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本文提供了考虑化学反应非平衡和振动非平衡的喷管流动计算方法。在忽略扩散、粘性和热传导及辐射损失的假设下,得到完全气体一维定常流动方程,再加上振动能松驰方程和化学反应速率方程即可数值积分求解。采用扰动法得到接近平衡流的一组积分初值。采用“逆积分方法”求解通过喉道。计算结果是令人满意的。 相似文献
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为了开展飞行马赫数8和9的超燃冲压发动机直连式试验研究,将中国空气动力研究与发展中心的FD-14激波风洞改造成了激波加热超声速燃烧室直连式试验台。设计了两组喷管,喷管出口马赫数为3.5和4.5,分别用于模拟飞行马赫数8和9的超燃冲压发动机燃烧室入口气流条件。采用Park、Gupta、Dunn/Kang三种纯空气化学反应动力学模型,对马赫数3.5及马赫数4.5喷管中的化学非平衡流动进行了数值模拟研究,并对三种纯空气化学反应模型进行了比较分析。研究结果表明:在喷管收缩段,N_2和O_2的离解效应显著,而在喷管扩张段,N原子和O原子的复合效应更加显著;马赫数3.5及马赫数4.5喷管出口的NO摩尔分数分别为2.3%~2.57%和4.8%~6.0%,O原子摩尔分数分别为0.04%~0.11%和0.75%~1.25%,N原子摩尔分数几乎为零;在喷管扩张段,流动为典型的"冻结流";三种化学反应模型中,采用Gupta模型时O_2和N_2的离解程度最大,相应生成的NO及O原子含量更高,但是三个反应模型计算获得的各个组分在喷管内部及喷管出口截面的分布规律是一致的。 相似文献
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基于多温度模型的基本思想,从惟象角度分析了非平衡状态下双原子分子振动态分布的特征信息。研究了双原子分子在非平衡弛豫过程中振动—离解耦合特点,认为较低和较高振动态首先达到相对独立的准平衡状态,较高振动态的局域离解造成的相对数密度分布密度差将导致各个振动态数密度从新分布;而这一过程也是系统通过V-V传能、T-V传能不断把位于较低振动态的分子通过中间振动态激发到较高振动态,为离解做能量积累的过程。通过对目前较常用的Hammerling假设的修正,用中间振动态数密度分布情况重新定义了双原子分子非平衡态下的振动温度,建立了新的关联振动-平动温度的双原子分子振动态非平衡近似分布模型。通过模拟氮分子非平衡激波加热过程结果表明,本模型较好地预报了氮分子非平衡振动松弛过程中"诱导期"以及平均振动能、振动温度的时间特性。 相似文献
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高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。 相似文献
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采用态-态模型,研究包含振动能级跃迁、化学反应和辐射跃迁的O_2/O系统的非平衡过渡过程。对静止的O_2/O气体系统,设定不同的初始条件,突然降温或升温至3000K、10 000K、20 000K后保持等温等容,数值模拟组元质量分数、振动能级分布和辐射特性随时间的演化过程,分析不同条件下各类过程趋近平衡的松弛时间、稳态平衡结果等特征,以及辐射和热化学非平衡过程的相互影响特点。结果表明,态-态模型得到的振动温度趋近平衡值的特点与双温度模型所描述的不同,有时振动温度随时间甚至出现非单调变化的现象,非平衡过渡过程中的振动能级分布也不满足振动温度下的玻尔兹曼分布。本文算例显示出O_2/O系统在高温条件下的非平衡辐射特征,不过辐射跃迁对热化学非平衡过程的影响不明显,非平衡辐射的特征时间达到振动松弛时间的10倍以上。 相似文献
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为了准确把握微波等离子推力器喷管流动的机理与特点,采用冻结流和非平衡流两种模型对其进行了对比数值模拟分析。非平衡流模型考虑了流动过程中的分解反应、电离反应和复合反应,化学动力学模型为4组分、4反应的有限速率化学反应模型,采用二阶精度NND格式数值求解耦合化学反应源项的N S方程组。数值模拟的结果揭示了喷管内的流场结构,反映了喷管内的离解电离状况,得到了推力器的推力和比冲。分析表明,数值方法有效,计算结果合理,具有工程应用价值,能为相关研究提供参考。 相似文献
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用时间相关的半隐格式有限差分数值方法求解了化学非平衡反应跨音速喷管流场,在喷管收敛段,流动接近化学平衡状态,控制方程的刚性问题严重,数值积分困难。通过对时间差分项隐式离散、对空间差分项显式离散,流场边界采用参考平面上的特征线法计算等,成功地解决了由于化学反应有限速率带来的数值解不稳定问题。该格式简单、需要计算机存贮空间少。本文完成了一维和轴对称非平衡化学反应喷管流动计算,并与化学平衡流和冻结流的计算结果做了比较。 相似文献
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为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明:C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。 相似文献
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利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴对称线上的分布,也给出了喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果,获得了喷管流场的详细信息,并与已经存在的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好.计算结果表明:目前的代码是可以模拟多块结构网格下的热化学非平衡流动的. 相似文献
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发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验 总被引:1,自引:1,他引:0
为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷,搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统,通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷,分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验喷管在发动机起动/关机过程中均存在3个峰值侧向载荷,起动过程中分别对应着初始正激波向稳定自由激波分离的转变过程、自由激波分离向受限激波分离的转变过程以及分离激波结构处于“末端振动状态”,关机过程则恰好相反,而且关机过程相对起动过程的峰值侧向载荷发生压比存在一定的迟滞效应;喷管壁面的周向应变对侧向载荷非常敏感,而壁面轴向应变却基本不受喷管侧向载荷的影响;喷管侧向载荷是激励喷管振动的主导因素,并在试验喷管发生“末端振动效应”时,振动加速度峰值达到最大为80g。 相似文献