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11.
基于遗传算法和空间推进方法的单壁扩张喷管优化设计研究 总被引:2,自引:0,他引:2
将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最大单目标模型,推力系数CT最大升力系数CL最大两目标模型,以及推力系数CT最大升力系数CL最大俯仰力矩系数Cm最小三目标模型,分别得到了喷管的最大推力设计和关于多个目标性能的Pareto最优前沿。结果表明,扩张壁初始扩张角θr,i和外罩长度Lc对CT影响较大;较小的Lc和较大的θr,i设计,将降低外罩内表面的负升力作用而使得SERN的CL较大;较长外罩和较小的θr,i,对应Pareto最优设计的CM较小。 相似文献
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16.
在推进剂燃烧的建模上,传统的热力计算方法一般基于总焓守恒求解定压绝热燃烧温度和平衡组分,不能考虑壁面传热;在燃气流动的建模上,通常采用的冻结流模型认为本地的组分及热物理性质与燃烧室瞬时一致,忽略了这些参数因来流气体与本网格滞留气体掺混带来的随时间的缓变效应。提出了一种新颖的可以考虑壁面传热的基于总能量守恒的化学平衡流计算方法,运用Fortran2008语言,采用面向对象编程方法建立了化学平衡流燃气发生器管道的模块化仿真模型,并将该模型应用到一个包含42个组件的涡轮试验台气路系统的建模与仿真中。与早期模型仿真结果及试验数据的对比发现,新模型的仿真结果有一定改进,更加接近试验数据。 相似文献
17.
准确模拟羽流流场是合理评估空间推力器真空羽流效应的基础。因羽流流场同时包含连续和稀薄两种流动机理,通常采用解耦方式的Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)混合方法对其进行模拟。为保证解耦N-S/DSMC方法应用于羽流计算时的准确性并尽量提高其计算效率,对计算中的DSMC入口和喷管壁面等边界条件设置问题开展了研究。通过与文献中低总压工况的羽流试验数据比较,确定了合理设置DSMC入口边界位置、壁面反射类型、壁温等边界条件的方法。针对将此方法应用于实际推力器工况计算时效率过低的问题,通过多种数值试验,表明从喷管出口处开始沿KnGL为0.05的等值线作为DSMC入口界面可同时保证仿真精度和较高的计算效率;并证明实际工况下壁温设置对羽流场仿真结果影响不大。 相似文献
18.
液体火箭发动机系统设计仿真与优化 总被引:4,自引:0,他引:4
建立了某液体火箭发动机系统设计的仿真模型与相应的多目标优化模型,编制了系统仿真程序,并在iSIGHT的软件平台上针对不同的优化目标对发动机的设计参数进行优化.采用了组合优化策略,结合多岛遗传算法和序列二次规划算法分别进行全局寻优和局部寻优,求得全局最优点.建立了单燃气发生器循环系统的质量模型,在优化过程中考虑了发动机主要部件结构质量对系统性能的影响。以燃烧室压强、混合比和喷管出口反压为设计变量,优化目标包括发动机比冲、有效载荷、结构质量、密度比冲、关机时飞行速度、推进剂综合密度.并根据结果分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响. 相似文献
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20.
为进一步深入研究喷嘴结构参数对气-气掺混燃烧特性的影响,针对氢向氧斜喷带撞击角度的气-气喷嘴开展了实验和数值模拟.实验研究了撞击角度对燃烧效率和燃烧室壁面温度的影响,数值仿真分析了撞击角度对喷注面板和氧喷嘴管壁温的影响.结果表明:随着氢向氧撞击角度的增大,推进剂燃烧效率、燃烧室壁面和氧喷嘴出口管壁面热载降低;氢向氧撞击角度的引入,增大了喷注面板热载. 相似文献