固体火箭发动机熔渣沉积数值模拟

为了探求熔渣沉积的机理，采用欧拉－拉格朗日丽相方法模拟带潜入喷管的固体火箭发动机两相内流场。通过对发动机工作后期六个时刻的两相流动与粒子轨迹计算，得到了三种Al2O3重附着率（0.2,0.4,0.6）下的潜入喷管背壁熔渣沉积总量分别为0.14%，0.48%和0.91%。提出了减少熔渣沉积的一些途径。     

固体火箭发动机零维两相燃烧室压强计算方法研究

为了更准确地预估含金属燃料固体火箭发动机的燃烧室压强,在压强计算中考虑两相流的影响,从一维两相喷管流动的求解出发,通过两相平衡流模型、两相常滞后模型、两相等温流模型、颗粒定温模型等模型的简化,分别推导不同模型下喷管中两相混合物的流量计算公式,再把流量公式应用到发动机零维内弹道理论中,推导并简化得到零维燃烧室平衡压强的计算公式。把压强公式用于HTPB推进剂固体火箭发动机和铝冰固体火箭发动机的燃烧室压强计算,结果表明,当固体推进剂中金属含量较高时(如铝含量为21%的HTPB推进剂发动机),用传统零维燃烧室压强公式预估的压强与实验误差较大,而使用合适的两相流模型和对应的零维燃烧室压强计算方法,在HTPB发动机中,能把压强预估结果与实验的误差降低到6%以内。如果使用多维内流场计算的方法,燃烧室压强预测结果的误差将下降到2.5%以内。结论发现在含金属固体火箭发动机的燃烧室压强计算中,考虑两相流的影响是必要的,而使用两相流修正后的零维燃烧室压强计算公式能够快速、较准确地预估这些发动机的燃烧室压强。     

大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算

对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用 k 方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据.      

辅助动力装置环形回流燃烧室数值研究

利用Fluent软件计算辅助动力装置(auxiliary power unit,简称APU)环形回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场,研究不同进口温度和油气比对两相喷雾燃烧流场的影响,采用标准 k-ε 模型模拟湍流黏性,离散相模型(DPM)追踪油珠运动轨迹,燃烧模型采用非预混平衡化学反应模型.计算结果表明:随着进口温度和油气比的增加,燃烧室出口温度相应增加,但温度分布规律基本保持不变;计算结果与试验测量结果比较吻合,说明采用的数学模型和计算方法可用于预估实际APU回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场.      

大涡模拟模型环形燃烧室污染特性

在任意曲线坐标系下,采用大涡模拟模型环形燃烧室两相燃烧流场中污染物的生成.用亚网格涡破碎(EBU)燃烧模型估算化学反应速率;分别用NO亚网格动力学模型与CO亚网格模型来模拟NO和CO的生成;采用随机离散模型模拟气液两相湍流流动,两相之间耦合采用PSIC算法.计算结果与瞬态速度场、出口温度和污染物质量分数分布的实验数据比较吻合,表明大涡模拟方法和亚网格模型可以用来预估实际燃烧室两相喷雾燃烧流场和污染物生成过程.      

含铝固体推进剂铝团聚抑制方法研究进展

固体推进剂燃烧过程中铝团聚现象会引起诸如两相流损失、熔渣沉积、比冲降低和燃料能量释放不完全等一系列负面影响。因此,铝团聚抑制方法的研究对于提高发动机性能具有重要意义。本文简要介绍了固体推进剂燃烧过程中铝颗粒团聚过程及其影响因素,重点介绍了目前铝团聚抑制方法的研究进展,并分析和总结了现有抑制方法的机理和优缺点。最后,提出了未来需要关注的几个研究方向。     

φ180mm脉冲爆震发动机热力性能研究

采用经验数据和计算相结合的方法预估直径180 mm,长度为2.2 m带气动阀的脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine,简称PDE)的性能,并考虑PDE内的总压损失.计算结果和实测结果基本吻合.计算中发现,由于考虑了PDE内总压损失,PDE推力比理想情况低,油耗比理想情况大.该计算方法对预估实际PDE工作性能具有较大的参考价值.     

轴流压缩机叶栅内粒子沉积及性能下降计算中沉积模型的影响

针对轴流压缩机叶栅内固体微粒沉积的问题,采用计算流体动力学（CFD）软件对压缩机叶栅内的气固两相流动进行了模拟。文中首先采用简单粘附模型对轴流压缩机叶栅内粒子的沉积进行了计算;在此基础上,通过引入临界速度和临界角度的概念,采用用户定义子程序发展了一种新的粒子沉积模型,简称为部分沉积模型。并将采用部分沉积模型和简单沉积模型计算得到的粒子沉积结果进行了对比,结果表明部分沉积模型得到的粒子沉积更合理。在此基础上,采用部分沉积模型预测了轴流压缩机叶栅总压损失系数随运行时间的变化和500小时后叶片壁面的压力系数分布情况。     

固体火箭发动机内弹道性能预估方法的研究

 本文介绍两种预估固体火箭发动机内弹道性能的计算方法,重点介绍时-空交替计算方法。为了进行装药计算,采用了作者提出的二维装药通用计算程序,因此使得本文所介绍的内弹道性能预估方法具有通用性。以上计算方法已统一编制成计算机程序,并对三台不同的固体火箭发动机进行了验算,计算结果与试验结果相符合。     

喷嘴损伤对环形回流燃烧室性能的影响

利用Fluent商用软件对模型环形回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场进行了数值模拟,研究了喷嘴损伤引起雾化效果变化对燃烧室性能的影响,采用可实现的k-ε模型模拟湍流黏性、离散相模型（DPM）通过添加UDF(user defined function)程序追踪燃油运动轨迹、正庚烷作替代燃料及层流小火焰模型.计算结果表明:采用的数值模拟方法可以预估实际燃烧室燃烧流场以及喷嘴损伤对其性能的影响,雾化性能变化导致燃烧室出口温度分布不均匀度升高,品质降低,并导致燃烧室燃烧效率降低;当燃油流量降低约19%时,燃烧室性能已不符合运行要求.      

反推力装置对民航飞机减速性能影响

为评估反推力装置提供的反向推力与其结构件质量增加对民航飞机减速性能的综合影响，借助克兰菲尔德大学发动机总体性能仿真软件Turbomatch，参考CFM56发动机建立正、反推力状态发动机模型，并以A320飞机为配装对象开展研究。将风扇及涡轮直径做为特征参数，完成推进系统质量的初步估算。对比飞机在干燥跑道及雨雪条件下常规着陆过程中滑跑距离及减速时间，完成反推排气角度、跑道条件等影响因素对反推力装置提升飞机减速性能收益分析。研究表明：配装反推力装置轴向排气角度越小，飞机减速性能更加。以55°排气角度为基础，减小10°的排气角度可带来约7%的减速收益。反推力装置在湿滑跑道的减速收益更大，比干燥跑道滑跑距离缩短约41%，滑跑时间缩短32%。     

翼身融合布局客机总体参数分析与优化

在翼身融合布局客机总体设计阶段,为评估设计方案的总体性能,建立了翼身融合布局客机总体参数综合分析与优化平台,该平台以翼身融合布局客机的几何参数为输入,完成动力、几何、重量、气动、性能和经济性等模块分析,并以此为基础建立优化设计模型。为快速评估设计方案的性能及优化设计效果,动力分析模块采用了部件级分析模型,重量分析模块采用半经验估算方法,气动分析模块采用面元法结合工程估算方法,性能分析模块采用简化运动学方法,优化模型采用可并行计算的子集模拟优化算法。以某555座级翼身融合布局客机方案为例,应用开发的分析与优化平台,完成了总体参数分析,结果表明分析模型合理。在此方案的基础上,以客机的外形参数和发动机海平面最大推力为设计变量,分别建立了以最大起飞重量最小为目标的单目标优化,以及同时以直接使用成本和进场速度最小为目标的多目标优化,单目标优化结果最大起飞重量降低了约7.17%,多目标优化结果表明直接使用成本降低8.77%的同时进场速度会增加3.32%。     

全状态两相湍流燃烧模型及其检验

在欧拉-拉氏体系中,在传统点源两相湍流燃烧模型(TM)中考虑液滴带火燃烧状态,提出全状态两相湍流燃烧模型(FSM),并用甲醇-空气两相湍流射流火焰实验数据对两种模型进行检验,对比结果表明:FSM模型能够给出平均温度的双峰分布,得到更合理的预报结果.      

离心叶轮内稀释固液两相流动的数值模拟

 对固液两相流动进行了数值模拟。液相和固相分别采用 k- ε湍流模型和代数颗粒流( AP)湍流模型并考虑了液固两相间的相互作用。用此模型结合 SIMPLE- C算法对离心叶轮内的稀释固液两相流动进行了计算并研究了颗粒对流场的影响。计算结果同试验结果基本一致     

基于模糊权重的轴承品质实现可靠性研究

以模糊数学理论为基础,提出了轴承品质影响因素权重确定的方法。对原始的轴承品质实现可靠性模型进行修正,提出了改进的轴承品质实现可靠性模型,并基于最大熵原理对轴承品质实现可靠性的真值及真值区间进行估计。以30306和30204圆锥滚子轴承为对象进行试验研究,发现原始的可靠性模型计算结果相对于试验结果的偏差为20%~35%,改进的可靠性模型计算结果相对与试验结果的偏差为12%~14%,偏差降低了8%~21%,可见改进的可靠性模型比原始的可靠性模型更准确。      

气固两相流k-E-kp-Ep双流体模型及应用

以流体k-E双方程模型为基础, 提出了一种包括颗粒湍动能输运方程和耗散率方程的k-E-k_p-E_p两相湍流模型。并对两个垂直上升管道内气固两相湍流进行了数值计算, 计算结果和已有实验结果吻合得很好。      

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。     

低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真

为预示低温推进剂贮箱在地面停放阶段的压力变化并研究贮箱内物理过程的相互作用关系,建立了包含液体推进剂和混合气体两相的二维轴对称volume of fluid(VOF)计算流体力学(CFD)模型,并引入了基于热力学平衡假设的推进剂相变模型.对实验液氢贮箱进行仿真得到的压力上升速率与实验结果相差9.1%.通过对地面加压停放阶段下的液氢和液氧贮箱的仿真发现:造成液氢贮箱压力上升的主要因素是壁面漏热对气枕的加热作用,而液氢蒸发影响更小,液氧贮箱在加压停放阶段初期明显受到液氧相变的影响.两个贮箱中液面附近的对流运动在不同的气液传热过程作用下有不同的变化趋势,对流运动会影响推进剂的相变进而影响贮箱的压力变化.      

国产民用运输类飞机障碍物限重计算模型优化研究

航空公司使用多年的某国产民用飞机性能软件,在障碍物限重计算准确性方面虽能获得较满意的结果,但计算时间较长。分析该软件所用计算模型计算效率较低的原因,通过对比采用最小改平高和采用最大改平高两种模型的计算结果和计算效率,建立优化模型,计算不同障碍物、不同风速条件下,优化模型与原模型的障碍物限重、改平高度和计算时间,并进行比较分析。结果表明：两种模型的障碍物限重和改平高度计算结果基本相同;无障碍物时,不论有风无风,采用最小改平高的优化模型相对采用最大改平高的原模型均可减少计算时间25%;有障碍物时,无风情况下,采用最小改平高的优化模型可减少计算时间78% 以上,有风时,则可减少计算时间75% 以上。采用最小改平高的模型可以兼顾准确性和高效性。