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太阳能热推进是一种非常具有前景的空间动力平台,螺旋通道是STP(Solar Thermal Propulsion)推力室/热吸收室内部关键结构之一。本文运用数值模拟方法,通过改变螺旋通道结构参数,对STP性能进行了详细的研究,深入分析了STP的推力,比冲、质量流量变化情况,得出了一般情况下螺旋通道的长度,宽度参数范围,同时比较了单、双通道的优缺点,所得的结论对STP推力室/热吸收室推进剂加热通道结构设计具有指导意义 相似文献
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液体火箭发动机推力室可重复使用技术 总被引:4,自引:0,他引:4
为了验证液体火箭发动机推力室可重复使用技术,采用流-固耦合方法对推力室内壁材料、外壁厚度、冷却通道高宽比等影响推力室内壁寿命的因素进行了数值模拟.通过计算,得到了推力室内壁在不同内壁材料、不同外套厚度、不同冷却通道高宽比下单循环各阶段的应力、应变分布,对计算结果进行后处理,得到了内壁损伤.结果表明,采用高强度及延展性内壁材料、低刚性外套、大冷却通道高宽比可以减小推力室内壁损伤,延长推力室内壁使用寿命. 相似文献
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太阳能火箭发动机吸热/推力室流场及性能计算 总被引:1,自引:0,他引:1
首先对某大型太阳能火箭发动机(Solar Thermal Propulsion:STP)的实验情况,进行了结构分析和基本实验条件估算.然后利用FLUENT计算软件,采用等壁温模型,对其吸热/推力室的内部流动、传 热情况,以及STP的性能特征等进行了计算,计算结果与实验数据一致,这对STP的设计有重要的指导意义. 相似文献
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采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 相似文献
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通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升. 相似文献
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冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差. 相似文献
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为了分析推力室壁应力和变形分布情况,研究推力室失效位置和失效机理,建立了一种弹塑性有限元分析方法。建立推力室一维流动传热模型,为结构弹塑性分析提供输入。进一步建立推力室壁在温度和压强载荷下的二维弹塑性计算模型,分析了在预冷-工作-后冷-关机的工作循环下推力室壁的应力应变响应,比较了温度载荷和压强载荷的作用程度,并预估了推力室使用寿命。结果表明:推力室壁产生的弹塑性变形是由温度载荷和压强载荷共同作用所致,温度载荷起主导作用。推力室内壁冷却通道中心位置最先发生失效破坏,限制了推力室的使用寿命。从计算时间和准确性来说,该方法能够为再生冷却通道的优化设计和性能估算提供参考。 相似文献
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为探究可重复使用火箭发动机设计参数对推力室身部在工作过程中热棘轮现象的影响,采用经典的液体火箭发动机设计方法设计了不同室压、推力及混合比的推力室,通过准二维传热计算方法、非线性有限元热-结构耦合分析方法和局部应变法对比了不同设计参数的推力室在工作过程中的棘轮应变及其发展情况。计算结果表明,相同的热试时间,循环工作的发动机推力室比单次工作的发动机推力室产生的应变更大;设计参数对棘轮应变的影响是通过改变推力室热环境来实现的;其他设计参数不变,室压更高、推力更小或混合比更高的推力室的棘轮应变更大;高室压、大推力或高混合比的推力室棘轮应变随循环次数的增加而减小。 相似文献
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本文采用曲面间的保角变换,将球面润滑问题变换为平面润滑问题,导出等角螺线槽球形轴承的承载能力和气膜刚度的近似解析表达式和最佳槽型参数。本文结果适用于小压缩数和小偏心的情况。 相似文献
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在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。 相似文献
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针对航空复杂壳体典型高精度孔系加工时间长、刀具数量多、加工效率低成本高等问题,根据其结构特点及精度要求,设计螺旋槽内冷式台阶钻头、直线刃内冷式台阶铰刀,改进专用复合成型刀具的结构设计,逐步优化调整切削参数.通过多次切削工艺试验摸索匹配专用复合成形刀具的最优工艺参数,形成了适用于航空复杂壳体高精度孔系精密加工的工艺解决方案,并验证可行. 相似文献
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为将涡扇发动机轴对称分开排气喷管改型设计为混合排气喷管以获取混合推力增益且改变其红外辐射(IR)特征,提出了一套基于CFD数值计算评估的轴对称分开排气喷管改型设计方法。研究结果包括:①提出了内、外涵气流不同程度掺混时推力的估算方法,估算值与真实值的误差在所研究参数范围内不超过0.005;②分析了内、外涵气流掺混对改型设计的影响,喷管外涵气流与内涵气流的总压比在0.8~1.5之间且掺混度大于0.1时混合排气最有可能产生推力增益,且掺混越好,增益越高;③轴对称分开排气喷管改型设计为带环形混合器的混合排气喷管后,推力系数增加0.0087~0.0126,而采用波瓣混合器时喷管的推力系数则增加0.0289;④相比于分开排气,混合排气喷管在0°~15°方向上的红外辐射强度有所增加,但在其他所有方位角上均大幅下降,最大降幅为77.5%。 相似文献
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本文首先介绍了第四代战斗机及其动力装置的战术技术要求,分析了国外推重比10-级发动机的设计技术,并通过对飞机推重比和发动机推重比的关系、飞机推力与飞行器阻力之间的夫系,对我国推重比10-级发动机提出了技术要求、参数选择。 相似文献
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陶于金 《海军航空工程学院学报》2017,32(5):447-451, 468
针对小型螺旋桨无人机零长发射仿真需求,建立了完善的发射仿真数学模型。助推火箭安装角关系到无人机发射安全,是无人机推力线吊挂工作中最重要的调整参数。结合某型无人机,实例仿真了助推火箭推力线纵向、侧向偏离重心等各种工况的发射过程,确定了火箭安装角偏移量安全边界,可作为实际推力线吊挂工作的依据。 相似文献
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