尾喷管内部及其射流流场的数值模拟

通过求解三维Ｎ－Ｓ方程,对某型发动机尾喷管在亚临界及超临界状态下的性能进行了数值模拟,尤其对喷管射流流场及其对喷管内部流动的影响进行了研究。差分格式采用具有ＴＶＤ性质的三阶精度的Ｇｏｄｕｎｏｖ格式,射流场及内部流场简采用分区算法。数值试验表明,所采用的算法可以很好地处理来自于任意方向上的任意间断。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

串装双燃速药柱发动机的内流场计算

对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N－S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式，对燃烧室后段和长尾喷管跨声速流场进行求解，得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度，并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。     

入口温度剖面对喷管流场结构的影响

应用质量平均的Navier-Stokes方程和B－L代数湍流模型，对超燃冲压发动机尾喷管的流场进行了数值模拟研究，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散，通过数值模拟，对比研究了温度非均匀性，三维效应对尾喷管的流场结构的影响。     

两相脉冲爆轰发动机尾喷管的实验研究

为了提高脉冲爆轰发动机的推进性能,实验研究了12种不同构型尾喷管对火箭式两相脉冲爆轰发动机爆轰特性和推进性能的影响,并对各类尾喷管的增推原因进行分析。结果表明满填充工况下各类喷管内的爆轰特性不尽相同,收敛喷管可得到最大压力峰值;在满填充工况下频率为10Hz时12种喷管构型中拉伐尔喷管的推力增益最大,塞式收敛扩张喷管其次;拉伐尔喷管的出口面积比对推力增益有较大影响,但收敛段-扩张段长度比对推力增益影响甚微。     

Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究

高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。      

地面效应对火箭橇发动机尾喷管流场特性的影响研究

摘要：基于火箭撬地面试验的需要，设计了大载荷高加速的短轨火箭橇动力系统，并对地面效应对火箭发动机尾喷管流场的影响进行了理论和试验研究。文中采用FLUENT计算软件对不同条件下的火箭发动机尾喷管外流场进行了三维数值仿真，分析了单枚火箭以及双枚火箭工作时，地面效应对发动机尾喷管流场特性的影响。针对本文研究的大载荷高加速的短轨火箭撬动力系统，地面效应的影响和双尾喷管之间的相互作用都是在1.5ms时开始显现，在2ms~3ms时比较明显，在5ms~20ms开始减小，最后形成稳定的尾部流场。对于喷管出口直径275mm、轴线距离地面不小于472mm和双喷管轴线距离不小于680mm的火箭橇动力系统，在火箭橇运动起来20ms之后，地面效应影响和双火箭发动机之间相互作用变得非常小。     

分离流动对矢量喷管性能的影响

采用有限体积法计算了轴对称矢量喷管三维粘性流场，通过改进人工粘性及其边界条件提高了计算的收敛性和数值模拟的精度。利用数值模拟研究了矢量喷管的分离流动对矢量推进性能的影响，通过同实验结果对比，验证了数值模拟的精度。研究表明，分离流动对矢量喷管的性能参数尤其是有效矢量角具有较大影响。     

长尾喷管两相流流场计算

为了给长尾喷管热防护结构的烧蚀和温度场计算提供准确的热边界条件，从二维轴对称N－S方程出发，采用颗粒轨道模型和有限体积的Jameson格式计算了长层喷管纯气相流场和两相流流场，分析和比较表明：在长尾喷管喉部附近以及扩散段的相同轴向位置，两相流情况下轴线上的燃气马赫数小于纯气相情况下的燃气温度；在进行长尾喷管热防护结构设计时应以两相流流场作为热边界条件。     

轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析

采用Jamson提出的有限体积法对4种结构的轴对称推力矢量喷管的内流场进行了数值分析，预测了其内流场性能参数，计算结果与参考文献符合的很好，表明该方法对建立轴对称推力矢量喷管的数学模型具有很高的模拟精度和较快的收敛速度。     

推力向量控制方案及计算

本文归纳推力向量控制的主要方案,着重介绍摆动喷管、流体二次喷射方案的计算思路和结果.摆动喷管中的流场计算要考虑导弹偏摆对所产生的惯性力的影响;所得壁面压力畸变图说明,它是一个三维流场.在摆动喷管设计中要将铰链力减至最小,流体二次喷射的侧向力通过“等效实体模型”,用爆炸波的解来计算.     

微推偏火箭喷管非对称内流场数值模拟

研究了入流倾斜于喷管超音速段轴线的微推偏喷管内流场。数值方法是具有高分辨率高精度的三维隐式有限体积的ＴＶＤ格式。针对一系列典型锥形喷管和钟型喷管,数值模拟结果得出非对称内流场的侧向力和侧向力矩随喷管几何结构以及入流条件变化的一些特征,并同有关实验结果符合良好,对微推偏喷管设计具有一定的指导意义。     

Nitrous oxide cooling in hybrid rocket nozzles

The Department of Mechanical Engineering at the California Polytechnic State University, San Luis Obispo, has developed an innovative program of experimental research and development on hybrid rocket motors (where the fuel and the oxidizer are in different phases prior to combustion). One project currently underway involves the development of aerospike nozzles for such motors. These nozzles, however, are even more susceptible to throat ablation than regular converging–diverging nozzles, due the nature of their flow expansion mechanism. This paper presents the result of a recent development project focused on reducing throat ablation in hybrid rocket motor nozzles. Although the method is specifically targeted at increasing the life and operating range of aerospike nozzles, this paper describes its proof-of-concept implementation on conventional nozzles. The method is based on a regenerative cooling mechanism that differs in practice from that used in liquid propellant motors. A series of experimental tests demonstrate that this new method is not only effective at reducing damage in the most ablative region of the nozzle, but that the nozzle can survive multiple test runs.     

固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

复杂形式球型收敛调节片喷管内流场计算及分析

为了分析复杂形式球型收敛调节片喷管(SCFN)三维内流场特性, 对六角形和领结形的SCFN进行几何建模, 并利用N-S方程和S-A模型, 对两种喷管在不同落压比(NPR)下进行了内流场数值模拟.研究表明, 计算结果与实验结果吻合较好;在此基础上, 对两种喷管的流场特性及性能进行了比较分析.      

用隐式近似因子分解法计算喷管跨音速流场

本文用隐式近似因子分解法结合贴体曲线坐标计算了定常、无粘、跨音速喷管流场,选择了参数变化比较剧烈的小喉部曲率半径喷管,陡壁收敛段喷管和潜入喷管三种算例.计算结果表明,该方法收敛快,并且具有良好的精度.Courant数可以取至7.这种隐式法与显式法相比较,花费的机时少得多.本文的方法可望推广到求解N-S方程、PNS方程,和二相有粘喷管流动计算.     

无加力涡扇发动机二元喷管的红外辐射特性实验

对轴对称喷管和一组长宽比分别为1,4,8,12和16的二元喷管进行了红外辐射特性测试实验研究。喷管中的气流由主流燃气和次流空气组成,用以模拟涡扇发动机的喷管。得出了二元喷管的红外辐射强度的空间分布,并且将二元喷管和轴对称喷管的红外辐射强度进行了比较。      

航空发动机圆套状尾喷管流场温度场数值模拟

对某机型双收缩圆环套状尾喷管内, 冷热气流相互掺混的流动传热过程, 作了数值模拟。用SIMPLE思想在曲线系中进行程序设计。该程序可以对任意形状的两股流有(无)掺混时的流场、质量场、温度场、辐射通量场进行模拟, 对二维流动传热问题比SIMPLE程序更具有通用性。最后对某机型的实际情况(形状尺寸), 用区域拼装法生成曲线网格作了模拟。结果说明, 引射的冷空气与热主流在双收敛喷管内掺混, 确实能降低尾喷管内气流温度、降低红外辐射。      

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

尾喷管构型对多循环两相脉冲爆轰发动机流场及性能影响

为了研究尾喷管构型对多循环工况下非定常气液两相脉冲爆轰发动机推进性能的影响,运用适应能力强的非结构网格CE/SE(时空守恒元和求解元)方法数值研究了带尾喷管脉冲爆轰发动机的内外流场.结果表明:尾喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响在单次循环和多循环工况下有显著差异;当燃料填充率为1、环境压力为0.1MPa时,完成一个周期各种构型尾喷管产生的平均推力由大到小依次为拉伐尔喷管、塞式收敛扩张喷管、收敛喷管、无喷管、直喷管;研究中塞式收敛扩张喷管可以提供最大的冲量和燃料比冲,但完成单个循环的周期最长.