固体火箭发动机推力振荡特性数值研究

为了揭示固体火箭发动机推力振荡特性,以大型助推器P230的缩比发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值模拟,通过对比燃烧室压力、推力的振频和振幅,总结了推力振幅的估算方法.研究结果表明,推力振幅对压力振幅放大机理的关键参数是喉通比,放大比例与喉通比成反比;奇数阶声振型对推力振幅的贡献最大,偶数阶声振型对推力振幅的影响可以忽略,旋涡脱落对推力振幅的作用小于奇数阶声振型,且随涡/声耦合程度的增大而增强.     

温度及压强对火箭发动机喷管阻尼的影响研究

为探索燃气温度与燃烧室工作压强对固体火箭发动机喷管阻尼特性的影响,同时为了对冷流试验的改进及不稳定燃烧研究提供相应的理论指导,基于Buffum冷流试验发动机的二维模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算。结果分析表明燃气温度对喷管阻尼有很大影响,而燃烧室工作压强对其几乎没有影响。燃气温度越高,切断脉冲后,压力振荡衰减越快,即喷管阻尼衰减系数越大;不同工作压强下,切断脉冲后,压力振荡衰减速度几乎不变,即发动机喷管阻尼衰减常数几乎不变。     

针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究

为了解针栓式固体发动机的动态响应特性,基于可变等效喉部面积的调控内弹道模型,研究了针栓型面及其调节过程对发动机动态响应的影响。结果表明:针栓式变推力固体发动机响应时间以及推力响应的动态特性与针栓移动速度、针栓型面以及推进剂压力指数密切相关。发动机响应时间由针栓移动时间和针栓移动造成的压力延迟时间组成;随针栓移动速度增大,针栓移动过程与压力延迟过程相对比重发生变化,使得响应时间先快速缩短后趋向于定值,由32ms缩短至11.6ms,而推力过冲逐渐增大,但在针栓打开过程中响应时间更短,推力过冲更大,并且计算表明压力和等效喉部面积的相对变化率决定了推力过冲;随着正压力指数的增大,压力调节范围增大,推力过冲和响应时间均增加,而负压力指数的推进剂明显缩短响应时间,抑制推力过冲;凸型面针栓能够缩短响应时间同时降低推力过冲,可根据等效喉部面积相对变化率获得最佳型面曲率,使得响应时间和推力过冲最小。     

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案，从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发，用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组，采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)，发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性，比较了优化型面与简化型面的高度特性，研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明，塞式喷管在低空具有高度补偿能力；塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失，在低空尤为明显；从低于设计压比的某个压比开始，塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态，截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低；简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。     

环境压强对气动塞式喷管底部压强的影响

为了了解环境压强对塞式喷管底部压强的影响,利用隐式NND格式(Non-oscillation, No free coefficients Dissipative scheme)求解二维层流N-S方程,计算了在没有底部二次流和二次流质量流率为1.4%的情况下,不同环境压强时的底部压强.结果表明,随着环境压强的升高,底部压强也在增加,但在闭尾迹时增加缓慢,在开尾迹时,增加迅速,并可能出现波动.      

用人工神经网络法预测含Re镍基单晶高温合金中TCP相的含量

根据大量含Re镍基单晶高温合金试验所测TCP相含量的数据,采用一种先进的人工神经网络方法建立运算模型,对合金的TCP相含量进行预测,并与报道所用回归方法进行了比较。结果表明,所建网络模型能够比较准确地预测含Re镍基单晶高温合金中TCP相的含量。将正交分析与网络预测相结合,获得几种主要合金元素对TCP相含量的影响顺序。     

旋转对固体火箭发动机两相流点火过程影响仿真研究

为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律，应用计算流体动力学（CFD）流体计算软件，使用用户定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火模型，对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析，验证数值模型的正确性。计算结果表明：①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动，大量粒子聚集在燃烧室头部上端，部分粒子附着在发动机壁面，且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%，点火压力峰值降低3.93%，发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高，但点火压力峰会逐渐降低，且峰值出现时间发生延迟，转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大，点火颗粒与推进剂传热增大，火焰传播期减小，但燃气填充期和点火延迟增大，点火药燃气颗粒占比为20%时，转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。     

火箭发动机燃烧室中燃烧噪声的计算模型

燃烧噪声一般分为直接噪声和间接噪声，推导了喉部壅塞工况下燃烧室中因不稳定释热产生的直接噪声和间接噪声在时域和频域的计算模型，该模型考虑了熵波的耗散和声波的衰减。将存在不稳定释热的燃烧室简化为加热直管进行理论计算。与实验结果相比，直接噪声预示误差小于4%，压力扰动的趋势基本一致。基于该模型分析了管长和温度扰动对噪声强度的影响，结果表明：管长越短，直接噪声和间接噪声强度越大；管长越长，直接噪声和间接噪声分离越清晰；直接噪声和间接噪声强度随温度扰动线性增加，无耗散条件下直接噪声增长率和强度均是间接噪声的2倍。     

基于急速混合管状火焰技术的丙烷富氧燃烧

采用燃料与氧化剂分别切向注入柱形燃烧室的急速混合管状火焰燃烧技术，开展了丙烷富氧燃烧实验研究，重点分析了火焰结构和燃烧稳定性随氧气摩尔分数xO2的变化规律。丙烷空气实验中，急速混合获得了与预混燃烧相近的均匀稳定层流火焰。以CO2为稀释剂，利用急速混合燃烧分析了不同xO2的火焰特性。结果表明:当xO2≤0.5时，在可燃范围内可获得均匀稳定的管状火焰；xO2=0.6，火焰结构不均匀但仍为稳定层流火焰；xO2增加至0.7时，仅在低当量比下获得了稳定管状火焰，当量比为1.0附近则出现了不稳定燃烧；随着xO2进一步增加，不稳定燃烧范围扩大。实验测量了xO2≤0.4的丙烷可燃界限，相同xO2下N2为稀释剂的可燃范围比CO2的大；且在xO2低至0.125时仍能燃烧，而CO2为稀释剂时此值为0.18。