固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

火箭发动机气动噪声辐射特性实验研究

在小型火箭发动机点火实验的基础上,利用噪声传感器测量了发动机燃气射流气动噪声在各个方向上的声压级.获得了超声速射流气动噪卢的辐射特性.实验结果表明:(1)噪声遮蔽对发动机超声速射流气动噪声有明显的降噪效果;(2)曲面型噪声遮蔽出口的降噪能力要好于平面型出口.     

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。     

RBCC燃烧室超声速反应混合层特性的大涡模拟

以飞行马赫数为4.5Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景,采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程,获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征,分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结果表明由于速度梯度的存在,火箭射流进入燃烧室后与空气来流形成环形剪切层,剪切层内丰富的旋涡结构主导火箭射流和空气来流的掺混燃烧,随着湍流能量的串级输运,化学反应过程中释放的能量将被转化成细观尺度的湍流动能,大尺度旋涡将能量传递给小尺度旋涡并最终耗散,细小尺度的旋涡一方面能够促进燃烧反应物的掺混并强化燃烧过程,另一方面会给化学反应过程带来强烈的脉动,使得局部火焰淬灭,火焰结构表现出明显的非定常性。     

液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

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。     

水下固体火箭发动机推力脉动特征研究

对水下固体火箭发动机的动态特性进行了研究,根据动网格及VOF(Volume of Fluid)基本原理,构建了用于水下固体火箭发动机动态射流响应的轴对称模型;根据壁面积分基本原理及被动方式求解水下工作发动机推力的计算方法,成功模拟了发动机的受力运动;对不同工况下发动机工作情况进行仿真,研究了水下发动机动态模型下的射流结构,发现在来流作用下,射流气体会受到来流边界层的挤压,产生颈缩现象,之后逐渐向外膨胀;研究结果显示,在来流边界层作用下,射流所产生的激波在向下游发展之前,将经历多次折射,该研究结果与文献中相关实验结果较吻合;对发动机不同工况下的推力脉冲峰值进行分析,找出了动态模型下发动机点火初期推力脉冲峰值特征随工作环境的变化规律。最后,对有/无轴向浮力时的发动机动态特征进行了对比分析。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

多喷管燃气降噪方案可行性数值研究

根据燃气射流噪声的发声机理及辐射特性,提出了采用多喷管代替单喷管进行降噪的方案。以四喷管为例,构建相应的物理及计算模型,综合运用三维大涡模拟得到的近场瞬态流场数据与FW-H面积分相结合的计算气动声学方法,对射流流场及声学特性进行数值研究。通过与单喷管对比,得出多喷管结构在保证发动机质量流率及推力性能的前提下,降低了整个观测区域的噪声,尤其是射流下游,并且还改变了噪声辐射的指向性,起到了明显的降噪效果,验证了该方案的可行性。     

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧室进气方案研究

用k-ε湍流模型以及EBU燃烧模型。对固体火箭冲压发动机二次燃烧三维反应流场进行了数值计算,研究了空气射流与富燃燃气射流动量之比、射流速度和燃气发生器喷管数量对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空燃动量比在一定范围内时。若空燃动量比变大,则二次燃烧效率升高;降低空气和燃气射流的速度有利于二次燃烧效率的提高;并且增加燃气发生器喷管数量能增强燃气与空气在头部的掺混效果,为燃烧创造良好的条件。     

侧置火箭对发动机尾喷管的影响研究

某些应用条件下,飞行器需要RBCC发动机提供更大的推力,受飞行器/发动机一体化气动外形约束,冲压流道推力很难大幅提高,不得不提高火箭发动机推力。当火箭推力需求过大时,传统的在隔离段或燃烧室流道内布置火箭发动机的方法受限于狭小的空间约束,火箭发动机设计难度增加,性能降低。为此,提出了一种将火箭发动机布置于冲压发动机尾喷管侧壁的方法,并开展了火箭状态对尾喷管性能影响的初步研究。结果表明:这种布置方式充分利用尾喷管较大的几何空间,火箭射流可在尾喷管内继续膨胀,不仅不会削弱尾喷管的推力性能,甚至可以产生额外的推力增量,且其升力会大幅增加。此外,该方式还可实现火箭发动机大推力和高比冲的较好匹配,其应用也可拓展至RBCC发动机外的相似领域。     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

氦气渗透对高空长航时浮空器驻空能力影响

氦气渗透率是浮空器蒙皮材料的重要设计指标之一,直接影响浮空器的运行时间和成本,决定高空浮空器能否实现长航时工作。以正球型浮空器为例,根据蒙皮材料薄壳受力特点得出浮空器体积与压差关系,建立了运动学模型和基于微孔损伤的氦气渗透模型,针对不同设计高度的正球型浮空器,结合浮空器内部氦气全天温度变化情况,分析了蒙皮材料渗透率对浮空器驻留高度、驻留时间等关键性能的影响,总结了渗透率、设计高度以及热力学特性之间的关系。
     

基于CFD的涡轮泵转子密封流体激振研究进展

介绍了密封流体激振对转子稳定性的影响，重点论述了利用计算流体力学(CFD)方法进行密封流体激振研究的理论和试验测量方法，对当前研究中存在的难点、重点问题结合国内外发展情况进行了探讨，提出需要发展通用性更好的非稳态数值方法，并利用流体激振的特性来设计密封结构，改善转子动力特性。     

基于多反馈延迟技术的雷达杂波模拟器实现

提出采用多反馈延迟的改进卷积处理技术实现雷达杂波模拟,克服了单反馈延迟输出杂波数据周期重复的缺点,使杂波数据在整个I周期内不重复,带来的好处是杂波逼真度高.采用大容量动态存储技术实现数据存储电路的设计,优点是方便快捷地为卷积器提供数据.     

Z1Cr18Ni9Ti不锈钢法兰的铸造工艺研究

本文介绍了一种Z1Cr18Ni9Ti零件的制造方法，即用铸造方法。这种方法可以节省材料，提高效率，降低成本，并在此基础上探讨了有效的熔炼和铸造工艺。     

Ricardo Dyrgalla (1910–1970), pioneer of rocket development in Argentina

One of the most important developers of liquid propellant rocket engines in Argentina was Polish-born Ricardo Dyrgalla. Dyrgalla immigrated to Argentina from the United Kingdom in 1946, where he had been studying German weapons development at the end of the Second World War. A trained pilot and aeronautical engineer, he understood the intricacies of rocket propulsion and was eager to find practical applications to his recently gained knowledge.Dyrgalla arrived in Argentina during Juan Perón's first presidency, a time when technicians from all over Europe were being recruited to work in various projects for the recently created Argentine Air Force.Shortly after immigrating, Dyrgalla proposed to develop an advanced air-launched weapon, the Tábano, based on a rocket engine of his design, the AN-1. After a successful development program, the Tábano was tested between 1949 and 1951; however, the project was canceled by the government shortly after. Today, the AN-1 rocket engine is recognized as the first liquid propellant rocket to be developed in South America. Besides the AN-1, Dyrgalla also developed several other rockets systems in Argentina, including the PROSON, a solid-propellant rocket launcher developed by the Argentine Institute of Science and Technology for the Armed Forces (CITEFA). In the late 1960s, Dyrgalla and his family relocated to Brazil due mostly to the lack of continuation of rocket development in Argentina. There, he worked for the Institute of Aerospace Technology (ITA) until his untimely death in 1970. Ricardo Dyrgalla deserves to be recognized among the world's rocket pioneers and his contribution to the science and engineering of rocketry deserves a special place in the history of South America's rocketry and space flight advocacy programs.     

ADAMS和ANSYS在机构分析中的应用(英文)

针对ANSYS软件适合线性/非线性应力、应变分析,不适合机械系统运动/动力学分析,而ADAMS软件适合机械系统运动/动力学分析,不适合有限元分析的特点,介绍了将ANSYS和ADAMS两种软件结合起来对机械结构进行动力学分析及应力、变形分析的方法,通过实例证明此方法可行。     

基于参数化建模的药柱伞盘结构形状优化

锥柱形固体火箭发动机药柱的伞盘结构在低温载荷作用下易产生裂纹,是药柱设计关注的重点部位.为了对伞盘结构进行形状优化,采用有限元软件MSC.Patran的二次开发工具PCL( Patran Command Language),编制参数化建模程序,根据输入参数自动建模计算,并输出计算结果.将整数编码遗传算法与参数化建模方法...     

Fostering links between environmental and space exploration: the Earth and Space Foundation

The links between Earth and space exploration occur across a broad spectrum, from the use of satellite technology to support environmental monitoring and habitat protection to the study of extreme environments on Earth to prepare for the exploration of other planets. Taking the view that Earth and space exploration are part of a mutually beneficial continuum is in contrast to the more traditionally segregated view of these areas of activity. In its most polarized manifestation, space exploration is regarded as a waste of money, distracting from solving problems here at home, while environmental research is seen to be introspective, distracting from expansive visions of exploring the frontier of space. The Earth and Space Foundation was established in 1994 to help further mutually beneficial links by funding innovative field projects around the world that work at the broad interface between environmental and space sciences, thus encouraging the two communities to work together to solve the challenges facing society. This paper describes the work of the foundation and the philosophy behind its programmes.     

教师的创造性素质与学生创造能力的培养

培养创造能力是高等教育的重要任务，是时代的要求，要开展创造教育，培养学生的创造力就必须建设一支具有创造性素质的教师队伍。