隔层式双脉冲发动机尾部点火过程流固耦合特性研究

为研究隔层式双脉冲发动机Ⅰ脉冲尾部点火过程对隔层和Ⅱ脉冲药柱结构完整性的影响，以雷诺时均Navier-Stokes方程、k-ωSST湍流模型和固体推进剂热传导方程为基础，基于耦合传热方法建立推进剂点火与燃烧加质模型，同时结合流固耦合方法，详细分析了点火过程中燃气的非定常流动特性以及燃气冲击作用下隔层和Ⅱ脉冲药柱结构的力学特性。计算结果表明，尾部点火药气体喷射入药柱后端内孔和翼槽内形成回流区，导致翼槽侧表面首先点燃，同时迅速产生了二次着火点，加快了火焰传播过程，提高了升压速率；点火过程中燃烧室内初始低温气体被挤压至燃烧室头部，并与高温燃气持续相互作用，引起燃烧室头部压力剧烈振荡；点火冲击过程中，隔层表面压力差距较大，隔层外表面上等效应力最大值为3.7MPa，最大总变形量达10.1mm。     

双脉冲发动机中金属膜片动态与静态打开对比分析

为了研究双脉冲发动机中金属膜片的打开特性,分别选取Ductile damage模型和Brittle cracking模型来模拟膜片静态和动态打开过程。数值计算发现膜片分别在3.46MPa静态内压载荷和1.95MPa动态内压载荷作用下打开。为了验证计算结果的有效性,进行了膜片的冷流静态打开和热流动态打开试验,膜片分别在平均3.75MPa静态载荷和平均2.2MPa动态载荷作用下打开,数值计算结果与试验结果一致,说明了数值计算方法的有效性。计算结果和试验结果表明,膜片的静态打开压强明显高于动态打开压强,分析认为是由于膜片的塑性变形、材料本身特性及预制缺陷处的应力松弛引起的。根据隔舱的冷流及热流单项试验可以发现,膜片的打开形式与预期一致,满足双脉冲发动机的使用要求。     

隔层式多脉冲发动机点火延迟数值仿真研究

隔层式多脉冲发动机点火过程较常规发动机有很多不同,为获得端燃型隔层式多脉冲发动机的点火延迟特性及其影响因素,建立物理和数学模型,采用MpCCI耦合器作为FLUENT与ANSYS的数据交换平台,模拟点火燃气填充隔层和隔层变形过程;采用FLUENT计算多脉冲发动机火焰传播过程及填充过程。计算结果表明,与传统固体火箭发动机相比,在相同点火药量的情况下,多脉冲发动机的点火延迟大大增加;推进剂燃速越高,点火延迟越小;燃烧室自由容积越大,点火延迟越大;隔层材料对点火延迟影响较小。可以通过适当加大点火药量和提高燃速来减小点火延迟。     

隔舱式双脉冲发动机金属膜片设计与实验研究

为得到双脉冲发动机隔舱结构关键部件金属膜片适宜结构,通过圆板大挠度理论和断裂力学理论推导出金属膜片预制缺陷处应力强度因子计算公式,得到金属膜片在内压作用下的设计方法,建立了膜片破坏压强与结构尺寸之间定量关系,并通过6次膜片动态破坏单项实验验证了其正确性.在此基础上,利用缩比发动机分别开展了隔舱热流承压、热流打开、热流联合实验以进一步考核隔舱的工作特性.结果表明:所导出的金属膜片设计方法与实验结果较为一致,平均误差约4.394％,可以用于脉冲发动机膜片具体结构尺寸设计;隔舱承压、密封、打开、消融性能良好,可以较好满足双脉冲发动机使用要求.     

单脉冲固体姿态控制发动机内流场与燃面退移耦合数值模拟

为解决单脉冲固体姿态控制发动机内流场与推进剂燃面退移耦合的问题,给出了耦合方法的理论基础,建立了基于动网格的双向耦合模型。采用面偏移法处理燃面退移过程,利用网格平顺与网格重建技术优化网格,解决网格变形问题;通过松耦合方式进行耦合计算。针对PAC-3增程拦截弹使用的单脉冲固体姿态控制发动机,进行了内流场与推进剂燃面退移耦合数值模拟,得到了该发动机内弹道特性曲线及其它性能参数。结果表明,PAC-3单脉冲固体姿态控制发动机仿真结果与相关实验结果吻合较好,计算得到燃烧室压强最大相对误差为3.96%。面偏移法能够有效追踪推进剂燃面,建立的耦合方法能够对内流场与推进剂燃面退移耦合过程进行准确稳定的模拟,为单脉冲固体姿态控制发动机多物理模型耦合模拟提供了有效的解决方案。     

金属膜片贮箱的膜片变形分析

采用旋转对称壳体的变矩理论, 并将流变韧性引入应力－应变本构关系, 分析了金属膜片贮箱正向排放过程膜片的变形, 数值求解预示了膜片压差和推进剂剩余量。计算结果与试验值相比, 膜片压差和变形过程基本一致, 膜片顶点位移值吻合较好     

脉冲发动机建压段瞬态燃速模型

针对脉冲发动机工作时间短,压强高的特性,对建压阶段的瞬变燃烧过程进行了模型研究。该模型基于非稳态凝聚相能量方程,并耦合气相热反馈为求解该能量方程的边界条件,从而引入压强对燃烧过程的作用。模型中压强的变化规律由同样条件下的试验p-t曲线拟合得到。通过模型计算,可以对建压过程中推进剂表面温度随时间的变化规律、各压强下的瞬态燃速做出预测,结果与试验数据较好地吻合。用该瞬态燃速进行建压段内弹道仿真,与稳态数据相比,更接近实测曲线,表明该模型可以用于脉冲发动机建压段的瞬态燃速的预估。     

隔舱式双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火过程数值仿真

基于计算流体力学和相关点火理论,对双脉冲发动机第Ⅱ脉冲点火瞬态过程的流场进行了数值分析,并进行了发动机第Ⅱ脉冲点火试车试验。结果表明：在隔板打开前,第Ⅱ脉冲燃烧室高压区的位置由燃烧室前端向隔板移动,压强沿燃烧室径向变化较小,沿轴向变化较大,燃烧室头部和尾部近壁面区域一直处于低温;6 ms时隔板打开,第Ⅱ脉冲燃烧室压强下降05 MPa,药柱内孔前后端压强差波动剧烈,药柱内孔前端温度场下降600 K,而其他区域温度变化较小。隔板打开后,沿隔板下游第Ⅰ脉冲燃烧室轴线形成带状高温区,第Ⅰ脉冲燃烧室头部和尾部依次出现压强峰值,第Ⅰ脉冲燃烧室压强在18 ms时达到稳定,而温度在25 ms时达到稳定。试验测得的第Ⅰ、Ⅱ脉冲燃烧室压强-时间曲线和仿真结果吻合较好,表明该仿真方法具有一定的准确性。     

安溢活门动态流场数值模拟研究

为了研究安溢活门主阀开启过程中的动态流场特性,采用Fluent动网格法和用户自定义函数方法对其进行流固耦合数值模拟。通过Fluent 3D非定常显式耦合求解器以及虚拟挡板技术求解某时刻主阀腔内的气压力,并通过有限气容充放气过程方程确定背压腔充放气过程对膜片的气压力,得到膜片上的总和力。进而通过求解质量弹簧阻尼系统动力学方程确定主、副活阀的运动速度和位移。结果表明:活门开启过程中开度越大,阀道内流场越复杂,流动越不稳定;活门开度增大,阀座处流量线性增加,入口腔流量变化平稳,而出口腔流量波动较大;随着开度增加,活门不同位置和膜片上的气压力变化规律不同。     

微型脉冲推力器点火瞬变过程特性分析

对微型脉冲推力器的点火过渡过程的瞬变燃烧特性进行了研究。选择dp/dt燃速瞬变燃烧模型,结合二维轴对称湍流N-S方程对推力器内流场参数进行了数值计算,获得了推力器点火过程的压强-时间p-t曲线以及推进剂内部温度分布情况。该数值模拟结果与作者获得的推力器试验结果基本一致,说明dp/dt模型也能适用于点火升压速率较高的情况。      

Investigation of dual ignition for a detonation-driven shock tunnel in forward driving mode

A detonation-driven shock tunnel is useful as a ground test facility for hypersonic flow research. The forward detonation driving mode is usually used to achieve high-enthalpy flows due to its strong driving capability. Unfortunately, the strong detonation wave front results in diaphragm fragments that disturb the test flow and scratch the nozzle or test models. In this study, a dual ignition system was developed to burst a metal diaphragm without fragmentation in the forward driving mode. A series of experiments were conducted to validate the proposed technique. The influences of the delay time setting on the test conditions were investigated in detail. Numerical simulations were also conducted to obtain a better understanding of the wave processes in the shock tube. The results showed that the dual ignition system solved the diaphragm issues in the forward driving mode. The test time was shortened due to the additional ignition close to the primary diaphragm; the smaller the delay time, the shorter the effective test time. However, a small amount of time loss is considered worthwhile because the severe diaphragm problems have been solved.     

压气机转子叶片的气动弹性数值模拟

采用了交替迭代算法,对某压气机转子叶片进行了气动弹性数值模拟.自行开发了基于有限元的结构求解器用于结构动力学求解,引用他人开发的非定常流体求解器用于气动力的求解.结构求解器提供叶片的表面位移给流体求解器以改变流场,流体求解器提供气动载荷给结构求解器来计算叶片的变形,界面处理系统在这两个求解器之间进行信息传递.算例表明,这种交替迭代算法在气动弹性数值模拟中是可行的,可以得到叶片的瞬态响应,从而判断叶片是否发生颤振.      

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

点火药量对双脉冲固体火箭发动机点火过程影响

为了确定第二脉冲点火药量对双脉冲发动机点火过程的影响规律,以某双脉冲固体火箭发动机为模型,采用轴对称非定常Navier-Stokes方程和标准k-e湍流模型,对第二脉冲点火过程进行了仿真,研究了点火装置工作持续时间和点火燃气流量对于点火延迟的影响.研究结果表明:点火燃气流量相同时,增加点火装置工作持续时间可以有效减小第...     

非定常流场分析结果向结构载荷压力场转化问题的解决

在研究前排静子叶片尾流对后排转子叶片振动的影响时．一个很大的难题就是如何将尾流场作用下的转子叶片通道内的非定常流场转化为适于振动响应分析的结构载荷压力场的形式，并引入有限元分析。在本文中，首先将转子叶片通道进口处的尾流参数进行傅立叶分解，然后分别对各阶谐波作用下的转子叶片通道内的非定常流场进行计算，将其叠加，得到整个非定场流场的解。这样，在进行振动谐响应分析时，各阶谐波作用下的载荷压力场实际上就是其对应的各阶非定常压力场。同时，通过一定的简化，把非定常气动分析结果转化为适于ANSYS谐响应分析的加载形式，从而成功地把结构载荷压力场引入了有限元分析。     

点火期间装药裂纹内流场特性的有限元计算

通过理论分析,建立了固体火箭发动机推进剂裂纹动态点火的理论模型,对裂纹内部燃烧流动情况进行了理论计算。在非结构网格下,用有限元方法计算了不同几何特性和增压梯度下,火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化情况。计算表明：增压梯度越大,裂纹越窄,裂纹内的火焰传播速度越大,裂纹尖端压强也越大。     

双重时间步方法在非定常流场模拟中的应用

在非定常流动的数值模拟中引入隐式双重时间步方法 ,并对2种经典的非定常流动现象进行计算 ,取得令人满意的结果,证明双重时间步方法具有较好的精度和较快的收敛速度。应用此方法对压气机动静叶非定常流场进行研究,结果表明高损失区集中在边界层附近及尾迹区;上游叶片排尾迹对下游叶片通道流动影响很大,它增加边界层损失,并在通道中与主流发生强烈掺混,最终使得出口流场及损失分布较为均匀。     

双级风扇三维粘性非定常流动的数值解

针对一台双级跨音速轴流风扇动静叶片排相互干扰的三维非定常流动,进行了N-S方程的数值求解。首先计算风扇定常流场,以定常流收敛结果为起始场计算非定常流动。计算结果表明,非定常流动对各叶片排进口气流角有较大的影响,其中静叶的变化大于动叶,与定常流结果相比,非定常的瞬态攻角增大的量大于减少的量,最多时增大近10°左右。静子叶片受到的非定常气动力变化幅度也大于转子叶片,叶片排所处的轴向位置不同,非定常流动的影响会有较大的差别。      

液氧甲烷发动机点火冲击特性研究

为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J（Chapman-Jouguet）爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与初压、初温及混合比密切相关。初压越高,初温越低,越接近化学当量混合比时,爆轰压比、温度比和爆轰速度越大;减小点火时刻推进剂积存量,增强燃烧装置点火能力,可降低爆轰波强度,减少点火瞬态冲击。     

用非结构动网格方法模拟有相对运动的多体绕流

发展了用于模拟有相对运动的多体非定常绕流，并计算由流场决定的外弹道的数值方法。该方法采用非结构动网格，显式NND有限体 格式，求解非定常Euler方程，并耦合了刚体动力学方程，作为例证，计算了俯仰振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果吻合，最后，整个策略用于计算二维机翼－外挂物分离流场，并确定了外挂物下落轨迹。