飞行过载下燃烧室凝相粒子沉积特征数值研究

固体发动机燃烧室部分凝相粒子在飞行过载作用下产生沉积,严重影响发动机工作性能。通过确定燃烧室粒子参数和建立燃烧室内两相流场数值方法,获得了发动机不同轴向过载下粒子运动及沉积规律。与试验数据进行对比分析,验证了计算方法的准确性。数值结果表明,随着轴向过载增大,后封头及喷管潜入段粒子沉积质量逐渐增大。沉积粒子粒径大于凝相粒子平均值,即粒子粒径越大,越容易沉积。轴向过载增大,减小了粒子在发动机内部的驻留时间,凝相粒子平均驻留时间均大于0.13 s。     

固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟

本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。     

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

小型化TDLAS发动机测温系统的研究及进展

在吸气式发动机研究中,需要监测其进气道气流流场分布、燃烧室温度分布和燃烧产物浓度来验证燃烧室内的燃烧理论模型并最终改进发动机设计;同时,这些参数的实时获取还可以用来控制发动机工作状态以实现燃烧效率优化。TDLAS(可调谐半导体激光吸收光谱)技术具有结构紧凑、响应快速、灵敏度高和非入侵式测量等优点,在高温、高速和剧烈振动等恶劣工作环境下可实现随机飞行的发动机测量,因此被国外多家研究机构采用。调研了高超声速燃烧发动机研究项目 HIFiRE及其在传感器小型化方面所采用的技术手段,介绍已有的小型化设计思路和取得的进展。已集成的小型化系统体积为30×15×10cm3,重量<5kg,功耗<10W。经验证,该系统可在发动机地面试验条件下稳定工作,给未来随发动机飞行的小型化测温系统设计提供了参考。     

固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性

为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。     

基于虚温定义的粘弹性有限元方法

基于NARAYANASWAMY提出的虚温定义,用虚温表示的温度变化产生的折算应变率替代Swanson模型中的应变率修正函数,获得了基于虚温定义的粘弹性材料的应力应变本构方程,并导出基于虚温定义的粘弹性非线性有限单元法计算公式。计算结果验证了此基于虚温定义的粘弹性分析方法的正确性。     

某单室双推力复杂翼柱形燃烧室的两相流数值分析

针对某单室双推力翼柱形药柱导弹在研制过程中多次出现烧穿现象,开展了数值模拟研究,考察了发动机两相流动情况.模拟结果表明,缓燃药柱前翼设计不合理,造成流场中存在壁面附着涡团,恶化了热防护条件,造成壳体烧穿.数值模拟得到的涡团位置与尺寸和实验烧穿部位吻合.经试验验证,取消前翼设计后,切向涡消失,发动机不再烧穿.     

Numerical simulation of multi-phase combustion flow in solid rocket motors with metalized propellant

Multi-phase flowfield simulation has been performed on solid rocket motor and effect of multi-phases on the performance prediction of the solid rocket motor(SRM) is investigation.During the combustion of aluminized propellant,the aluminum particles in the propellant melt and formliquid aluminum at the burning propellant surface.So the flow within the rocket motor is multi phase or two phase because it contains droplets and smoke particles of Al2O3.Flowsi mulations have been performed on a large scale motor,to observe the effect of the flowfield onthe chamber and nozzle as well.Uniform particles diameters and Rosin-Rammler diameter distribution method that is based on the assumption that an exponential relationship exists betweenthe droplet diameter,dand mass fraction of droplets with diameter greater thandhave been used for the si mulation of different distribution of Al2O3 droplets present in SRM.Particles sizes in the range of 1-100μm are used,as being the most common droplets.In this approachthe complete range of particle sizes is dividedinto a set of discrete size ranges,eachto be defined by single streamthat is part of the group.Roe scheme-flux differencing splitting based on approxi mate Riemann problem has been used to si mulate the effects of the multi-phase flowfeild.This is second order upwind scheme in which flux differencing splitting method is employed.To cater for the turbulence effect,Spalart-All maras model has been used.The results obtained show the great sensitivity of this diameters distribution and particles concentrations to the SRMflowdynamics,primarily at the motor chamber and nozzle exit.The results are shown with various sizes of the particles concentrations and geometrical configurations including models for SRM and nozzle.The analysis also provides effect of multi-phase on performance prediction of solid rocket motor.     

降落伞流固耦合问题的数值模拟和流场分析

提出了基于压力耦合的半隐式算法,即SIMPLE (Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations)算法和生成阶梯网格方法的对稳定下降阶段的降落伞进行数值模拟的新方法.此方法在降落伞流固耦合计算中具有较好的稳定性和较高的效率.对降落伞稳定下降阶段的流固耦合问题进行了数值模拟.降落伞模型分别采用了圆形伞和锥形伞稳定下降时的结构数据,并对锥形伞模型进行了不同来流攻角情形下的模拟.与平行有限元方法相比,采用SIMPLE算法的新方法得到了更准确和更合理的结果.此新方法可以作为传统数值模拟方法的一个可靠替代和重要补充. 　　      

超精密空气主轴回转精度的测量与数据处理

介绍一种测量超精密花岗石空气主轴径向回转精度的测量方法──双向转位法。该法运用误差分离技术,并且编制了一套数据处理程序,有效地提高了测量准确度．