斜切反喷管粘性流场数值模

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管，由于反喷管气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，利用时间相关法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式，结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，数值模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分市相当一致。     

斜切对抑制引射式波瓣喷管内部流动分离的效果研究

 为了了解大扩张波瓣流动分离及其控制方法,对引射式波瓣混合器的扩张角与波瓣内部流动分离的关系进行了研究,得到了引射式波瓣混合器出现分离的临界瓣角,进而提出了对存在流动分离的波瓣喷管进行斜切处理的方法,有效地抑制了引射式大扩张角波瓣喷管主流侧瓣顶内存在的流动分离现象,同时还对斜切波瓣与存在流动分离的基准波瓣喷管的引射系数和波瓣出口处的总压损失进行了研究。总的来看,对于存在主流侧流动分离的引射式大瓣角波瓣喷管而言,斜切处理一种是提高其引射效果、降低流动损失的合理方案。     

斜切喷管固体火箭发动机喷管流场与推力特性研究

为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明：通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。     

非对称大膨胀比喷管研究

通过风洞试验研究了平面二维非对称大量膨胀比喷管跨声速飞行时的喷管特性。研究表明，无二次流的基准喷管在试验压比下，膨胀面气流严重分离，轴向力推力系数Cfx仅为0．29－0．58。带二次流的喷管试验显示，二次流能有效地抑制管膨胀面气流的分离，改善喷管的总体性能。恰当地选择二次流气动参数，喷管的Cfx可以增加至0．97左右，最大流量系数接近0．99。在试验的条件下，最佳的二次流相对喉道高度约为0．25。     

P／Y BBN推力转向喷管的飞行试验

本文介绍Ｆ－１５ＡＣＴＩＶＥ（Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｆｏｒ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｖｅｈｉｃｌｅｓ）试验机及其飞行试验技术，并给出喷管包线扩展和喷管性能试验的地面和飞行试验结果。     

单边膨胀球面2 元喷管雷达隐身修形研究

针对单边膨胀球面2元喷管,采用斜切出口的方式进行雷达隐身修形设计。利用迭代物理光学(IPO)方法和等效边缘电磁流(EEC)方法进行电磁散射仿真研究,分析喷管修形设计中出口斜切角度对喷管后向散射场的影响,经仿真分析得出,水平极化下斜切角度为25°的喷管具有较低的散射特性,而垂直极化下斜切角度为15°的喷管后向隐身效果较好。     

斜切反喷管性能计算

本文提出了斜切反喷管流场计算方法,内部点用MacCormack二步显格式数值解控制方程,入口边界和固壁边界的参数用物理边界条件和可应用的沿双特征线的相容性方程计算.固壁边界计算中采用了激波装配技术和开关格式,有效地捕获了流场内的激波系列,计算中得到的激波情况和物理分析一致.本文在流场计算的基础上,进行了反喷管的性能计算.本文提出的方法可应用于反喷管的性能预估.     

斜切喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用三阶MUSCL TVD格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组，湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型，数值模拟了两种斜切角喷管在喷口压比为2.0，2．8，3．4和4．0条件下的欠膨胀超声速射流场，获得了射流场流谱和参数分布，计算结果和实验数据符合良好，并给出了喷管斜切角和喷口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线。     

发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验

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。      

火箭发动机小斜切角喷管的设计方法

根据火箭发动机的推力公式及空气动力学有关理论,导出在小斜切角喷管内气体流动的特性、推力的变化规律,并给出喷管的设计方法.     

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。     

交变波瓣喷管高效掺混机理

结合现有交变波瓣的特点对基准波瓣喷管进行处理,设计了一种新型波瓣喷管——剑形深波谷交变波瓣喷管。采用数值方法对基准波瓣喷管、平端面交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管、剑形深波谷交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管扇形处理的射流掺混进行模拟,研究了交变波瓣喷管高效掺混的机理。结果表明,交变波瓣喷管除了深、浅波谷之间的尾流区和较小的核心区代替了基准波瓣喷管较大的核心区以外,在侧壁尾流区产生更饱满的流向涡,以及深波谷端次流前锋的刺入或在深波谷端产生流向涡,都对提高掺混效率起重要作用。交变波瓣喷管射流掺混中横向流动程度越大造成的流动损失越大,其关系为初始流向涡量每增加0.1,总压恢复系数将减小0.0001。     

矢量二元收扩喷管热射流复杂流场特征研究

提出了一种二元收－扩矢量喷管的概念,用热射流实验台对二元矢量喷管进行了过膨胀状态下的喷管模型热态实验。测量了喷管壁面静压和喷管出口总压分布,用红外热成像技术给出了二元喷管热射流场的清晰画面,并对流场特征进行了描述和分析。研究表明,在非设计状态,二元喷管管内有明显的流动分离现象,喷口射流总压严重畸变,在热射流流场中,射流流场呈现双势核结构。     

用TVD方法模拟喷管内的横流流场

采用显式的ＴＶＤ ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，并结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ的代数湍流模型和低雷诺数两方程ｋ－ε模型分别求解了喷管内横流流场的二维Ｎ－Ｓ方程，得到了与理论分析结果相近似的流场结构图谱，并对代数湍流模型和两方程模型得到的结果进行了比较，表明运用两方程模型所得到的结果稍好于代数模型。     

跨音速喷管流场波系分布的数值仿真

应用分离系数矩阵方法对跨音速喷管流场进行数值仿真, 同时计算喷管内马赫波分布。采用5151个网格点的计算结果清晰反映出喷管内膨胀波和压缩波的生成和反射。数值仿真与实验结果在宽广马赫数范围内吻合一致, 并揭示了波系分区分布, 反映出波系影响下跨音速喷管流场参数分布的规律性。      

二元矢量喷管流场及性能数值模拟

用有限差分法对二元矢量喷管的内流场及推力性能进行数值模拟。流场计算采用ＭａｃＣｏｒ－ｍａｃｋ两步格式，运用两层代数紊流模型，对初场、网格进行处理，采用加快收敛的当地时间步长，使计算精度和时间都能较好地满足工程应用的要求，得到了与实验数据较一致的喷管内特性。     

喷管分离流动的数值模拟

针对高空喷管地面试验时产生流动分离的现象,用Ｂｅａｍ －Ｗａｒｍ ｉｎｇ 近似因式分解法求解薄层Ｎ－Ｓ方程,对分离流场进行数值模拟。预示了分离点的位置以及喷管壁面压强分布等,可以为高空发动机地面试车提供参考, 并为进一步研究分离的影响因素打下基础     

基于壁面压力分布的非对称喷管反设计

针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷，给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法，获得了膨胀面型线反设计程序，并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点，该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%，而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性，为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.      

用Monte Carlo法分析固体火箭发动机推力终止过程内弹道散布

用辨识方法确定了带反喷固体火箭发动机推力终止过程中的瞬变参数，视这些参数是服从正态分布的随机变量，用Ｍｏｎｔｅ ｃａｒｌｏ方法分析了推力终止过程内弹道的散布。结果显示，推力终止过程中不同时刻压力散布服从正态分布，据此求出了弹道散布的数字特征和分布函数，研究结果对带反喷管的固体火箭发动机设计有参考价值。     

近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。