喷水对车载垂直发射导弹燃气流降温效果研究

双面导流器将车载垂直发射导弹在发射过程中产生的燃气射流大部分排导到发射车尾部或两侧,但仍有部分高温燃气流冲击到发射车底盘处,对发射车轮胎及车底安装的线缆等设备造成严重的烧蚀。为实现热防护,本文提出对尾焰流场喷水降温措施,通过在发射车底盘安装喷水管,利用液态水的汽化吸热原理对燃气流降温,同时利用喷水射流的冲击作用使燃气流冲击距离减小,实现对发射车轮胎及发射装备的保护,计算结果表明降温效果明显。同时,为研究喷水流速与降温效果之间的关系,利用耦合Mixture多相流模型与组分输运模型建立液态水汽化模型,对不同喷水流速下降温过程进行数值计算,得出喷水流速与降温效果之间的变化规律以及最优化设计指标,为发射车降温装置设计提供参考。     

高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计

为实现高热流环境下高温燃气流超声速风洞系统的重复使用,采用数值方法对扩压器热环境进行了分析,采用沸腾换热方法对扩压器进行了热防护设计,并通过试验验证了沸腾换热理论应用的可行性。结果表明,沸腾换热在水流速2m/s的情况下可实现热流2MW/m 2的热防护,应用沸腾换热可以有效降低设计难度,在较低的速度和压力损失下达到更好的换热效果。     

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。     

壁面孔型对超声速气流中喷注特性的影响

超声速气流中,燃料与来流空气的高效混合是燃烧室实现点火、稳焰及高效燃烧组织的前提。国内外研究者已对比研究了不同壁面孔型对超声速气流中喷注、混合特性的影响,相比于最常见的圆形喷孔,菱形、楔形-半圆、箭形及针形等喷孔用于超声速气流燃料喷注时,不仅有利于降低喷孔前缘边界层的分离,而且也有利于提升射流穿透深度;相比于单孔喷注,组合型喷孔能进一步增强燃料与来流空气在射流远场的混合效果。通过综述各型喷孔的喷注特性,分析提出了适用于超声速燃烧组织的壁面喷注孔型及其工程应用条件。     

壁面组合孔喷注增强混合研究

为增强超声速气流中壁面喷注的燃料射流与气流混合,提出了一种壁面组合孔喷注方式.通过对单孔及组合孔喷注方式燃料射流流场仿真结果的对比分析发现,采用壁面喷注孔喷注燃料时,燃料射流与来流的混合过程在射流近场穿透深度起主导作用,而在射流远场涡则起主导作用.计算结果表明,采用壁面组合孔喷注氢气时,燃料射流增强了流场展向涡量,从而在射流远场获得了更好的射流与来流混合.     

低密度高亚声速引射风洞设计及性能研究

研究以火星表面大气条件和火星飞行器飞行速度为基础，设计一个低密度高亚声速引射风洞，并运用ANSYS FLUENT 15.0对多喷嘴引射风洞的性能进行了数值计算分析。首先对计算进行了网格无关性验证，在保证计算精度和减少时间与计算资源的基础上，通过研究发现：多喷嘴引射器作为风洞动力系统可满足试验段马赫数达到0.77的高亚声速马赫数要求，并且对试验段上下壁面采用各1°的扩张角可有效降低试验段边界层对压力的影响，从而使试验段静压基本维持不变；提高引射膨胀比是提高试验段雷诺数的一个有效措施，但是会降低引射系数，同时会增加试验段的静压梯度，影响试验段的气流品质。因此低密度引射风洞设计过程中必须综合考虑试验段扩张角，引射膨胀比等因素。     

磁流体动力加速风洞技术发展分析

针对高超声速飞行器地面模拟试验需求,传统试验方法难以实现真实气体温度、清洁空气、大尺度、长时间、高马赫数模拟能力,磁流体动力加速风洞提供了全新技术路线。文章归纳了国内外磁流体动力加速风洞研究发展现状,介绍了磁流体动力加速风洞原理。文章对基于热电离的磁流体动力加速风洞方案进行了论述,采用高频等离子发生器为设备提供加热源,从而避免电极烧损所引起的污染问题,控制气体总温不超过3500K,使气体离子化低于30%,通过两级加速,达到出口马赫数为15的模拟环境。文章进一步分析了磁流体动力加速风洞关键技术问题。超声速气流电离技术方面,核心问题在于超声速气流电离规律与机理以及电离种子注入、电子束电离等关键技术;磁流体动力加速通道设计方面,重点考虑气流密度及磁感应强度等因素的综合影响以及电极设计技术;高超声速模拟测试方面,关键技术包括电磁屏蔽技术、微波干涉仪技术、平面激光诱导荧光技术、高分辨率高性能的光谱测试技术等。最后,提出了磁流体动力加速风洞技术发展建议。     

RBCC引射模态冷流试验研究

通过冷流试验方法研究了不同构型RBCC引射模态下的抗背压特性,通过测量流道壁面压力给出了不同混合室长度和主火箭构型下的壁面压力变化曲线,分析了不同构型的抗背压性能。结果表明:增加混合室长度可以提高抗背压性能,但是提高幅度较小;双主火箭构型可以显著提高抗背压性能。该试验说明主火箭构型对抗背压性能有重要影响,为RBCC引射模态构型设计提供了参考依据。     

电弧放电等离子体对超声速边界层影响的数值模拟

基于电弧放电等离子体热阻塞机理,对等离子体超声速流动控制过程进行了数值模拟,研究了等离子体对边界层的影响,分析了放电区大小、温度等对其作用效果的影响。结果显示：在高温等离子体放电区的上下游近区发生了边界层分离及漩涡运动;在放电区内有两种边界层,即高温等离子体与外界低温气流之间的温度边界层和气流与壁面之间的粘性边界层;放电区内形成漩涡运动的原因有两个,即内外压差和边界层分离;上游边界层的分离点y轴坐标随温度的增大而减小;增大来流速度,放电区上游分离点y轴坐标呈先增大后减小的趋势、放电区内漩涡运动加剧、下游近区边界层分离点y轴坐标减小。     

超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究

采用Euler-Lagrange方法对来流马赫数为1.94的超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程进行数值研究。计算给出的射流穿透深度、液滴Sauter平均直径(SMD)及液滴速度分布均与实验吻合较好。仿真结果较详细地揭示液体射流喷雾与气流之间的强烈相互作用过程。受液雾影响,射流前形成较强激波,气流依次经过激波及液雾区域,气流速度存在两次下降过程。计算结果揭示,超声速来流可以与射流的液滴轨迹相交,气流经液雾前沿进入液雾区域后,流向往壁面偏折。本文首次发现并提出,由于气液相互作用诱导形成两组反向反转漩涡对,这对于理解两相混合过程具有重要意义。气液相对滑移速度的分析表明,液滴在穿透自由来流并开始转向时受气流作用最为显著,完成转向后气液相互作用逐渐减弱。     

发动机/扩压器不同安装方案对高模试车启动过程的影响

某上面级发动机高模试车时,喷管扩张段外壁面某处出现了氧化烧蚀,针对此现象进行了高模试车时的启动过程数值仿真研究,结果表明:试验状态和两种改进方案下,喷管内和扩压器内的流场均在0.1 s已经达到稳定状态,其马赫数和静压等流场参数不再随时间的推进而变化; 发动机在启动过程中,喷管出口的高温燃气均会倒流进入真空舱; 试验方案...     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

喷管尺寸对电弧风洞流场和热环境的影响分析

为获得电弧风洞喷管尺寸对试验流场以及模型表面热流的影响规律，针对某特定模拟参数试验状态，采用高焓流动数值模拟方法对不同尺寸锥形喷管下的球柱校核模型试验流场进行了模拟和比较分析。研究发现，在模拟气流焓值和模型驻点热流的条件下，采用出口尺寸小的喷管所需电弧加热功率更低，同时单位流向截面上气流能量转化为模型驻点气动热的比例更低。不同喷管出口尺寸下，试验流场喷管出口区域热力学非平衡程度、波后氧原子质量分数、模型驻点区域压力以及表面传导热流和扩散热流占比都比较接近，但相较飞行状态存在明显差异；不同喷管出口尺寸下来流速度、激波脱体距离以及驻点线上平动温度之间的差异明显，喷管出口尺寸越大，其与飞行状态越接近。     

舵模型风洞颤振试验中亚临界技术的应用研究

为降低模型和风洞设备的损坏率，用随机激励和频响函数分析法，测定进入颤振临界点之前舵面颤振试验模型在不同风洞气流动压下的模态频率和阻尼比，由阻尼外推法或稳定参数法确定颤振临界动压。数次进入颤振状态的试验结果证明，所获得的颤振临界参数有较高的精度。     

斜切反喷管性能分析

固体火箭发动机前端斜切反喷管，其结构简单、作用时间短、气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。本文从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，结合采用Ｂｏｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，利用时间相关法及ＭａｃＯｃｏｒｍａｒｋ两步显格式求解，模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分布相一致。该方法可应用于斜切反喷管的     

斜切反喷管流场的数值模拟

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管。由于反喷管的气动型面具有许多尖点，并且在超声速区有一个台阶，喷管内存在一系列激波，而且亚声速区和超声速区互相混杂。本文用时间相关法数值模拟了反喷管流场，控制议程用Ｍａｃ Ｃｏｒｍａｃｋ显格式求数值解，边界参数采用物理边界条件和从双特征线方法推导来的有效的特征方法为计算，为于固壁边界点，在不同的区域采用不同的方法对计算方程组求     

非对称来流下带后掠斜楔的短隔离段实验研究

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短其长度,在前期后掠斜楔数值研究基础上,设计了一种带后掠斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口的下壁面上,距隔离段进口长度约15%处,在非对称的隔离段进口来流速度为1.98马赫数的条件下完成吹风实验.实验结果表明,隔离段添加后掠斜楔后的最大承受反压从来流静压的3.55倍上升到3.90倍,提高了9.89%.相同反压下,带后掠斜楔的短隔离段长度缩短了15%.相同长度的带后掠斜楔的隔离段出口平均总压恢复系数由基准隔离段的0.694上升到0.710,提高了2.3%.     

高温高压下的燃气／空气热管换热方案

以高温高压燃气加热高压纯空气为研究背景,用平均温差法对气-气热管换热器设计计算,进行结构方案设计,采用有效度-传热单元数法对换热器传热进行校核计算。设计换热器为圆柱形筒壁结构,出口为渐缩型喷管结构,采用半轴比为2／1的椭圆形热管。     

HFC134a喷雾闪蒸冷却换热特性的实验研究

喷雾闪蒸冷却由于可以在较小的工质流量下实现很高的散热能力,在高热流密度散热、航天器热控和热防护等领域具有广阔的应用前景。本文建立了喷雾闪蒸冷却实验系统,对环境压力下以HFC134a为工质的喷雾闪蒸冷却换热特性进行了实验研究,得出了喷雾闪蒸冷却的换热特性曲线、临界热流密度(critical heat flux,CHF)以及被冷却表面温度随喷雾高度和流量的变化曲线,分析了适用于热控的最佳喷雾高度和流量。