固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程,模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术,流场计算时不进行网格划分,而是直接读取网格点的值,将网格划分与流场计算分开,解决了现有计算机内存不够的问题,计算获得了满意结果。     

液体火箭发动机燃烧室工作过程仿真软件──CAFILRE的设计与实现

描述了液体火箭发动机燃烧室内喷雾燃烧与流动过程仿真软件CAFILRE(Combus-tion and Flow in Liquid Rocket Engine）的结构和功能。CAFILRE程序是采用模块化方法编制和发展的二维通用软件,具有模拟发动机燃烧室内推进剂雾化过程、液雾蒸发过程、湍流混合与燃烧过程的能力。用此软件可以对发动机内部进行详细的性能分析和参数优化。     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况,用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算,探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题,用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程,通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真,表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

液体火箭发动机推力室粘性流场数值模拟和实验验证

运用耦合点隐式方法的MacComak两步差分格式结合κ-ε湍流模型求解肼类燃料发动机推力室中的粘性化学反应流动。化学反应采用17种组分,12个主要反应的有限速率的化学反应模型,得到了流动参数在推力室中的分布情况。其结果同理论分析的相一致,最后用实验验证了用数值模拟方法的正确性,研究结果对发动机的设计、性能和理论研究具有重要的实际意义和参考价值。     

C-H-O-N体系液体火箭发动机喷管流场数值模拟

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对C－H－O－N体系的液体火箭发动机喷管粘性流场进行了数值模拟,采用了考虑化学反应和不考虑化学反应的两种模型,其中化学动力学模型为C－H－O－N体系的12组分、14反应有限速率的化学反应模型。数值模拟得到了流场参数在喷管中的分布,结果表明,数值模拟结果与理论分析一致,为发动机的设计及试验提供了参考。     

液体火箭发动机有无隔板的热态解数值模拟

用数值方法模拟了液体火箭发动机燃烧室内有无隔板两种情况的热态解。气相控制方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程在Lagrangian坐标系下进行描述。      

液体火箭发动机燃烧室声腔建模方法研究

基于数值模拟技术及有关振动理论,提出了一种建立液体火箭发动机燃烧室声腔模型的方法。为验证方法的可行性,建立了用于带声腔燃烧室全场数值模拟的分区解法,利用这两种方法对同一过程进行的计算表明建模方法是可行的     

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法,不需要改变编写过的软件,只要建立相应的输入文件,就可以对新的发动机方案进行研究,和其它方法相比,所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位,而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件,并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真,结果表明,仿真软件使用灵活,计算量小,求解速度快。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究

用二维k-ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型,对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算,并针对硼推进剂燃烧特性,提出了二次进气的燃烧室设计方案,在此基础上做了试验研究。结果表明,经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。     

液体火箭发动机系统故障实时监测算法研究

利用水力系数（ＣＡＤＥ）的性质和现有液体火箭发动机管路系统中压力域流量的测量值,进行适当分段组合,计算出相应的压力和水力系统改变量。并根据实际试车经验确定出相应的根限值。同时使用灰色理论中ＧＭ预测模型对发动机的监测参数进行预测。从而及早分析出发动机所处工况。该算法能尽早地探测出发动机系统中出现的故障,以提供足够的时间对发动机采取措施。     

高压自燃双组元液体火箭发动机燃烧模型

本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种参数影响规律与实际发动机试验结果符合很好.     

燃烧室中的非线性声波

采用计算流体力学（CFD）方法对燃烧室一维冷流和两维燃烧过程进行了数值仿真,着重研究了温度、密度、熵等变量的脉动与压力脉动的区别,以及喷射过程与声学振型的耦合,结果表明,压力和速度主要表现声特征,温度和密度部分表现声特征,部分表现流特征,而熵则只表现流特征,对于化学反应过程激发的燃烧振荡,最容易受到激发的振型是压力波腹与化学反应分布相关最强的振型。     

在火箭发动机燃烧室中气相湍流流动的理论计算

本文用单流体湍流模型对液体火箭发动机突扩燃烧室中冷态气相流动的速度场和湍流强度分布进行了数值计算并与实验数据进行了对比和分析.     

自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究

发展了自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,研究了燃烧不稳定性的机理,提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究,得到了声槽特性频率驿燃烧不稳定性的影响规律,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。     

层板发汗冷却推力室板片流道的调节功能试验

为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道,对不同曲率半径,不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验,得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性,试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异,试验表明,一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小,摩阻系数随曲率半径的减小而增加,并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式,在层流范围内阻较好地反映一次调节通道的流阻特性。     

火箭发动机高频燃烧不稳定非线性分析

为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理,建立了不稳定燃烧非线性物理模型,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制,简化气相化学反应流体力学控制方程组,得到了相应的数学模型。用“平均法”数学模型和仿真的结果表明,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。     

三组元发动机燃烧稳定性试验

设计了气氢／液氧／煤油三组元双工况模型发动机,对不同燃烧室压力、燃料比例,喷注器的结构,燃烧室长度,混合比条件下的高频燃烧稳定性进行了试验,试验中观察到低频和高频自激燃烧不稳定,有限的试验表明,较大的缩进比和较小的旋流数有利于燃烧稳定,提高燃料中氢气的比例＞10％时,有利于燃烧稳定;但氢气对烃氧燃烧稳定性的提高不是绝对的,氢气在燃料中的比例达39％时,燃烧室内仍存在压力为0．13MPa的压力脉动。