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为了评估复合喷管热防护性能以及获取喷管烧蚀和结构应力分析的工况条件,运用Fluent流体动力学软件,对复合喷管的结构温度场进行了数值仿真。分析中,采用了两方程RNG k?ω湍流模型和增强型壁面函数,利用流固耦合的计算方法,获得了喷管结构瞬态温度场的计算结果,重点分析了结构温度场最终分布状态和初期传播特点,以及喉衬温度随时间的变化规律,估算了喉衬的烧蚀。分析结果表明,喷管结构热防护性能满足要求,温度最高区域位于喷管收敛段中后部,喉衬线烧蚀量约为2.1 mm,为喷管结构进一步优化设计提供了重要参考依据。 相似文献
953.
粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究 总被引:5,自引:0,他引:5
选取颗粒轨道模型,对Al/AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al/AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。 相似文献
954.
通过对气?固两相间动量和能量相互作用解耦处理,建立了一种适于模拟真空环境气固两相混合物羽流的DSMC双向耦合算法与固体颗粒空间输运变化特性的TPMC计算技术。仿真了固体火箭发动机两相羽流流场和固体颗粒在远离发动机喷口数十公里空间扩散运动分布特性,通过将计算结果与典型文献结果及理论分析比较确认,证实本文方法的准确可靠性。结果表明,固体颗粒对气相的扩散有一定的阻滞作用;仅在离发动机喷口一定距离,气相对固体颗粒有较大影响,致颗粒温度下降、速度增加;颗粒温度随发动机喷口距离增大而减小,一直要在远离喷口上百公里颗粒温度才随轴向位置趋于平衡,且不同尺寸的颗粒温度差别较大,对指导外层空间高真空环境气固两相羽流传输影响工程研制具有重要意义。 相似文献
955.
956.
充气式返回舱气动热特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。 相似文献
957.
958.
959.
960.
载人航天器的可重构式控温回路系统设计 总被引:1,自引:1,他引:0
文章提出了载人航天器的可重构式控温回路系统,它由独立的中低温内外回路系统组成,可改善低温内回路由于控温点温度较低而对辐射器散热能力带来的影响,还可在某个外回路辐射器故障时进行系统重构,维持回路功能。建立了控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式下和某外回路故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和载人航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,双外回路系统比单外回路系统散热能力高27%。当双外回路中某回路故障时,通过系统重构,外回路系统可维持1850W散热能力,能保障载人航天器平台安全,表明可重构式控温回路系统能提高系统可靠性。 相似文献