仿真

基于简单反应的漩涡分裂模型,建立了固体火箭冲压发动机补燃室内的湍流燃烧模型,并在该模型下对某实验发动机进行了三维数值模拟,获得了补燃室内的流场结构。分析了补燃室燃烧效率的变化和发动机的性能,并研究了补燃室设计参数包括进气道出口设计参数对燃烧效率的影响。通过计算与分析,为固体火箭冲压发动机补燃室设计提供了一些建议。     

固体火箭发动机药柱裂纹灌浆修补技术研究

采用灌浆修补技术对固体火箭发动机药柱裂纹进行了修补,对修补区域药柱的力学性能、能量特性和燃烧性能进行了测试试验,并对发动机修补端面燃面推移规律和发动机内弹道进行了仿真,分析了发动机和修补区域的结构完整性。试验和计算结果表明,发动机装药裂纹灌浆修补法有效。     

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

以不可压Ｎ－Ｓ方程为基础，在旋转相对坐标系中，采用贴体坐标和ＳＩＭＰＬＥ法，对给定结构的旋转固体火箭发动机燃烧室诬蔑一中气－固两相湍流流动进行了数值模拟。不同时刻燃烧情况的计算结果表明：旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚而退移而显著增强；在发动机药柱的前翼燃烧消失后，前封头开口区域的气－固两相切向涡开始为得热烈，切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ特点，在发动机前开口区域涡的固synw     

应用动网格技术计算着陆过程中缓冲发动机喷流流场

利用Fluent软件对着陆过程中缓冲发动机的喷流流场进行数值计算,发动机与地面相对位置的不断变化使计算域形状不断改变.为了保证计算的正确性,必须采用动网格技术.介绍了实现移动网格的基本方法,并结合使用网格弹性平滑移动和网格重构方法实现了着陆过程中缓冲发动机喷流流场的非定常数值计算;得到了随发动机着陆产生的喷流流场的压强...     

基于多块对接网格的多侧喷流瞬态干扰特性研究

基于无限插值理论和多块网格技术,生成了带多姿控发动机的拦截弹结构体网格。利用非定常N-S方程数值求解技术,计算了大气层内高超音速拦截弹带多个横向喷流的瞬态干扰流场,为拦截弹瞬态多侧向喷流的精确控制力建模提供了理论参考依据。研究结果表明,与单喷瞬态干扰相比,瞬态多侧向喷流干扰延迟效应更明显;多侧喷瞬态喷流尾流对尾翼存在更强干扰现象。     

旋风式精过滤器内流场模拟的若干问题

概述了固体燃气发生器中应用的旋风式精过滤器内流场模拟中的主要问题，包括其网格生成、湍流模拟、两相流模拟、边界条件及数值计算方法等。对于全面展开三维两相旋转湍流的内流场模拟有一定的参考价值。最后，结合固体推进剂燃气过滤的特点进行了简要讨论。     

Performance evaluation and parametric analysis on cantilevered ramp injector in supersonic flows

The cantilevered ramp injector is one of the most promising candidates for the mixing enhancement between the fuel and the supersonic air, and its parametric analysis has drawn an increasing attention of researchers. The flow field characteristics and the drag force of the cantilevered ramp injector in the supersonic flow with the freestream Mach number 2.0 have been investigated numerically, and the predicted injectant mole fraction and static pressure profiles have been compared with the available experimental data in the open literature. At the same time, the grid independency analysis has been performed by using the coarse, the moderate and the refined grid scales, and the influence of the turbulence model on the flow field of the cantilevered ramp injector has been carried on as well. Further, the effects of the swept angle, the ramp angle and the length of the step on the performance of the cantilevered ramp injector have been discussed subsequently. The obtained results show that the grid scale has only a slight impact on the flow field of the cantilevered ramp injector except in the region near the fuel injector, and the predicted results show reasonable agreement with the experimental data. Additionally, the turbulence model makes a slight difference to the numerical results, and the results obtained by the RNG k−ε and SST k−ω turbulence models are almost the same. The swept angle and the ramp angle have the same impact on the performance of the cantilevered ramp injector, and the kidney-shaped plume is formed with shorter distance with the increase of the swept and ramp angles. At the same time, the shape of the injectant mole fraction contour at X/H=6 goes through a transition from a peach-shaped plume to a kidney-shaped plume, and the cantilevered ramp injector with larger swept and ramp angles has the higher mixing efficiency and the larger drag force. The length of the step has only a slight impact on the drag force performance of the cantilevered ramp injector. However, it makes a difference to the flow field in the vicinity of the fuel injector, and the subsonic region becomes narrower with the increase of the length of the step.     

双燃速星孔药柱长尾喷管发动机三维两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日两相方法模拟了带长尾喷管的固体火箭发动机三维两相内流场。在同位网格基础上用有限体积法离散N-S方程,采用不完全LU分解预处理B iCGStab算法求解线性代数方程组,通过可压缩SIMPLE算法求解气相流场。用PSIC方法进行气粒耦合计算,得到了气粒两相的速度、温度等参数的分布以及不同尺寸的A l2O3粒子运动轨迹。计算结果表明,在发动机工作初期气粒两相流场呈现强三维特征,长尾管中后段、喷管收敛段以及燃烧室后封头等部位是烧蚀最严重的部位。     

高速旋转冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟,得到了高速旋转工况下对应于不同来流马赫数和攻角,以及临界工况时超音速进气道内外流场复杂的波系结构。在旋转工况下,进气道流场结构与不旋转时相似,但旋转速度以及攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了负面影响,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大;冲压发动机进气道在较低马赫数工作时的综合性能优于在较高马赫数工作时的综合性能。     

20cm口径离子推力器性能建模与仿真

为了分析国内首台通过在轨飞行测试的20cm离子推力器栅极系统束流离子运行特性和推力器性能,针对该推力器栅极系统建立了束流引出二维数值仿真计算模型,利用PIC/MCC数值仿真计算方法,模拟束流引出过程中带电粒子在电场作用下的加速、聚焦与引出、带电粒子与中性原子之间的相互作用、电场和等离子体流场之间的相互耦合等过程。数值计算结果显示,屏栅截获的离子电流约为1.71×10 -4 A,加速栅截获的电流和CEX离子电流分别为0 A和9.11×10 -7 A,因此,加速栅电流的主要来源是冲击到其表面的CEX离子,证明了加速栅电流的主要来源是冲击到其表面的CEX离子,计算的加速栅截获电流与束流电流之比约为0.114%。试验测得推力器运行4000h期间,电子反流极限电压始终为75~90〖KG*9〗V,其变化幅度很小,这意味着中和器发射的电子在栅极系统中的反流不会导致其发生失效。理论计算结果与试验测试值相比,误差约为1.08%。〖JP〗     

小型部分进气亚声速涡轮流动损失研究及优化

为拓展某小型部分进气亚声速涡轮的应用能力,要求进一步提高其气动性能。使用Numeca商用计算流体力学软件建立了原型部分进气涡轮流道的全环域网格,进行了流场的粘性数值仿真,通过与相同叶型全周进气式涡轮的流场对比分析,揭示了部分进气式涡轮的流动机理和流动损失分布规律。在流场结构研究的基础上,对原型涡轮的动叶进行了改型优化,将动叶叶型由原来的纯冲击式叶型改为略带反力度的叶型,流场仿真结果表明涡轮效率提高了5个百分点。通过对改型前后2种部分进气式涡轮气动参数分布情况的对比分析,表明略带反力度的动叶叶型能有效减小部分进气式涡轮非进气扇区动叶通道内的回流损失,对提高涡轮性能有利,可为同类涡轮的气动设计提供参考。     

Numerical validation and parametric investigation on the cold flow field of a typical cavity-based scramjet combustor

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.     

潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N-S方程，固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型，计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术，建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟，计算结果与文献进行比较，符合较好。推广到实际三维装药型面时，发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟，比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化，研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。