随机基础激励下承力筒—蒙皮结构的声—固耦合分析

针对航天器承力筒—蒙皮典型结构,分别基于有限元—直接边界元法和有限元—间接边界元法建立仅考虑内/外声场和同时考虑内外声场的声—固耦合模型,开展典型结构在随机基础激励下的声—固耦合研究,并重点分析内外声场和声—固耦合效应对典型结构固有特性及动响应的影响。研究结果表明:考虑声—固耦合效应后结构振型未发生变化但固有频率降低,仅考虑单一声场效应时固有频率较同时考虑内外声场时升高;声—固耦合效应使结构的响应整体上降低,但在与激励方向平行的蒙皮处由于内声场的作用而增大;内声场对动响应的影响大于外声场。     

发动机供应系统中汽蚀管自激振荡特性试验

为研究汽蚀管在火箭发动机供应系统中的自激振荡特性，采用全尺寸的发动机泵后供应系统，并模拟供应系统在发动机中的边界条件，开展了汽蚀管动态液流试验。在不同的汽蚀管相对压力损失下，获得了不同位置处的压力振荡数据。试验结果表明，当汽蚀管处于汽蚀工作状态，汽蚀管下游脉动压力存在220~310 Hz范围的振荡，下游压力的自激振荡对汽蚀管上游系统无明显影响。随着汽蚀管相对压力损失的增大，汽蚀管下游的汽蚀振荡频率减小，汽蚀振荡幅值增大。在汽蚀管与主阀之间，振荡幅值沿流向逐步增大，从主阀至推力室头腔，振荡幅值逐步衰减。当汽蚀裕度过大时，汽蚀管下游出现大幅值的压力脉冲尖峰，并导致导管结构产生高幅值的脉冲形振动响应。     

压力振荡环境下液滴非平衡蒸发过程的理论分析及试验研究

对压力振荡环境下液滴蒸发过程进行了理论分析与试验研究。结果表明,压力振荡会引起液滴周围表面边界层内蒸气质量分数的振荡,从而导致由扩散控制的蒸发速率发生振荡。此外,压力下降引起的气相场内力的不平衡会驱动蒸气从边界层内流入气相场,使蒸发速率的最大值出现在压力下降的过程中,试验研究结果和理论分析所得结论吻合较好。     

空腔位置及结构对脉冲压力振荡的影响

为了获得不同空腔位置及结构对脉冲压力振荡特性的影响规律,利用Fluent软件并结合UDF(用户自定义函数),对4种不同空腔模型的发动机开展了数值计算,得到了燃烧室内的流场结构与脉冲压力振荡特性,为发动机装药结构设计及不稳定燃烧抑制提供了理论指导。结果表明,头部空腔能有效衰减脉冲波动压力,有利于提高发动机的工作稳定性;中间位置空腔内容易产生旋涡脱落现象,继而诱发涡声耦合压力振荡,扩张式中间空腔内压力振荡比收敛式中间空腔内的压力振荡严重;末端空腔不仅削弱了喷管阻尼,而且在脉冲条件下易激发旋涡脱落,不利于发动机工作稳定性,在工程设计中,应慎重考虑翼面后置装药结构。     

压力波对垂直管低温气液掺混冷凝的影响

为了分析高压补燃液氧煤油发动机氧泵间管内气液两相掺混冷凝及其压力波传播过程,建立了可产生压力扰动的垂直管低温气液两相掺混实验系统,以氧气/液氧为实验工质,开展压力波对垂直管内低温气液两相掺混冷凝的影响研究,获得了不同压力波频率和氧气流量工况下的掺混图像,分析结果表明:压力波会使发散流型由微弱振荡冷凝向间歇振荡冷凝转变,使椭圆流型由稳定冷凝向振荡冷凝转变;在0~52 Hz不同频率压力波作用下,发散流型最大轴向冷凝长度与掺混孔径之比在10~30之间,椭圆流型的比值在8~15之间变化;压力波对气相摆动频率起主导性和正相关性的影响。     

激波在狭缝中绕射过程研究

针对固体火箭发动机药柱存在裂纹的情况，对运动激波在狭缝中绕射传播的非定常流场进行了计算，得到了清晰的流场变化图谱，从流场图中可分辨出激波在狭缝中的传播过程。对不同深宽比的狭缝进行研究，发现流场结构存在明显差别，在深宽比较小时狭缝内压力波振荡较小，当深宽比超过一定值时狭缝内的压力波产生剧烈振荡。研究结果表明，该方法可很好地描述激波在狭缝中的传播过程。     

湍流、喷雾模型对氢氧火箭发动机燃烧仿真的影响

基于完善的压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过改变κ-ε两方程湍流模型和喷雾模型,对氢氧火箭发动机不稳定燃烧进行数值仿真。比较理论分析和数值仿真的结果得出,在二维情况下,液滴碰撞模型和TAB液滴破碎模型不适于模拟氢氧火箭发动机不稳定燃烧;TVB液滴破碎模型与κ-ε两方程湍流模型的组合情况能够捕捉到燃烧室中的压力振荡,但不能体现出振荡频率;而采用Realizableκ-ε湍流模型不考虑液滴雾化模型时不但能够捕捉燃烧室内压力振荡情况,还能够很好地得出振荡频率的分布情况。     

摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡影响的数值研究

固体火箭发动机工作时,摆动喷管受到伺服力和气动力等载荷的共同作用,在轴向上会产生小幅度的振动,振动频率与燃烧室内腔轴向声频耦合时会造成压力振荡幅值增大,诱发不稳定燃烧,导致燃烧室内压力、燃速不均等情况的出现.应用数值方法研究了摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡的影响,分析了压力振荡对喷管轴向激励幅值和频率的响应规律,以及...     

基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示

为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫教条件下的均方根脉动压力系数、声压级等.结果表明,基于RANS/NLAS方法,...     

航天器密封管路的气态工质与示漏气体 漏率等效关系研究

利用多种气体分析仪,采取四级质谱定量分析技术,分别测定He、N₂、N_e、CF₄、Kr等气体在不同入口压力下通过不同的人造漏孔的漏率;经过对同工况下气体间漏率比对,研究气体间漏率等效关系。试验结果表明:气体在不同工况下处于不同的流动领域,且其漏率与入口压力存在着不同的数值关系,经分析试验结果得出适用于气体全流域的漏率经验公式;气体间漏率的等效关系在低漏率及高漏率端始终呈平滑的线性关系,而在中间的过渡区域呈四或五次多项式关系;但是CF₄与H_e的漏率等效性呈线性关系,显示出多原子分子与单、双原子分子在粒子输运过程中存在着差异。试验结果为示漏工质漏率指标的制定提供了基础数据。     

轴对称后向台阶不稳定流动及压强振荡数值研究

使用翼柱形装药的战术发动机,在翼槽烧完时会出现轴对称的后向台阶结构,易产生转角涡脱落引起的声涡耦合现象。根据战术发动机中后向台阶流动特点设计简化模型,从线性稳定性理论出发,应用声涡耦合模态预测方法进行分析。采用湍流流动的大涡模拟(LES)方法,进行了较宽来流Re数条件下后向台阶不稳定流动的数值模拟,获得了转角涡脱落产生的一般过程,分析了不同来流条件下的旋涡多尺度运动规律。通过分析流场中关键位置的压强振荡,研究了气动声学现象。结果表明,声涡耦合模态预测方法可对不同速度下可能诱发的声场固有频率进行合理预测。流场头部压强波动的振幅最大,频率与声场轴向声模态相耦合。再发展区出现低于轴向基频的宽峰振荡主要受大尺度旋涡运动的影响,该频率与基频接近时,会造成基频的多峰现象。当近壁面小尺寸旋涡形成频率接近声场某阶固有频率时,该频率及更低阶频率就有可能被激发。     

塑料弹壳成型工艺研究

塑料弹壳的成型主要是模具设计、材料选择、成型工艺控制 ,这些因素对弹壳的强度、刚度、收缩率等都有较大的影响 ,是控制弹壳加工质量中的一个重要环节。我们在研究一种塑料弹壳时 ,相同的材料和模具若采用不同的注塑成型温度和压力 ,弹壳的强度就明显不同 ,注塑温度和压力低时 ,弹壳在较低的膛压下就会裂开 ,当注塑温度和压力太高时 ,弹壳的内应力大 ,放置一段时间后 ,弹壳的强度则会降低。只有当注塑的温度、压力和模具温度匹配合口时 ,弹壳才有较好的强度。其中研究的一种埋头弹的塑料弹壳 ,在封闭弹膛内其膛压达到 2 5 0 MPa时 ,弹壳…     

空气加热器声学振荡特性的数值计算

为研究空气加热器的声学振荡特性并为其设计和后续的试验方案提供借鉴,对空气加热器不同喷嘴位置处的喷雾火焰形成的声学振荡进行了数值仿真,重点研究了多个离散点处的不稳定特征以及燃烧室内的流场演化过程。仿真结果捕捉到了燃烧不稳定的典型特征,如起振、线性增长、稳定极限环;非稳态流场直观地展示出喷注面板中心位置处的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成二阶横向声学振荡,并且这种振荡形式具有从喷注面板向喷管入口传播的行波特征;离面板中心53.6mm的喷嘴形成的喷雾火焰容易形成一阶横向声学振荡,这种振荡形式没有明显的行波特征。     

航天飞机固体火箭发动机内的熔渣沉积模拟

固体火箭发动机含铝推进剂燃烧时,在其表面生成铝/三氧化二铝液滴。液滴一旦离开表面与其它液滴碰撞,就会形成大的聚结物(agglomerates)。大部分液滴或聚结物不能随燃气流排出喷管之外,可能沉积(deposite)在发动机的内表面。本研究通过流动模拟来了解航天飞机固体火箭发动机(SRM)内熔渣物的沉积过程和伴随而来的积聚(accumulation)、堆积(pooling)过程,从而提出一种分析方法,以预测与沉积和堆积过程有关的某些未知数。通过对发动机地面卧式试车后发动机内的凝固熔渣进行观察,定性地证实了用这一方法进行分析所得出的结果。本文用这些结果来解释 QM—2发动机(鉴定发动机)内的熔渣,同时也预测飞行过载对熔渣形成的影响。虽然这一方法是为 SRM 提出的,但也适用于任何结构的固体火箭发动机。     

液体火箭发动机不稳定燃烧理论研究综述

研究背景简介液体火箭发动机不稳定燃烧源于燃烧化学反应和燃烧室内气体流动的藕合。不同类型的不稳定燃烧,尽管振荡频率和振幅不一样,但都是以压力振荡为特征,根据压力振荡频率的高低,发动机不稳定燃烧可分成三大类,即:低频率不稳定燃烧(喘振),中频不稳定燃烧(蜂鸣),高频不稳定燃烧(尖啸)。本文主要介绍高频不稳定燃烧的研究历史和现状,这种禾稳定燃烧,其试验观测到的振荡频率和理论计算的燃烧室内声波频率相近,因此被称作     

不同主流速度下障碍涡脱落冷流实验研究

采用冷流试验系统研究了不同主流速度对压强振荡的影响,并通过在流场中加入示踪粒子,且运用连续片光流动显示技术和高速数字摄像技术获得了试验器中流场的旋涡运动情况.实验结果表明,随着主流速度的增加,旋涡脱落的频率相应升高.同时,对比压强测试结果与高速摄影结果,发现当旋涡脱落的频率接近实验器声场的某一阶固有频率时,就可能引起压...     

声振荡作用下推进剂铝颗粒团聚特性实验研究

为获得压强振荡对推进剂燃烧表面铝颗粒团聚特性的影响，建立了声振荡作用下铝颗粒团聚特性实验测量装置和方法，采用高速显微成像技术和激光全息技术同步测量的方法，对HTPB四组元推进剂在有、无声振荡作用下的铝颗粒团聚特性进行了实验研究。研究结果表明，在340 Hz声振荡作用下，铝颗粒火焰呈现与声振荡频率相一致的周期性摆动，颗粒微观形貌发生明显的形变；受声场力的作用，小尺度颗粒(40～80μm)团聚作用减弱，中等尺度颗粒(100～260μm)团聚作用加强，且更容易发生融合等现象，从而改变了推进剂燃烧表面及近表面铝团聚颗粒粒度分布(0～3 mm),团聚粒度及团聚分数均增加。所建立的实验方法可为研究压强振荡作用下推进剂铝团聚特性提供有效的实验技术和数据参考。     

某双脉冲发动机压力振荡产生机理及抑制方法分析

以某双脉冲发动机二脉冲工作时出现的压力振荡现象为研究对象,建立燃烧室内的声腔和流动模型,采用有限元和大涡模拟算法及声涡耦合机理对压力振荡出现的原因进行了研究,并对采用扰流环抑制压力振荡的原理进行了分析。研究结果表明:该发动机二脉冲工作时出现的压力振荡由声涡耦合引起,在发动机中增加扰流环结构可提高发动机工作初期的漩涡脱落频率,使该频率远离发动机燃烧室声腔的轴向一阶声频,从而抑制压力振荡的发生。     

固体火箭发动机用高频响压力传感器设计

某固体火箭发动机在试验过程中发生了在压力变化频率超过1 k Hz情况下压力信号部分失真的问题,为解决这一问题,对压力传感器的传压结构进行优化设计,选用硅压阻原理的高频响敏感芯体,选用高增益带宽积的仪表放大器,同时增加时间连续型高阶低通滤波电路设计,分别对传感器的传压结构、敏感芯体、仪表放大器、时间连续型高阶低通滤波电路的幅频特性进行了仿真分析、试验验证。结果表明,优化后的固体火箭发动机用高频响压力传感器频率响应可以达到1k Hz以上,带内不平度不大于1 d B,带外衰减不小于35 d B/oct,具有良好的幅频特性,能够准确测量固体火箭发动机工作压力,且无压力信号失真。     

内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析

针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明：由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。