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采用AMESim软件对氮气贮存压力为1.5×10 7 Pa、推力范围为mN级的压电驱动的氮气微推进系统进行建模。研究了氮气填充过程中氮气瓶、减压阀的压力和质量流量瞬态特性。分析了整合喷管的压电比例阀在开机过程中的瞬态工作特性。最后,研究了驱动电压对压电比例阀在开机过程中的阀芯位移和喷管推力瞬态值、阀芯运动和推力响应时间的影响规律。结果显示,当驱动电压为80 V时,阀芯的响应时间和稳定位移分别为 0.64 ms 和3.67 μm。开机后8 ms,喷管推力达到稳定值(0.588 mN)。压电比例阀阀芯的开启响应快速,且驱动电压与喷管推力之间存在良好的线性关系,说明推力可通过改变驱动电压进行mN级的线性调节。 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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《固体火箭技术》2021,44(5)
为研究固体火箭发动机斜切喷管流场与推力特性,采用非定常可压缩N-S方程与Realizablek-ε湍流模型相结合的方法,并运用混合网格技术,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。结果表明,对于斜切喷管发动机,当喷管入口采用倾斜安装形式时,会存在一定的质量流量损失,喷管实际质量流量为理论流量的0.938;对于不同角度的斜切喷管,喷管喉部与喷管扩张段对称结构部分的速度场分布状况基本相同,而在喷管扩张段非对称部分,速度场分布存在一定的单边现象;当喷管斜切角度从45°增大到90°时,喷管轴向推力Fx线性增大,侧向推力Fy线性减小,推力偏转角度则从2.323°减小到0.063°,但对发动机喷管中燃气的质量流量与喷管总推力的影响不大。 相似文献
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《火箭推进》2015,(4)
喷管的动态特性分析是进行高品质控制系统设计、控制参数优化、控制规律验证的基础。为了分析喷管的动态特性,针对轴对称收扩喷管,基于一维变截面非稳态无粘流动控制方程,利用有限体积Roe类型的高精度WENO格式对控制方程进行离散,采用三阶强稳定型龙格库塔方法进行时间方向的积分,利用激波探测函数实时捕获激波位置,建立了喷管的一维动态特性仿真程序。通过与理论解析解的对比验证了仿真程序和激波探测函数的正确性。在欠膨胀状态下,获得了喷管入口总压、总温扰动下,喷管进出口压力和推力的阶跃响应特性,对比分析了各扰动因素对推力响应特性的影响。进一步分析了扩张段存在激波的情况下,在不同的扰动下激波运动和推力等参数的变化规律,能够为推力控制系统分析提供参考。 相似文献
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根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用AMEsim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算.计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律. 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
针对常规扰流片推力矢量装置无法提供滚转控制力矩的问题,提出了一种适用于多通道控制的多扰流片矢量结构方案。采用三维数值仿真方法,分析了多扰流片装置喷管内流场结构与推力矢量特性。结果表明,扰流片面阻塞率对多扰流片俯仰/偏航矢量的影响规律与单扰流片一致,扰流片面阻塞率与轴向推力成反比,与侧向力成正比。相同扰流片面阻塞率时,俯偏状态下喷管的内部流动复杂损失大,轴向推力小于滚转状态。通过采用带预制偏角的扰流片,可获得滚转控制力矩,同时,偏角增大滚转力矩增大,轴向推力小幅下降;但俯偏状态下喷管内高压旋流区域缩小使得侧向力大幅下降。多扰流片装置的设计需综合考虑装置的滚转与俯仰/偏航特性。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律。结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1%,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28%和100%,且几乎呈线性关系;随着喷管扩张半角的增大,发动机轴向推力明显增大,增幅为14.8%,推力偏斜角显著减小,降幅为29.1%,而发动机径向推力略有增大,但仅增大1.2%。此外,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能为负推力,即在斜切部分产生的轴向推力小于零,在发动机设计过程中应该重点关注,以期实现喷管结构的优化设计。 相似文献
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1 前言向火箭发动机喷管的超音速部分喷射二次流体使其改变推力方向的二次喷射推力方向控制(SITVC)方法主要用于难使整个发动机作方向运动的固体火箭。SITVC的性能受二次流体的种类、喷管的膨胀比、喷射流量、喷射位置,喷射孔形状等多种喷射参数的影响。二次流体使用液体时(LITVC),可通过喷射剂的蒸发在喷射 相似文献
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水环境下喷管流动分离数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《固体火箭技术》2020,(1)
为了研究水环境下发动机喷管流动分离现象以及影响因素和规律,基于VOF多相流模型和SST k-ω湍流模型,建立了水环境下固体火箭发动机喷流流场数值仿真模型,并进行了不同喷管扩张比和NPR(燃烧室总压与环境压强之比)下的喷流流场数值模拟。通过数值仿真分析获得了水环境下喷管内发生流动分离时推力、压力特征和流场非定常变化特征,水环境下喷管内流动分离具有强烈的非定常振荡特征,分离激波会在分离点与发动机喷管出口之间呈现推进-返回-推进周期性振荡的流动特征。同时,获得了喷管扩张比和NPR对流动分离特征的影响规律,相同水深环境下不同扩张比喷管对流动分离点位置影响较小; NPR越小,流动分离点的位置处喷管扩张比越小。 相似文献
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超音速分离线喷管作为一种新型可动喷管,在机械结构、流场分布、推力性能等方面具有不同于传统可动喷管的特点。由于具有偏转放大效应特点,在执行矢量控制时超音速分离线喷管性能较明显优于传统喷管。为了讨论其推力效率受不同因素影响的变化规律及作用机理,对不同摆角下超音速分离线喷管受不同因素影响的内流场开展数值仿真研究。结果表明:在给定的设计参数下,分离线间隙尺寸的增大对推力效率具有减益性,超音速分离线喷管在执行矢量控制时具有较高的推力效率;同时,相较于锥形扩张段,钟形扩张段喷管有着更好的推力效率。 相似文献
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结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(2)
带有延伸喷管的固体火箭发动机一般采用热分离方式进行级间分离,要求延伸喷管按照先点火、后展开的时序进行工作。因此,延伸喷管的展开过程实质上为一个燃气流动与延伸锥运动相互耦合影响的过程。为了详细分析和评估在燃气流场和延伸喷管展开相互耦合影响下尾流的变化和延伸锥的展开情况,根据Fluent软件中的用户自定义函数(UDF)功能提出了一种耦合仿真方法,并据此对某型双级延伸喷管的展开过程进行了耦合仿真研究,得到了在延伸喷管展开过程中尾流的变化以及延伸锥的运动和气动力等参数随时间的变化情况。计算结果表明,在延伸喷管展开过程中,延伸锥及其展开机构所在的空腔内的温度出现短时剧烈波动,需对其进行一定的热防护;在高空工况下,流场气动力对延伸锥的展开主要为阻碍作用且影响较大,当气瓶初始压强低于1.0 MPa时,延伸锥可能出现无法展开的情况;耦合仿真结果可反映出发动机工作时延伸锥的实际展开情况,可对延伸喷管能源系统输入参数等设计提供指导。 相似文献
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采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。 相似文献