火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究

火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模态和亚燃冲压模态的工作特点,通过迭代计算使进气道、混合段、燃烧室之间的参数耦合,实现了对RBCC发动机引射模态与亚燃冲压模态性能的快速分析。文章通过算例验证了算法的可行性,并通过与文献结果的对比验证了计算结果的可信度。     

高能量密度液体燃料的火箭发动机燃烧性能研究

为进一步提升火箭发动机的燃烧性能,采用模型火箭发动机研究了四种高能量密度液体燃料及一种添加纳米铝颗粒的纳米流体燃料的燃烧性能,分析几种燃料的燃烧效率、比冲、点火延迟时间等燃烧特性,以及纳米颗粒的燃烧产物。结果表明,在氧燃比为1.6～2.0的工况范围内,液体燃料的燃烧效率和质量比冲顺序为QC(四环庚烷)HD-01HD-03≈LGHD-03,密度比冲顺序为QC HD-03≈LGHD-03HD-01。QC燃料因其特殊的张力分子结构具备较高的密度、热值和化学活性,燃烧效率可达91.5%,质量比冲和密度比冲分别为230s和2276N·s/m3。向四环庚烷中添加15wt%纳米铝颗粒后,燃烧效率和质量比冲略有下降,但密度比冲可提高到2340N·s/m3,点火延迟时间较四环庚烷可缩短26ms,燃烧固体产物为碳,氧化铝和铝,纳米铝的燃烧效率约为91%。添加纳米铝颗粒的四环庚烷燃料是一种有潜力的新型液体高密度燃料。     

冲压发动机燃烧室燃料喷射的简化计算方法研究

为了采用二维/轴对称模型来研究喷射的三维问题,拓展该模型的适用范围,从而缩短数值模拟的周期,提出了一种针对流动通道内燃料喷射作用的简化模型,即采用源项加质来近似代替喷射的质量添加。为验证这种简化方法的可行性,进行了二维模型源项加质模拟垂直喷射的对比性计算,并且和三维模型计算结果及文献中的实验结果进行了对照,验证了此种处理方法的可靠性。运用以上简化模型,对某冲压发动机进气道及燃烧室内通道处的流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布。同时,研究了燃料喷射质量流量变化对于发动机工作状态的影响并探讨了亚燃冲压发动机进气道和燃烧室匹配方面的问题。通过以上的计算,表明采用源项加质处理,二维及轴对称模型,具有较好的时效性及足够的计算精度,适合在型面设计阶段进行使用,并容易在工程应用中实现,是一种值得推荐的简化处理方法。     

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型，运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算，验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计，进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。     

三维横流流场的数值模拟

采用显式的ＴＶＤＭａｃＣｏｒｍａｋ格式，结合低Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数ｋ－ε模型注解了横流流场的三维Ｎ－Ｓ方程，捕捉到了流场中的许多重要结构。     

随机轨道模型在喷管两相流计算中的应用

应用随机轨道模型对喷管内气-固两相流动进行了数值模拟,结合实验测量结果对使用随机轨道模型和确定轨道模型两种方法的计算结果进行了对比分析,研究了不同固相参数(固相质量比和粒子平均直径)下的固体火箭发动机喷管性能。研究发现,随机轨道模型对实际流动现象的模拟优于确定轨道模型,随着固相质量比和粒子平均直径的增加,喷管两相流损失增加,冲量系数下降。     

气流掺混的数值模拟

采用显式的TVD MacCormack格式的时间分裂形式求解了平板上横流流场的二维N-S方程和组分输运方程,得到了流场中气体超音速流动和混合的结构图谱.为了获得对近壁附面层分离较好的模拟效果,采用了Lam和Bremhorst的低雷诺数ｋ-ε模型来模拟流动中的湍流粘性.计算结果表明,该方法可以用来求解横流流场中的气流掺混问题.     

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.      

零二次流引射器启动性能数值研究

为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首要因素,其次是第二喉道长径比Lst/Dst和第二喉道入口的位置Ld/Dd。Ad/At越大,扩压器入口斜激波越强,总压损失越大,临界启动压比越大,越难以启动;Ast/Ad越小(大于其临界收缩比)则临界启动压比越小,越易于启动。     

超燃冲压发动机总体化性能分析

针对由后掠侧压进气道、矩形燃烧室和后掠侧板尾喷管构成的超燃冲压发动机模型,为了快速准确得到超燃冲压发动机的整机性能,建立了一套分析发动机总体性能的耦合流场计算方法。其中进气道和尾喷管流场分别求解三维单一气体和多组分抛物化N-S方程,燃烧室流场求解一维N-S方程,各部件在交接面处传递几何和流动参数。运用总体性能计算方法,研究了发动机构型的气动特性,给出了飞行高度、马赫数和攻角改变对发动机性能的影响规律。结果表明:该总体性能计算方法可用于超燃冲压发动机总体性能的快速预估;飞行高度对推力、升力和俯仰力矩的影响均较大且程度相近,三者随飞行高度增加均减小;飞行马赫数对发动机推力、升力的影响相近,对俯仰力矩的影响最大,三者随飞行马赫数增加均增加;飞行攻角对升力的影响最大,俯仰力矩次之,对推力的影响最小,随飞行攻角增加,发动机升力近似线性增加,推力和俯仰力矩分别呈增加和减小趋势。