涡轮试验台燃烧装置建模与仿真(Ⅱ)仿真结果与分析

为了实现计算机虚拟试验,在所建立基于混合物分数的分区模型和早期针对某涡轮试验台主体试验系统开展的三十八组件系统数值研究的基础上,结合调台试验开展了算法改进和仿真研究.对燃烧装置及影响燃烧过程元件仿真结果的分析表明,仿真全面揭示了空气流量主控调节阀、放气旁路调节阀、涡轮进口调节阀以及燃油流量对燃烧装置状态参数的动态影响过程,所获得的规律性结论为实际的调台试验提供了指导,显示了有限体积模型体系在管路系统仿真领域的工程应用价值和数值拓展潜力.     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。     

复杂管网系统未知信息调节阀的一种瞬变建模方法

关键调节阀信息缺失是制约复杂管网系统可建模的重要因素。通过对调节阀建模研究的分类和总结，得出了多数调节阀的流量特性曲线均处于等百分比与线性之间的结论；进而针对结构和节流特性均未知的调节阀，提出了一种利用信息已知的基准阀门模型和有限的系统试验数据进行建模的方法。对核心机试验台气路系统中2个未知信息调节阀的建模与仿真表明:在常温0~1 400 s、低温0~1 240 s两种工况下，选用3种不同基准阀门模型仿真结果的差别低于10%，2个调节阀在47组件气路全系统仿真中的流量曲线与试验曲线之间的平均误差在15%以内，系统下游两支路的压强仿真曲线与试验曲线之间的最大误差低于15%，为解决此类问题提供了一种有效的建模方案。      

液体火箭发动机缓冲式高压阀门关闭特性的流固耦合仿真研究

针对大推力液体火箭发动机阀门密封副结构易受冲击、寿命较短的问题，本文设计了一款缓冲式高压阀门，并对其关闭特性开展了流固耦合仿真研究。本文的仿真工作采用了基于任意拉格朗日欧拉法（Arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE）的动网格技术，研究了阀门结构对缓冲效果的影响，获得了阀门关闭过程的动态流场特性与阀瓣运动特性。结果表明，相对无缓冲阀门，缓冲结构可使阀门动量增量绝对值减小25.14%，从而有效解决高压阀门关闭过程中产生的水击压力峰过大及对主阀座产生过强冲击问题，缓冲效果受最小环缝间隙与壳体间隙影响较大；最小环缝间隙与壳体间隙越小，缓冲效果越好；壳体间隙较小时，阀瓣主要表面压力更小，更有利于保护阀门部件与管路系统。     

金属光谱发射率的仿真与分析

 在研究物体的辐射特性时,需要用到物体表面的发射率等物性参数作为输入参数。实验测量发射率数据的适用范围受到一定限制,不能满足所有情况的数值仿真需要。从电磁波传播的基础理论着手,结合金属自由电子气模型,考虑光学参数的色散关系和空气入射到金属内折射角的复数关系,并在随机模拟金属粗糙表面的基础上,模拟并讨论了不同影响因素下实际金属表面的光谱发射率变化趋势。将本文的数值仿真与其他相关的实验和仿真数据进行对比,结果表明,该方法从本质理解并计算金属实际表面光谱发射率数值,结果可信,并具有普遍适应性。     

月球探测器发动机羽流辐射热流计算

火箭发动机羽流的辐射的计算需要求解气体介质的辐射传递方程(RTE).计算模型中基于单线组(SLG)模型考虑气体组分的光谱特性,并采用离散传递法(DTM)求解RTE,对波长积分得到辐射热流密度.通过对圆柱高温CO₂气团辐射热流计算来验证计算程序,然后在流场计算的基础上,计算了月球探测器主发动机和姿控发动机羽流对各部位和仪器的辐射热流密度,根据对不同工况计算结果的分析为探测器的设计提供参考.      

氢/氧气-气燃烧与气-液燃烧特性对比研究

对氢/氧气-气和气-液同轴剪切式单喷注器进行了燃烧流动的仿真研究.采用带化学反应的湍流Navier-Stokes方程和颗粒轨道模型描述发动机内部喷雾两相燃烧流动过程,气相化学反应速率都由Ar-rhenius公式计算.对典型气-气燃烧和气-液燃烧仿真结果进行了比较,结果表明气-气燃烧完成长度相对气-液燃烧更长;并进行了同轴喷注器关键参数对两种燃烧流场的影响的仿真和分析比较,得到喷注流量和动量比均为影响两类型喷注器燃烧流场的关键因素,且这两因素对燃烧完成长度的影响趋势是完全相同的,而喷注速度对两类型喷注器燃烧流场影响程度都较小.      

超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算

通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角.     

自适应中心变异差分进化算法及其在涡轮叶型优化设计中的应用

为了更好地求解多维复杂函数优化问题,提出了自适应中心变异差分进化算法(SCDE),并以低温火箭发动机多级氧涡轮叶片的高精度气动型面优化设计为例进行了验证.使用商业软件进行三维叶片几何造型和单通道流场分析,计算得到涡轮效率作为优化设计评价指标.最终得到了合理的优化结果,涡轮效率相比初始设计提高了5.25%.      

基于RLV飞行过程的氢氧发动机参数设计模型

为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小.