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MEMS-SPMT喷管内的粘性和热损失研究 总被引:2,自引:0,他引:2
微喷管内流体对壁面的粘性力和热传导可显著影响火箭发动机性能。通过出口亚声速层面积与出口面积比、推力和比冲损失等参数,评估了S-A和低Re数k-ε湍流模型、壁面初始温度和喷管构型因素对微喷管内粘性和热损失效应的影响。结果表明,两种湍流模型在计算粘性边界层上有一定的差异,粘性力造成推力损失22%;换热既减小粘性边界层尺寸,降低粘性作用,也降低微喷管比冲;升高微喷管壁面初始温度,能降低热量损失,增大其尺寸能减小粘性损失,二者均能提高比冲。 相似文献
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微喷管内流体对壁面的粘性力和热传导可显著影响火箭发动机性能.通过出口亚声速层面积与出口面积比、推力和比冲损失等参数,评估了S-A和低Re数k-ε湍流模型、壁面初始温度和喷管构型因素对微喷管内粘性和热损失效应的影响.结果表明,两种湍流模型在计算粘性边界层上有一定的差异,粘性力造成推力损失22%;换热既减小粘性边界层尺寸,降低粘性作用,也降低微喷管比冲;升高微喷管壁面初始温度,能降低热量损失,增大其尺寸能减小粘性损失,二者均能提高比冲. 相似文献
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拉瓦尔型微喷管性能的DSMC模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
运用DSMC方法,对轴对称拉瓦尔型微喷管流动现象进行了仿真模拟,分析了不同壁面边界条件对喷管流动性能的影响。研究结果表明,不同的壁面反射模型对喷管内的流场结构及推力有较大影响;在同等壁面热条件下,随着动量调节系数的增加,喷管粘性损失增大,喷管的推力和比冲都将下降;对不同光滑度与清洁度的喷管表面,一概采用完全漫反射模型,将低估喷管推力性能。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(2)
固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。 相似文献
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采用连续介质模型和分子运动模型系统地研究了二维微喷管内的流场及推力特性,重点考察了连续介质模型的适用性、微喷管工作条件和几何结构对流场结构和喷管性能的影响。研究结果表明,在努森数不大时,两种方法的结果基本符合。当努森数大于0.045时,连续介质模型与分子运动模型模拟结果差异较大。微喷管的推力和喉部雷诺数与喷管的入口压力、喉部宽度近似成线性变化;微喷管收缩角、扩张角给定时,其扩张段的长度仅影响推进性能,对流场结构影响较小。在喉部尺寸和扩张比一定时,扩张角为22度的微喷管推进性能最佳。 相似文献
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从大量的喷管扩张段型面优化计算结果分析中得出:扩张段型面的曲率分布是影响喷管扩张段气动损失的主要因素,对于给定喷管长度、面积比和出口半角的喷管扩张段型面的近似优化,可根据型面曲率均方差最小来确定.许多算例表明,近似优化型面的相对比冲损失不大于优化型面的0.15%. 相似文献
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滑移边界条件对二维微喷管数值模拟结果的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
采用N-S方程对微型缩放喷管内的流场进行二维数值模拟。引入滑移边界条件,通过比较有、无滑移边界条件的数值结果,发现微喷管内Kn小于0.0054时,不同壁面边界条件对流场和微喷管性能参数都没有太大影响;当Kn在0.0054~0.025时,滑移边界条件对流场的模拟已经有较大的影响,但是对预测微喷管的性能影响并不大,在3%以内;当Kn在0.025-0.045时,滑移边界条件不仅对流场的影响已经较明显,而且对微喷管性能预测也.影响较大。 相似文献
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利用混合正交法设计数值模拟实验对环喉式膨胀偏流喷管(ATEDN)的工作过程进行研究,以获得ATEDN在不同工作模态的流场特征并分析入口压力、扩张比和塞锥基底半径三个影响因素共同作用下喷管性能的变化规律及各因素对喷管性能影响的显著性。采用FLUENT商用软件对ATEDN在0~31 km高度范围内的工作状态进行模拟。模拟结果表明,ATEDN在不同工作高度下存在开放-固壁反射、开放-自由边界反射和闭合三种基本工作模态。根据喷管流动经历的不同工作模态特征,将喷管的工作过程进行分类,具有不同工作过程的喷管推力性能存在显著差异。结果对比发现,在所选的参数水平下,塞锥基底半径是影响高度积分平均比冲的最显著因素,其次是扩张比,入口压力影响最小。随着喷管扩张比的增加,高度积分平均比冲降低;随着喷管入口压力和塞锥基底半径增加,高度积分平均比冲增加。 相似文献
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在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态。传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失。为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷管。针对这种形式的流体喷管,在可爆混合物一定(当量比1.0,初始填充压力为0.1 MPa)的情况下,基于二维数值模拟,研究了不同二次流喷注条件(二次流喷注面积比、位置比)对主流流动状态及发动机推进性能的影响。计算结果表明:二次流的喷注改变了喷管有效流通面积;二次流在喷管扩张段喷注面积比越大,喷管的冲量提升率越大(相对于基准喷管冲量最大提升率为5.25%);二次流喷注位置越靠近喷管喉道处,喷管的冲量提升率越高。 相似文献
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推导出制导火箭弹为获得期望着角所需的脉冲发动机数量解析公式,并根据此公式对比研究了火箭弹分别采用同时点火和依次点火时俯仰角初始值、期望着角和脉冲发动机推力对脉冲发动机数量的影响。研究表明,同时点火方式优于依次点火方式;飞行末段姿态调整时间较长时,期望着角和初始俯仰角对发动机数量的影响很小;随着脉冲推力的增加,所需的脉冲发动机数量递减。 相似文献
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为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma0=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。 相似文献
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为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明:瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%~2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。 相似文献
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一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究 总被引:2,自引:2,他引:0
利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。 相似文献
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一种新颖的微空心阴极放电等离子体推力器 总被引:1,自引:0,他引:1
微小卫星的发展和成功应用迫切需要新型微推力器的研制。微放电技术是等离子体放电中重要的一类,近几十年来成为各国的研究热点。其中,微空心阴极放电(MHCD)是一种新颖的非平衡高气压辉光放电,其优点是可以在高气压下稳定放电,并且只需要非常低的电压(几百伏特)或者输入功率(百毫瓦数量级)。MHCD建立在2个几百微米厚度的金属平面电极上,材料可以是钼、铝等,由电介质(云母或氧化铝)隔开。"三明治"的布局结构上从一个电极到另一个电极钻有直径为几十微米到几百微米的孔,气体压强可以很高,甚至超过大气压。微空心阴极放电较小的尺寸结构与强烈并可控的气体加热相结合,可以开发应用在新型的电热式微等离子体推进上。由于微空心阴极放电等离子体推力器在微放电等离子体中加热了工质气体,随后通过微喷管喷出产生推力,因此与传统的冷气微推力器相比,可大大提高推力器的比冲和推力。 相似文献
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文章主要研究离子液体推力器发射阵列几何结构参数对推力器性能的影响。建立单个发射极粒子网格法仿真模型,模拟获得了单个发射极束流分布及推力、比冲等性能参数曲线;通过改变电极间距及引出极孔径获得了单个发射极平均推力和角向效率的变化曲线,分析了电极间距及引出极孔径对推力器性能的影响。研究表明:在离子被引出极拦截前,推力器角向效率与电极间距成正比,与引出极孔径成反比;在不考虑发射离子数量和比例改变情况下,推力器推力随电极间距的增加先增大后减小,一定范围内随引出极孔径的减小而增大,但过小的引出极孔径会造成严重的推力损失与栅极侵蚀。以上研究结果可为离子液体推力器的优化设计提供参考。 相似文献