一种火箭发射场坪流场的环形线汇描述方法

针对火箭发射场坪流场分布规律，基于势流法提出环形线汇描述方法，推导了环形线汇流场的速度势和速度的计算公式，建立了流场的FLUENT仿真模型并进行计算，将环形线汇理论计算结果与仿真结果进行对比。结果表明，不同火箭半径和入口流速对环形线汇和FLUENT仿真两种方法计算结果的相关性没有影响，随着箭井间隙增大，两种方法计算结果的相关度减小；环形线汇方法能够描述发射场坪流场变化趋势，在箭井间隙较小且误差允许时可以作为发射场坪流场的简化描述方法。     

边界层内水介质在压差驱动下沿小孔向气腔射流问题研究

对边界层内小孔气水多相流场下射流问题开展数值仿真及定常水洞试验研究,建立了适用于边界层内压差驱动下小孔向气腔射流多相流场问题研究的数值仿真计算模型,针对典型孔参数及气水流场条件,对比分析了仿真试验数据,验证了数值仿真模型的正确性及模型计算精度。结合流体质点受力及运动模型及平板边界层理论,分析了气水域压力场特征及水域流动规律对小孔射流过程的作用机理及影响规律,开展了孔参数对射流多相流场特征及射流量的影响研究。获得了小孔射流量估算方法,为航行体上防水装置设计提供数据支撑。     

减压阀节流口流场仿真和分析

采用Fluent软件对火箭姿态控制系统减压阀环形节流口流场进行了数值仿真,得到了流场有关参数图形。减压阀节流口气体流场为非自由、紊动、冲击、壁面射流,气体在节流口达到音速,贴壁面高速射流出去后,相互撞击、压缩并撞击阀芯柱面产生激波,气流总压损失较大,建议采用等温过程进行特性计算。减压阀环形节流口后流场存在激波,总压并不守恒,目前通用的气流稳态流动力计算公式并不合适,应借助流场分析工具进行节流元件受力分析。     

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。     

高温射流冲击大丝束碳纤维实验与仿真分析

为更好地研究大丝束碳纤维在射流冲击作用下的展纤机理,设计了高温射流冲击试验装置。通过正交试验,并引入极差这一指正参数,参数化地分析了热气流喷距、纤维丝束跨距和纤维丝束张力对展纤效果的影响。建立高温射流流场的三维CFD模型,通过实验与仿真对比分析射流中心轴线上的速度分布来验证仿真模型的正确性,获得流场中心平面上的速度分布云图,并对高温射流冲击作用下纤维壁面的压力和温度的分布情况进行分析。CFD仿真和射流冲击试验的结果较好地吻合,通过分析结果得出适合于48K大丝束碳纤维展纤的最优工艺参数。当在喷距为80 mm,纤维跨度为100 mm,砝码质量为15 g条件下进行展宽,纤维铺展均匀,展宽效果最佳,宽度可达到50 mm。     

合成射流激励器增强同向燃气-氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。     

固体火箭发动机燃烧室冷态突扩气固多相流动的数值模拟

基于欧拉-欧拉双流体方法,建立固体火箭发动机燃烧室轴对称突扩气固多相流动的统一二阶矩两相湍流模型,采用k-ε双方程模拟气相湍流流动和颗粒相湍流雷诺应力kpg方程描述大尺度颗粒湍流运动、小尺度颗粒各向异性弥散特性以及气固相间作用。数值模拟了突扩流动中的颗粒轴向、径向平均速度和脉动速度以及颗粒-气相脉动速度关联轴向分量的分布特性,计算结果与试验吻合较好。研究结果表明:颗粒轴向速度脉动大于径向速度脉动,轴向平均速度梯度影响脉动速度峰值的发生位置和大小;两相脉动速度关联轴向分量大约是径向分量的2倍。     

W型地下井发射环境数值模拟与分析

为研究导弹地下井发射环境,采用计算流体力学方法对W型井导弹发射过程的流场进行了数值模拟。通过将仿真数据与理论计算及试验结果进行对比,验证了计算模型和数值方法的准确性。采用动网格技术处理流场计算区域随导弹运动的变化过程。仿真结果表明,在整个发射过程中燃气流具有反射、引射和充分发展3个阶段,造成发射环境参数有较大变化。分析了压力和温度参数的变化规律。该数值算法和仿真结果可推广应用于发射井的设计、优化及改进。     

氢氧火箭发动机高模试验富氧蒸汽引射仿真

氢氧火箭发动机在高空模拟试验中喷出富氢燃气,其中的残余氢气与倒吸进引射系统中的空气混合容易发生爆炸,为研究富氧蒸汽引射处理氢氧火箭发动机高空模拟试验中残余氢气的技术,采用计算流体力学(CFD)及多步化学反应动力学模型开展单级环形超—超引射器仿真,获得富氧蒸汽引射的平均流场,分析富氧蒸汽引射并发生补燃时超—超引射器的稳态工作特性,并考察富氧蒸汽中氧气含量、富氧蒸汽温度对残余氢气处理效果的影响。仿真结果表明,富氧蒸汽引射并发生补燃时环形引射器在稳态下正常工作;补燃主要发生在引射器混合室和第二喉道前端的剪切混合层;增大富氧蒸汽的氧气含量或温度,可使引射器排气中残余氢气含量降低,增强燃气处理效果。     

微波等离子体推力器流动模拟(英文)

采用N-S方程求解了100 W微波等离子体推力器(MPT)选用不同推进工质时的性能参数;并采用直接蒙特卡洛模拟方法(DsMC)对MPT羽流进行了数值模拟.结果表明,几种工质的推力变化不大,氮气为23.6 mN,氮气为24.8mN,氩气为24.8 nuN;但比冲区别较大,氮气为565.2 s,氮气为243.7 8,氢气为180.2 s.羽流场中,密度、压强及温度沿轴向和径向均逐渐减小;轴向速度在轴线附近变化不大,采用氩气工质时,约1 700 m/s,在远离轴线区域,沿流动方向逐渐增大,沿径向逐渐减小;径向速度沿轴向变化不大,沿径向逐渐增大,并在接近流动区域边界时迅速减小.     

复燃现象对导流器排导流场影响数值分析

为探究导弹发射过程中复燃现象对导流器排导流场的影响,将模拟发射过程中燃气化学反应的方法应用于实际的流场分析,以计算流体力学方法为主要的研究手段,对发射过程燃气流场进行了深入研究。分别使用标准k-ε湍流模型与Realizablek-ε湍流模型对经典的燃气流平板冲击问题进行仿真计算,通过与实验数据比较,证明在圆孔射流冲击平板问题中Realizablek-ε模型的计算结果更加符合实际流动的物理特性;并基于有导流器的发射试验平台三维流场模型,得到了对称面及导流器周围流场的温度、压强及不同组分的分布情况,对比了化学反应射流与化学冻结射流之间的差别。结果表明,复燃现象主要发生在燃气射流与空气的混合层及射流冲击壁面处,化学反应射流流场中复燃区域的温度高于化学冻结流流场对应区域的温度。     

超低比转速离心泵内流场计算及分析

运用FLUENT流体计算软件及GAMBIT前处理软件,采用三维k-ε双模型方程计算了一台高速超低比转速离心泵的内部流场。计算区域为从诱导轮进口到蜗壳出口的整个流场,通过计算得到了泵内流场的流动规律,并结合传统的泵水力估算方法,估算了泵的扬程、轴功率及效率,最后对该高速超低比转速离心泵进行了水力验证试验。验证结果表明所采用的计算方法可行。     

固体火箭发动机撞击安全性数值分析

针对固体火箭发动机撞击安全性问题,采用数值分析方法,建立了某两型高能固体火箭发动机轴向与径向撞击模型,完成了不同速度、不同撞击角度下的发动机安全性分析计算,得到了在不同撞击条件下固体火箭发动机推进剂的燃烧、爆炸等反应特点。对比相同工况下的火箭撬试验结果,计算结果与实际试验接近,验证了数值模型及参数的正确性。利用已验证的模型和参数,采用相同的计算方法,通过对模型在不同速度下进行多次仿真计算,得到两型发动机的撞击临界速度。研究表明,对于高能固体推进剂固体火箭发动机,随着尺寸与装药量增大,其撞击安全性降低,在相同尺寸时,径向撞击比轴向更容易发生反应。研究结果为高能固体火箭发动机的设计及撞击安全性分析提供了参考。     

环形引射器流场研究

采用数值模拟与缩比试验相结合的方法,对环形弓射器内部流场进行了分析,对数值模拟结果与缩比试验结果进行了比对,验证了数值仿真模型及选取的控制方程的有效性和准确性。结果表明,采用数值模拟得到的结果与缩比试验结果基本一致,数值模拟能够正确反映环形引射器流场状况。     

中心进气旋转射流冲压燃烧室湍流流动数值模拟

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,对头部进气式固体火箭冲压发动机二次燃烧二维轴对称反应流场进行了数值模拟,研究了空气射流和燃气射流无旋、同向旋转和反向旋转3种进气方式对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空气射流和燃气射流以有旋状态进入补燃室时,燃料与空气的混合速度变快,化学反应更快,燃烧也更为充分。     

基于SST湍流模型的模拟SRM内流场数值仿真

为准确模拟固体火箭发动机燃烧室内流场,采用基于格心的迎风型有限体积法求解定常雷诺平均Navier-Stokes方程,在空间离散方法上,采用AUSM-PW矢通量分裂格式,时间推进采用三阶三步TVD型Runge-Kutta显式方法,将Ment-er F R提出的SST( shear-stress-transport)湍流模型及其改进形式用于燃烧室湍流流场的数值模拟,并将计算结果与Wilcox的和Spalart-Allmaras湍流模型进行了对比。结果表明, Menter F R的SST湍流模型计算的燃烧室内的径向速度分布与实验值吻合得最好,最大误差约为5.1%;计算的燃烧室内湍流强度分布与实验的规律一致,而其余湍流模型计算的结果与实验值有很大差异。     

某型号火箭发动机高空模拟试验中扩压器的 数值计算与试验比较

文章利用FLUENT软件对某型号液氢/液氧火箭发动机在高空模拟引射试验中扩压器进行数值计算,并与试验测量数据进行比较。用Visual C#.NET软件编制了二次喉道扩压器引射过程计算程序,将该程序的计算结果与FLUENT软件的数值计算结果进行了比较。利用FLUENT软件对二次喉道扩压器在不同入口长度、不同收缩比和长径比情况下的流场情况进行了计算,分析了对发动机启动的影响;并把数值计算结果同吹风试验的数据进行了比较,结果表明数值计算具有较高的置信度。     

单股射流倾斜撞壁影响因素的数值模拟

为研究倾斜射流撞击固体表面后液膜的形态变化规律,结合VOF模型和多面体混合网格的数值模拟方法,通过分析不同工况下倾斜射流撞壁后液膜的几何特征参数变化规律,获得了不同工况下液膜铺展的关键特征。研究结果表明:射流撞壁后,壁面压力从液膜的边缘水跃区到中心轴线逐渐减小;随着射流速度增大,壁面在撞击点附近受到的压力增大,而在液膜汇集区受到的压力减小;液膜在撞击点附近速度最大,在水跃区汇集点附近速度最小;随着射流孔径增大,液膜最大速度和最小速度区域的面积增大。     

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。     

液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE＋流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟.在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响.结果表明：当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小.