跨声速喷管化学反应流数值模拟

火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程，在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时，不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失，还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等，这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Ｎａｋａｈａｓｈｉ半隐格式，用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场，得到了正确合理的结果，在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步     

小推力发动机膜冷却工程算法研究

为满足工程上对推力室内部传热流动分析的要求,应用分层流动理论,结合半经验传热和化学反应平衡模型,建立了分析小型液体火箭发动机推力室膜冷却的传热模型。以气氧/煤油发动机为例,初步实现了对定常情况下膜冷却过程的模拟。计算表明,冷却剂的质量分数,燃气的流动状态,喷注器尺寸等因素对冷却效果和发动机总体性能有重要影响。研究结果可为新一代小型液体火箭发动机的研制提供参考。     

可延伸喷管出口锥的缩比级间分离加载试验

级间分离试验的目的是改善关于在收叠位置的可延伸喷管出口锥(以下简称“ENEC”)在级分离期间的受载情况予测。缩比的固体火箭试验发动机系统带有收叠的 ENEC 和模拟级间分离的试验设备。海平面实验数据由发动机的短时间静态点火中获得。试验测到的点火瞬变状态和初始条件被输入到计算机编码,以模拟级间分离影响,用于与试验数据进行比较。结果表明,级间段平均压力、发动机推力,以及两级的相对轴向位移相当接近。测量的级间压力峰值高于计算值10%,作用在 ENEC 内外表面上的最大平均压力差是5磅/英寸~2。在缩比的级间分离环境中,通过 ENEC 载荷和级间压力的明显波动,指出了与气体流动现象有关 ENCE重要的动态加载条件。     

水下固体火箭发动机的负推力现象研究

针对水下固体火箭发动机工作环境压强高的特点,结合固体推进剂的燃烧特性,采用UDF方法定义喷管入口边界条件,建立了固体推进剂燃气质量生成与水下超音速气体射流的耦合计算模型。将该模型的计算结果与水下固体火箭发动机的实验测量结果进行对比,验证了该模型的合理性。研究发现,水下固体火箭发动机在点火初期会出现负推力现象,负推力产生的原因是发动机点火初期,喷管内被过度压缩的燃气冲出喷管后,在喷管尾部形成一个超音速燃气泡,超音速流动使泡内压强降低;同时受到流动惯性作用的影响,气泡持续膨胀使泡内压强进一步大幅降低,发动机前后端面上的压差最终导致负推力现象产生。     

反推火箭燃烧产物空间羽流场污染分析

卫星与火箭之间的分离通常由安装在箭体四周的反推火箭提供可靠分离能源。在反推火箭工作过程中固体推进剂燃烧产生高温高压燃气由反推火箭喷管出口喷出从而产生星箭分离作用力,但反推火箭喷管出口喷出的高温高压燃气在真空环境中会由高密度连续介质燃气流逐渐变化到具有极低密度的稀薄气体自由分子流,形成一个相当大范围的燃气混合物羽流污染影响区,会对卫星表面洁净度产生不良影响。若在反推火箭产品类型确定的前提下,哪些因素对反推火箭羽流污染影响区域存在影响,通过对反推火箭燃烧产物的空间羽流场进行分析和数值计算,定量获取了反推火箭的安装位置与安装角度这两种因素对箭上特定区域燃气混合物羽流污染的对应关系,为后续星箭分离设计中反推火箭安装设计提供参考。     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律.     

空空导弹固体发动机内弹道对导弹后体流场非定常影响的数值模拟

空空导弹高空工作过程中,外部的超声速来流与其固体火箭发动机的尾部喷流相互作用,形成复杂的非定常尾部干扰流场,影响导弹后体的工作环境。为了探寻发动机内弹道对导弹后体结构的非定常影响,采用双组分气体的非定常CFD仿真模型对某空空导弹发动机工作期间的喷管内流场和导弹外流场进行一体化数值模拟,研究了由多个自由剪切层、激波、膨胀波等组成复杂干扰流场的结构,以及在发动机内弹道和外流速度的非定场效应影响下其变化过程,在此基础上定量分析了由此引起的尾流的温度和燃气的扩散,以及在不同内弹道阶段发动机对导弹后体结构产生的影响。计算结果表明,非定常干扰流场在导弹后体附近产生不断变化的低速涡流区域,加速了温度和燃气的扩散,致使导弹尾端面区域受到高温气体冲刷,进而降低导弹后体结构的安全性。因此,空空导弹的后体设计有必要考虑并减少发动机内弹道与导弹外流的非定场影响对导弹后体安全性所造成的潜在威胁。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

燃气发生器氢腔均流改进设计及试验研究

为解决某型号液体火箭发动机燃气发生器热试车后氢腔内过滤网和骨架的破损问题,在不改变燃气发生器功能和性能、不影响发动机其它系统功能的前提下,设计了七种均流替代方案.采用Navies-Stokes方程数值模拟七种方案的氢腔内流动状态,计算分析了各种方案的氢喷嘴流量的均匀性,综合考虑承载能力,选定了一种有较好均流效果的均流环...     

一种新型级间分离技术研究

本文对一种含固体燃气发生器的级间分离技术进行了研究。首先给出了分离的总体方案，建立了级间段气体压强瞬变的数学模型和导弹两级的运动模型，并利用流体动力学软件对级间段充气过程进行了模拟。简要介绍了固体燃气发生器的设计，并给出燃气发生器装药的选取原则。最后通过对某型号导弹的计算，证明这种级间分离方案是可行的。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

一种固体火箭发动机内弹道性能数字仿真研究

研究了固体火箭发动机内弹道性能数字仿真方法，包括确定其随机变量，提出根据试验数据修正压强和推力的计算公式和数字仿真模型。该方法可用于固体发动机方案选择、性能评定及流场计算。对某固体火箭发动机的内弹道性能进行了数字仿真，得出了燃烧时间平均压强和平均推力、最大压强、比冲和总冲等内弹道性能参数的均值和方差。计算结果和实验数据符合较好，说明该仿真模型计算可靠。     

羽流UV-VIS辐射在液体火箭发动机故障诊断中的应用技术研究

为发展基于羽流UV－VIS辐射光谱的液体火箭发动机故障诊断技术,以光谱采集系统为测量手段对三组元模型发动机排气羽流及用以模拟煤油－氧发动机燃烧的气氧－煤油火焰的近紫外与可见光谱辐射进行了实验研究,利用辐射传递模型对实验结果进行了理论计算,利用演化算法对实验结果进行了反算。研究结果表明该项技术具有很强的可行性和实际工程意义。     

仿真技术在球阀特性研究中的应用

航天领域火箭发动机上的球阀性能要求高、工作条件恶劣,对球阀流场分布特性、流量系数特性和力矩特性的研究一直是关注的焦点,要得到较为精确的计算结果又节省大量试验经费,对球阀流场进行仿真研究是有效途径.以液体火箭发动机用球阀为例,建立了三维稳态仿真数学模型并进行仿真计算,然后与试验结果进行比较,验证了计算模型的正确性.     

高超声速三维热化学非平衡流场的数值计算对比研究

选取国内外典型的高超声速绕流实验,对比研究了不同化学反应模型(Dunn-Kang模型、Park85模型、Park93模型、Park2001模型、Gupta模型)对高超流动计算结果的影响。重点采用Park双温度模型开展热化学非平衡效应的模拟研究,并同时与5组元单温度模型的计算结果进行了对比。研究表明:Park85-7组元双温度模型与实验结果吻合最好,结果最为可靠;而Park85-5组元单温度模型更适用于工程计算。     

火箭低空级间热分离初期流场特性数值模拟

采用耦合求解轴对称非定常NS方程与一维分离动力学方程的方法,对多级火箭低空级间热分离初期过程进行数值仿真。依据仿真结果描述低空级间热分离初期流场的两种典型结构：内部为喷管扩张段流动分离以及外部为级间缝隙横向喷流与超声速外流的干扰流场;给出两种典型流场结构中位于上面级弹体表面（喷管内）的流动分离点位置以及壁面压力分布随仿真时间的变化;初步估算流动分离线偏斜时内外流动分离区域对上面级弹体的干扰力矩。通过分析数值模拟与力矩估算结果,发现在低空级间热分离内外流场中流动分离激波后方形成的高压区域是上面级所受干扰力矩的重要来源。研究结论可为级间热分离过程干扰机理研究提供理论方向,为级间热分离时序设计提供参考。     

固体火箭点火超压形成机理与影响因子研究

为研究固体火箭点火超压的形成机理和影响因子，以Ariane 5火箭固体助推器1/35缩比模型为研究对象，〖JP+1〗基于可压缩气体三维Navier-Stokes方程建立固体火箭尾焰流场的数学模型。同时，使用有限速率/涡耗散模型表征尾焰复燃反应，采用有限体积法求解火箭尾焰流场控制方程，得到箭体尾部近场的点火超压幅值与分布情况。与试验数据比较，数值结果较好的反映了点火超压的过程特性。进而，采用该数学模型和求解方法，研究了点火超压的影响因子。计算结果表明，尾焰复燃反应对点火超压的影响较小，与无复燃反应的计算结果比较，点火超压的峰值相对变化幅度不大于1.85%，点火超压的波形与分布特性的变化可以忽略；建压速率越快，点火超压峰值越大，且呈非线性比例关系增长；喷管膨胀比主要影响点火超压的波形，对其峰值影响较小。     

液体火箭燃烧尾焰冲击干扰效应数值研究

火箭发射时其燃烧尾焰的冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。文章采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对氢氧液体火箭发动机燃烧室内燃烧过程与尾焰流场进行了一体化数值计算,得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅度提高地面附近的压力和温度;火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区;尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

涡轮泵超低工况性能研究

对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。