二次喷管对引射火箭性能影响研究

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器，就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明，二次喷管降低了发动机的引射系数，但改变了燃烧室的压强分布，使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下，存在一个最佳二次喷管出口面积，它能使引射火箭的推力达到最大。     

超音速二次喉道扩压器气动特性研究

本文对超音速二次喉道扩压器的气动特性进行了研究,得出了气流的压力、速度与二次喉道结构及喷管的流动参数之间的关系。本文的研究对超音速二次喉道扩压器的设计和试验具有指导意义。     

空气泄入式扩压器内流场分析

空气泄入式扩压器是发动机高空模拟试验设备,扩压器内流场情况是评价扩压器性能的重要依据。使用CFD软件分析计算了三种不同空气间隙（0mm,10mm,20mm）的扩压器模型,得到了不同间隙下扩压器内流场压力、温度等参数的分布情况。探讨了发动机喷管偏心对扩压器内流场造成的影响。计算结果与试验数据相吻合,证明扩压器模型正确。     

高空模拟试车台超声速引射器数值研究

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统，在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值．文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场。比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射器的性能、探讨了超声速引射器设计的影响因素。计算结果与实验结果符合较好，这表明该数值方法是研究超声速引射器的一种重要研究手段。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。     

高温燃气热环境加热特性的试验方法研究

简述了利用高温燃气流引射常温空气对近空间高超声速飞行器头锥部件进行地面热环 境模拟的实验方法,试验段高温燃气流引射常温空气使飞行器头锥部件达到驻点附近区域高 温而其余蒙皮表面低温的高超声速气动热分布特点。应用CFD计算流体力学软件FLUENT对试 验段头锥试件表面的流动加热特性进行了数值分析,得到了高温燃气引射常温空气在不同试 验设计条件下试件表面温度分布特点。数值模拟计算结果与飞行器在高超声速飞行状态下对 应机体部位气动热的理论计算值进行对比,证实利用高温燃气进行热环境模拟的方法是可行 的,为相关的热环境地面模拟设备方案论证提供依据。
     

主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究

针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,对于某大型主动引射高空模拟试验系统,在仅仅启动引射器时,试验舱舱压约为6500 Pa,随着被试验发动机流量的增加,在流量较小无法启动扩压器之前,发动机喷管出口燃气流在扩压器内形成马赫环并进入引射器内,单纯凭借引射器的抽吸作用,使喷管出口高温燃气排入到大气中,此时试验舱舱压会略高于发动机零流量时试验舱舱压。在发动机流量增大到扩压器启动之后,发动机喷管出口气流经过扩压器和引射器内的激波系进行减速增压之后排入大气,由于扩压器和引射器的抽吸作用,试验舱舱压会迅速降低至远低于无发动机试验舱舱压。随着发动机流量的增加,试验舱舱压变高。     

多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。     

可压缩修正的k-ε模型数值模拟喉道变形的推力矢量喷管

提出利用智能可变形材料,通过喷管喉道变形,实现喷管的推力矢量控制.将标准的后k-ε双方程湍流模型进行可压缩性修正,对喉道二次流矢量喷管进行了数值模拟,并与实验结果进行比较,发现可压缩修正的k-ε双方程模型较标准k-ε模型、单方程模型具有更好的计算结果;同时,利用修正的湍流模型对基于喉道智能变形的推力矢量喷管进行数值模拟,结果表明该推力矢量控制方法较喉道二次流推力矢量喷管具有更好推进效率,但推力矢量角度控制范围降低.     

一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法

在超音速引射器的设计中,为开展引射机理及启动特性等研究,需进行模拟试验;同时,通过试验可验证数值计算结果的正确性与合理性,从而优化设计.文中提出以冷空气作为引射和被引射介质,采用缩比试验模型,通过模拟喷嘴生成被引射气流,简化了试验设备.数值计算结果与试验结果符合较好,正确预测了引射管道出口处出现的正激波,真空舱压强满足...     

固体火箭发动机喷管分离流动流固耦合数值仿真

针对固体火箭发动机大膨胀比喷管出现的分离流动,采用数值仿真方法进行分析,并与试验进行对比。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。耦合计算结果发现,此大膨胀比喷管发生气流分离,且分离处斜激波后的气流温度与压力变化较大,采用流固耦合数值方法能体现喷管的结构变形,从而更准确地反映喷管与燃气流相互影响的真实环境。耦合计算结果与试验进行对比得出,耦合计算得到的分离位置能很好地拟合实验测得的气流分离位置,说明了流固耦合数值方法的有效性,为更深入研究大膨胀比喷管分离流动现象提供了支撑。     

超声速进气道快速CFD数值模拟计算方案(英文)

根据进气道内部流动特征,并结合现有工程设计经验和试验结论,提出从进气道喉道段出口截面截断,简化取其超声速扩压段和喉道段与其外部流场统一构造出具有单一性态超声速流动的流场计算域,既缩减了CFD数值模拟的计算规模,又提高数值计算的收敛性。经实例计算分析表明,解算速度和效率大大提高,单个计算工况仅需时不到20 m in即可快速完成求解,并可基于数值计算模型提取出进气道捕获流量和最大总压恢复系数等全部主要性能参数,特别适合于在超声速进气道方案设计阶段用来快速进行性能评估和方案选型,有利于提高设计效率,缩短研制开发周期。     

运载火箭贮箱增压消能器性能仿真与结构方案分析

为了更好地认识液体火箭贮箱增压消能器的工作过程，为消能器的结构方案设计提供支撑，针对典型的锥型和直筒型消能器的结构形式建立仿真模型，使用稳态方法仿真得到气体在消能器内的流场分布情况和消能器内部结构对压力损失和减速效果的影响。根据仿真结果给出消能器结构方案并进行试验，通过试验结果验证了仿真结果的准确性。结果表明：锥型和直筒型消能器的第一层节流结构是造成压力损失的主要部件；对于直筒型消能器，数值仿真的压降大小与试验结果的相对误差为6.3%；入口高速气流直接流经第一层节流结构比先经过扩容再流过第一层节流结构造成的压力损失更大；直筒型消能器的出口面积利用率随着均流筛网距离的增加有着先增加后减小的特点；样条曲线样式的导流锥能提高消能器的出口面积利用率。对贮箱增压消能器内部流场的数值仿真可以为消能器结构设计提供重要依据。     

无喷管助推器非定常动边界内流场数值模拟

无喷管助推器依靠药柱的扩张面实现对气流的加速,燃面的线性增加及喉面的指数增加,使其内流场呈现明显的非定常性;侵蚀燃烧、压强的不均匀分布及药柱变形,使无喷管助推器的工作过程十分复杂。通过对FLUENT软件进行二次开发,建立了无喷管助推器的非定常动边界内流场数值模型,考虑了推进剂的点火过程和侵蚀燃烧,可获得各个时刻的燃面位置及内流场分布,从而可对发动机的内弹道性能进行较准确地预示。通过对某无喷管助推器的工作过程进行模拟,内弹道计算曲线与试验曲线吻合得较好。     

某试验台LH2贮箱气体置换过程数值模拟

首先应用C#软件编制贮箱气体置换计算程序，用该程序对不同N2、H2充气压力和放气终压对贮箱置换的影响进行分析，通过对比分析得出最优置换方案；其次利用FLU—ENT软件对某运载火箭发动机动力系统试验LH2贮箱气体置换过程进行数值计算，包括N2充气置换、H2充气置换和LH2贮箱缩比尺寸和全尺寸数值计算。对H2置换过程中不同...     

基于有限元软件ANSYS的扩压器强度分析

空气泄入式扩压器是液氧/煤油发动机高空模拟试验的关键设备。运用有限元软件ANSYS的结构静力分析方法,对该扩压器筒体进行了强度分析,获得了筒体的应力分布情况。分析结果符合扩压器受力情况。     

基于FLUENT的固体火箭发动机点火瞬态内流场仿真影响因素分析

应用FLUENT流体计算软件,采用UDF接口编程进行二次开发,用侧壁加质的方法模拟燃烧室加质,对固体火箭发动机内流场进行了数值模拟.针对影响仿真结果的主要因素,即点火器简化方式、点火器出口参数的选取方式和点燃方式三个方面进行分析.结合试验数据,得出点火器采用多条环形缝结构和点火器出口参数采用实测曲线,同时,点燃方式为动...     

固体火箭发动机喷管及羽流流场的数值分析

采用FLUENT流动计算软件对某空射型导弹发动机的喷管及羽流流场进行了一体化的数值仿真研究,分析了导弹飞行高度和马赫数对喷管羽流流动的影响。仿真结果与地面热试车观察到的结果相吻合,可为固体火箭发动机的研究开发提供参考。     

超声速横向气流中喷雾的数值模拟

对超声速横向气流中的喷雾过程进行了数值模拟,采用二维N-S方程计算气相,应用一次雾化模型和二次雾化模型模拟了喷雾雾化过程,并与实验测量结果进行了对比。研究了湍流度和附面层厚度对液雾穿透深度的影响,发现湍流度和附面层厚度并不是主要的影响因素,认为雾化模型是影响液雾穿透深度的关键因素。     

喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究.计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考.