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针对固体火箭发动机的二维缩比实验器,搭建了高速摄影平台,利用示踪粒子的散射作用,采用连续片光流动显示技术,对流场中的旋涡运动进行了实验研究。实验结果表明:后向台阶处存在明显的流动分离,产生了旋涡。旋涡有规律地脱落,并在随主流向下游传播的过程中尺度逐渐变大;大多数脱落的旋涡撞击潜入式喷管潜入段发生破碎,其中一部分直接流出喷管,而另一部分进入潜入式喷管背区空腔内;少数脱落的旋涡由于大尺度旋涡运动的卷吸作用直接进入潜入式喷管背区空腔,而没有与潜入式喷管潜入段发生碰撞,研究结果可以提高对真实固体火箭发动机中流场的认识,并为数值计算方法提供实验验证。 相似文献
92.
在采用加大流量法等优化措施的同时,运用FLUENT流体计算软件及GAMBIT前处理软件,采用三维K-ε双模型方程对泵内部流场进行模拟仿真,再从优化泵内流动特性的角度出发,确定合理的优化措施,设计了一台高扬程、高转速、高效率、能在大流量范围稳定工作的液体火箭发动机用超低比转速离心泵。对比试验验证表明,这种结合内流场特性的... 相似文献
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针对带有后向台阶的等截面受限空间,通过三维数值模拟开展了超声速内流道摩擦阻力分析及减阻技术研究。分析对比了飞行马赫数为5、6、6.5及7对应的燃烧室入口条件下相同质量氢气喷注、燃烧对壁面摩擦阻力的影响机制以及不同喷注压力对喷孔下游壁面剪应力的影响。研究结果表明,同等质量的氢气,低速喷注优于高速喷注(507、50.7 kPa喷注压力分别得到10%、5%左右的减阻效果)。近壁区燃烧得到接近70%的减阻效果;气流经过突扩结构之后,壁面剪应力呈现规律地不均匀变化,最大差异达100%;剪应力与密度变化趋势基本吻合。因此,发动机内流道减阻的关键在于营造近壁区低密度场;稳定、有效的减阻区域发生在靠后方的位置,但由于流动掺混、燃料的燃烧消耗,减阻效果沿流向逐渐减弱。 相似文献
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96.
利用超声速矩形湍流导管和等离子电弧加热器模拟了发动机燃烧室内流和高超声速飞行器外壁面外流热环境,进行了平板表面冷壁热流测量和燃烧室内壁材料考核试验。结果表明:由于辐射换热的影响,在选取的两个典型来流条件下,发动机燃烧室内流热环境下的冷壁热流比外流热环境下的高出21%和40%,但是冷壁热流的增量基本相当,约为0.70~0.80MW/m2。随着冷壁热流的增加,辐射换热产生的热流增量的影响力会逐渐减小。材料考核时,相同配方的C/SiC复合材料在内流热环境下的表面温度高出约400℃,背面温度高出约90℃,这种差异对于发动机燃烧室内壁面材料考核至关重要,必须在材料考核试验中加以考虑。 相似文献
97.
根据燃面的平行层推移原理,获得了某大长径比固体火箭发动机装药燃面变化过程。采用有限体积法计算了发动机在旋转飞行状态下的三维稳态流场,着重分析了不同时刻药柱开槽部分和燃烧室尾部的流速、流迹分布及其对发动机正常工作的影响,认为发动机尾部热防护以及药柱悬臂段强度是保证其正常工作的关键因素。 相似文献
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99.
100.
根据相似理论放大的模型,实验研究了带有出流孔内流通道带孔—侧壁面的对流换热特性。实验采用加热钢带法,主要在主流雷诺数为2.5×104~10×104,出流比为1.0~4.0的范围内,测量了出流孔附近的换热系数分布,重点分析了主流雷诺数和出流比对壁面对流换热的影响规律。实验结果显示出流作用使出流孔下游区域内的换热得到强化。主流雷诺数一定时,随出流比的提高此区域换热强度提高,影响范围也扩大;出流比一定时,不同主流雷诺数下,带出流孔壁面换热强度与不带出流孔壁面换热强度的比值(Nu/Nu0)基本一致,换热被强化的程度无显著变化。 相似文献