基于气固两相双流体模型研究火箭发动机斜切喷管流场特性

为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。     

旋转对固体火箭发动机两相流点火过程影响仿真研究

为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律，应用计算流体动力学（CFD）流体计算软件，使用用户定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火模型，对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析，验证数值模型的正确性。计算结果表明：①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动，大量粒子聚集在燃烧室头部上端，部分粒子附着在发动机壁面，且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%，点火压力峰值降低3.93%，发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高，但点火压力峰会逐渐降低，且峰值出现时间发生延迟，转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大，点火颗粒与推进剂传热增大，火焰传播期减小，但燃气填充期和点火延迟增大，点火药燃气颗粒占比为20%时，转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。     

燃气喷射推力矢量喷管气固两相流数值模拟

利用Euler-Lagrangian方法模拟了固体火箭发动机燃气喷射推力矢量喷管气固两相内流场,研究了固体颗粒对喷管推力矢量性能的影响.气相采用Roe格式和MUSCL (monotone upstream-centred schemes for conservation laws)插值进行空间2阶迎风离散,时间推进采用隐式时间格式;固体颗粒相采用随机轨道模型计算颗粒轨迹,并与气相进行双向耦合.结果表明:固体颗粒的存在使弓形激波强度增强,但降低了推力矢量角和推力系数;颗粒质量分数相同时,粒径越大,推力矢量角和推力系数越大;颗粒直径相同时,颗粒质量分数越大,推力矢量角和推力系数越小.      

固体战术导弹燃气舵新材料研究

随着航天事业的发展,对耐超高温、抗高速粒子流冲刷、抗热震等材料的研究已越来越重要。航天飞机上必不可少的耐超高温的防热瓦、人造地球卫星的防热罩、运载火箭的头锥、固体火箭发动机的喉衬和燃气舵等均需要这种具有特殊性能的材料。 战术导弹采用燃气舵作为推力矢量控制方案正在被广泛应用,特别是对直径较小的战术导弹最为合适。燃气舵,一般是安装在     

固体火箭发动机两相内流场的连续介质-离散颗粒耦合混合模型数值模拟

为解决含Al推进剂固体火箭发动机内流场两相流动的数值模拟问题,采用将颗粒相视为连续介质和离散颗粒相结合的综合方法,建立起气相与颗粒相的双向耦合混合模型。针对颗粒类型与粒径尺寸的不同,采用拉格朗日法描述大粒径颗粒,平衡欧拉法描述小粒径颗粒,克服了现有模型难以全面考虑颗粒尺寸效应而使模拟精度下降的困难,通过算例验证了该混合模型的有效性和准确性。针对含Al推进剂固体火箭发动机内流场湍流气粒两相流动进行了数值模拟,分析了不同粒径尺寸颗粒的分布及其对发动机内流场和结构性能的影响情况。结果表明,大颗粒粒径在跨喷管段变化明显,平均减小30%。粒径40μm以上的颗粒易破碎,且燃烧效率进入平台区,较10μm颗粒下降50%以上,其Al含量均大于60%。     

H2O2/HTPB固液火箭发动机燃料配方正交优化设计

采用随机轨道法计算了H₂O₂/HTPB固液火箭发动机的喷管两相流,并采用试验结果验证了数值计算的准确性.研究了不同凝相质量分数和粒子平均直径对喷管性能的影响,结果表明:随着凝相质量分数和粒子平均直径的增加,喷管效率逐渐降低.对固体燃料中的Al,Mg,AP和B等组分的质量分数进行了正交试验设计,研究分析了不同燃料组分对喷管两相流和发动机性能的影响,并对固体燃料配方进行了正交优化设计.结果表明:凝相组分质量分数随Al,Mg的质量分数增大而增加,AP和B的质量分数对凝相质量分数影响较小;添加Al,Mg,AP和B等物质对发动机的最佳理论比冲影响不大,但可以有效提高最佳理论密度比冲;添加Al和Mg等金属颗粒会增加喷管损失,降低实际比冲和实际密度比冲,添加AP和B对比冲效率影响不大.      

固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性

为了研究固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性,对固体火箭冲压发动机燃气流量控制阀的5种不同开度下的二维流场进行了数值模拟,分析得出了补燃室压力、阀门开度对流量控制阀流场分布、阀头轴向受力和通过控制阀的燃气质量流量的影响,基于模拟得到的数据,分析得到了固体火箭冲压发动机燃气流量调节特性的参数表达式,该表达式可以用来作为固体火箭冲压发动机燃气流量调节的参考。     

固体火箭发动机Al_2O_3凝结及颗粒破碎的数值模拟

Al2O3凝结对固体火箭发动机Al颗粒的燃烧效率及燃气流动有很大影响。结合拉格朗日方法,建立Al2O3凝结模型,分析了在Al2O3烟雾凝结及颗粒自身破碎作用下,不同初始直径Al颗粒的燃烧效率及燃烧室流场的变化规律。计算结果与同条件下的测试数据有较好的吻合,颗粒分布符合相关实验现象。结果表明,小颗粒燃烧后,流场温度及Al2O3烟雾分布均匀;随颗粒初始直径的增加,径向出现明显分层现象;在发动机出口,小颗粒燃烧效率较高,颗粒中Al2O3质量分数较大,但破碎程度较小;随初始直径增加,颗粒燃烧效率逐渐降低,颗粒中仍含有大量未燃烧的Al,破碎程度提高,颗粒数目急剧增加。     

固体火箭发动机喷管喉部凝相颗粒粒度分布实验

设计了一种新的收集固体火箭发动机喷管凝相颗粒的实验装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了喷管喉部凝相颗粒的收集实验和粒度分析,研究了燃烧室压强和收敛角度对喷管喉部颗粒粒度分布的影响规律。研究结果表明,喷管喉部的凝相颗粒在0.27～50μm之间都有颗粒存在,凝相颗粒主要集中在0.3～15μm之间,粒径大于15μm的颗粒较少;燃烧室压强对颗粒粒径有较大影响,随着燃烧室压强的升高,凝相颗粒粒径变小,粒度分布更为集中;燃烧室压强相同的条件下,收敛角度对喷管喉部的凝相颗粒粒度分布影响较小。     

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

发散冷却与槽缝射流对涡轮静叶端壁气热性能影响的研究

燃烧室壁面发散冷却气流影响下游涡轮静叶端壁的气热性能,论文采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes（RANS）方程和SST湍流模型的方法研究了燃烧室壁面发散冷却和前缘槽缝射流作用下的涡轮静叶端壁流动结构和传热冷却特性。分析了3种发散冷却流量质量比和3种前缘槽缝射流质量流量比下的涡轮静叶端壁绝热有效度、静叶叶片泛冷却特性和叶栅流动结构。研究表明：在3种发散冷却气质量比工况下,槽缝射流质量流量比由1.0%增加至1.5%时,整体绝热冷却有效度可至少提升60%,且叶片前缘与压力面角区也得到充分冷却;发散冷却质量流量比增加会改善叶栅出口下游部分端壁冷却效果。上游发散孔流量大于下游孔且槽缝吸力面侧局部质量流量比高于滞止点附近位置,发散冷却与槽缝射流流量增加能够减小冷却气流量局部差异。发散冷却与槽缝射流流量增加会削弱马蹄涡,增强空腔涡,并对二次涡产生影响,从而改变冷却气流覆盖特性。静叶端壁气热性能的研究需要考虑上游燃烧室壁面发散冷却的影响,论文的工作为涡轮静叶端壁冷却性能分析提供了参考。     

叶栅参数对反推力装置气动性能影响规律

针对某型叶栅式反推力装置,开展了气动性能数值预测的研究工作。采用本文提出的数值计算方法,在不同落压比下反推力预测值与实验值最大相差8．2％。流场速度等值线分布展示反推力装置叶栅内部流动特征．叶栅叶盆处的旋涡和叶背处的失速是导致气动性能下降的不利因素。大量数值计算结果揭示了叶片进入角、出流角、稠度等结构参数对轴向反推力、流量系数、总压恢复系数的影响规律。在本研究范围内,叶片进入角54°、出流角135°、稠度1.3的叶栅几何结构综合气动性能最优。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

阵风发生装置流场测量与分析

以小型阵风发生装置为研究对象,采用二维热线风速仪,测量了不同工况下的阵风装置流场参数,给出了二维热线仪测量方案和在线角度修正方法,以及阵风幅值和波形稳定性计算方法。结果表明：采用风洞在线角度修正,可以提高二维热线的y向测量精度和测试效率;采用波形相位分析方法,可以满足阵风发生器产生的周期性波形的幅值和流场脉动量分析;阵风幅值与4～15Hz的叶栅摆动频率、8°～30°的叶栅摆动角度、50～100mm的叶栅弦长成正比关系;阵风波形的不稳定性（等相位速度脉动量）与叶栅摆动角度、来流速度有一定的线性关系,在本试验范围内随叶栅摆动角度、来流速度的增加而增加,同时,适当的叶栅摆动频率可以降低叶栅的波形不稳定性。研究结论对阵风发生装置研制及其流场测量具有一定的参考意义。     

航空发动机离心通风器性能试验

为获取某型发动机离心通风器性能,通过试验模拟通风器的油雾工作环境,综合运用测质量法与光学测量方法,获取分离效率、粒径分布与压降数据。试验结果显示,分离效率随转速增加呈现先线性上升后平缓的规律。转速从静态增加到1 000 r/min,分离效率增加10%,油雾平均直径从1.8 μm降低至1.3 μm,粒径2.0~3.0 μm基本被分离;转速增加至2 500 r/min,平均粒径基本不变,未分离油雾粒径集中在2.1 μm以下。空气质量流量基本不影响粒度分布,对分离效率影响小;压降随质量流量、转速增加而增加。      

舵面矢量喷流对现代战斗机气动特性的影响

在双三角翼、椭圆机身的先进战斗机气动布局中配置舵面矢量推力装置,系统研究了该舵面矢量推力装置引起的纵向矢量喷流和横向矢量喷流对机翼绕流及其气动特性的影响,同时还研究了舵面矢量喷流的落压比NPR、舵面的纵向和横向偏角D_p、D_y以及纵向舵面的宽度W_ｐ和舵面的配置等因素对喷流干扰效应的影响。     

横向喷流干扰中的真实气体效应研究

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。     

合成双射流控制翼型分离流动的数值研究

合成双射流激励器是合成射流技术发展的最新成果,所形成的射流具有更高能量、流动更稳定的特点。采用数值模拟的方法,对比研究了合成射流与合成双射流对翼型分离流动的改善效果。结果表明:合成射流可以将翼型失速攻角提高2°、最大升力系数增加18%,合成双射流可以将翼型失速攻角提高4°、最大升力系数增加35%,证明了合成双射流具有更好的分离流动控制效果。另外着重分析了合成双射流工作频率和动量系数对控制效果的影响,发现当激励器工作频率为流场特征频率的1和2倍时,对翼型气动特性的改善效果最好,同时控制效果会随动量系数的增加而增大。     

压力面气膜冷却数值模拟

针对典型高压涡轮叶型平面叶栅压力面气膜冷却,采用数值模拟方法,比较分析了不同冷气进口方式对计算结果的影响,并对冷气入射角度等参数对叶栅流场和性能的影响规律进行了研究。结果表明,在没有考虑二次流流动影响情况下,平面叶栅中通过管道给定冷气进口和直接在叶片表面给定冷气进口这两种方式对气膜冷却数值模拟结果影响很小,能量损失系数的差别仅为1%左右。冷气入射增加了叶栅损失,但能量损失系数与冷气入射角度并不是简单的单调关系,在入射角度从15°到60°的变化范围内,能量损失系数存在最小值,对应冷气入射角度在30°左右。