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固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超声速空气流的燃烧室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案,开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究,验证了该方案的合理性和优势,并获取了燃烧室内的燃烧特性,探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示,相比于中心支板喷注方案,侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题,但能够增强掺混,提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离;而在中心支板式固体冲压发动机中,在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气,可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度,提高燃烧效率和燃烧室性能。 相似文献
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针对高马赫数飞行条件下(Ma=8,其中燃烧室内流马赫数为3.88)超燃冲压发动机燃烧组织方案的优化问题,采用三维可压缩雷诺平均(RANS)数值模拟方法对采用不同燃料喷射角度和凹腔后倾角的燃烧方案进行了数值模拟研究。结果表明:高马赫数下燃烧主要集中在凹腔和燃烧室近壁区,随着燃料喷射角度的增大,燃烧反应更加剧烈;增大燃料喷射角度和减小凹腔后倾角能提高混合效率,从而提高燃烧效率,燃烧也更充分,但是燃烧引起的总压损失也会相应地提高;高马赫数条件下发动机内流阻力很大,大约是发动机净推力的7~8倍,而增大喷射角度和减小凹腔后倾角有利于提高发动机的推力性能,其中采用135°的逆向燃料喷入方案获得的正推力最大,此时燃烧位置相对靠前,有利于燃烧室设计尺寸的小型化。 相似文献
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为了探究煤油燃料火箭基组合循环(RBCC)发动机燃烧室在冲压模态下的燃烧特性,构建了一套仿真计算方法用于预测、分析燃烧室内流动及燃烧过程。以带支板喷注器、单凹腔火焰稳定器RBCC燃烧室为例,开展了冲压模态下的内流场三维数值模拟,计算得到的壁面压力曲线与地面试验及飞行试验结果符合良好。分析燃烧室压力、马赫数、燃气组分等参数可以发现:当前燃烧室结构能够实现冲压模态下液体煤油燃料的稳定、高效燃烧;与冷流相比,压升可达5倍以上;支板能够有效提高煤油燃料的掺混能力;火箭安装台阶下游存在利于燃烧和火焰稳定的回流区;通过调整凹腔、支板等喷注器供油规律,可提高来流氧气的利用率,实现更为充分的燃烧。 相似文献
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传感器催化特性差异对气动热影响的计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《宇航学报》2017,(12)
针对高温气体效应及壁面催化效应对气动热环境影响,考虑高温空气各种化学反应、分子振动激发、流动中的非平衡效应以及壁面催化复合反应,通过数值求解热化学非平衡N-S方程和壁面能量、质量平衡方程,完善了有限催化条件下高温热化学非平衡流场气动热环境数值模拟方法和程序。在此基础上,针对廉金属热电偶传感器热流测量问题,开展了不同条件下高超声速热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析了催化特性差异对局部气动热环境(传感器表面热流)的影响规律,为试验数据的误差带分析、修正处理和使用提供参考。研究表明:1)催化特性差异会给局部区域带来很强质量扩散热流,使总热流发生跳变,给传感器热流测量带来不可忽视的误差;2)材料催化特性差异越大,热流跳变量越大,某些条件下时,局部热流值将远远高于全表面FCW模拟的结果,其影响量可达100%以上;3)本文计算条件下,飞行马赫数越大、飞行高度越低,催化特性差异的影响越大;4)催化特性差异带来的影响还与飞行攻角、飞行器表面温度等因素存在一定关联,在催化复合系数相同情况下,表面温度越高,影响量越大。 相似文献
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对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。 相似文献
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以总压恢复系数为目标,利用无粘流斜激波关系式和约束最优化计算方法,在考虑混合气体比热随温度变化的条件下,对二维混压式高超声速进气道设计方法作了初步探索,利用数值模拟软件对附面层作了修正,研究了进气道的基本性能。数值模拟结果表明:该进气道在飞行马赫数Ma=4~6.5范围内能够可靠工作。 相似文献
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气动加热下金属蜂窝板热响应特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
提出一种计算非稳态气动加热下金属蜂窝板内辐射导热耦合换热数值计算方法。将金 属蜂窝夹芯板作为三层平板结构,建立沿厚度方向一维传热控制方程,采用Monte
Carlo方法求解蜂窝腔内辐射换热,有限体积法求解蜂窝板内耦合换热,考虑蜂窝金属与空 气热物性随温度变化,对某结构的正六角形蜂窝板在模拟气动加热条件下两表面温度响应进 行了数值预测,数值预测结果与文献中的实验结果对比表明该方法能够准确模拟蜂窝夹心板 内传热过程;对采用Swann & Pittman当量导热系数经验公式进行蜂窝非稳态表面温度响应 计算可靠性进行了验证,结果表明该公式在计算非稳态气动加热下蜂窝表面温度时存在较大 误差,给出的热面温度过高,冷面温度过低,两表面温差最大相对误差高达140%。 相似文献
Carlo方法求解蜂窝腔内辐射换热,有限体积法求解蜂窝板内耦合换热,考虑蜂窝金属与空 气热物性随温度变化,对某结构的正六角形蜂窝板在模拟气动加热条件下两表面温度响应进 行了数值预测,数值预测结果与文献中的实验结果对比表明该方法能够准确模拟蜂窝夹心板 内传热过程;对采用Swann & Pittman当量导热系数经验公式进行蜂窝非稳态表面温度响应 计算可靠性进行了验证,结果表明该公式在计算非稳态气动加热下蜂窝表面温度时存在较大 误差,给出的热面温度过高,冷面温度过低,两表面温差最大相对误差高达140%。 相似文献
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为了研制UDMH/NTO双组元凝胶推力器,利用理论分析、数值模拟及试验等手段对凝胶流变特性进行了初步研究;根据凝胶流变特性试验数据,利用最小二乘法拟合获得了凝胶流变特性参数;利用数值模拟研究了锥形流道锥角变化对凝胶流变特性的影响;设计了双组元凝胶推力器试验样机并完成了流量特性试验及热试车.结果表明,试验用UDMH/NTO两种凝胶推进剂流变特性较为接近;对于UDMH/NTO凝胶推进剂,通过数值模拟结果确定了最佳的锥角角度,可使凝胶平均表观粘度到达喷孔出口时降到最低;试验样机喷注器的流量特性数值模拟结果与试验值接近,说明该喷注器适合于凝胶的流动及雾化;热试车取得成功,获得了稳态、脉冲室压及结构温度等有效数据. 相似文献
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针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。 相似文献
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轴对称结构RBCC发动机超燃模态试验和数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究轴对称结构RBCC发动机超燃模态下的点火和燃烧性能,进行了地面直连试验。采用中心支板火箭与小支板组喷注相结合的方式作为点火和火焰稳定方式,并对燃料喷注方案进行了研究。试验与数值模拟结果表明,采用这种点火方式能实现轴对称结构RBCC发动机的可靠点火和稳定燃烧。二次燃料采取多级喷注的方式能充分利用流道中的氧气,实现较充分的燃烧,但应控制燃料喷注比例。双支板组的加入,能促进燃料与中心空气流的充分掺混,提升燃烧效率,获得较优的燃烧性能。 相似文献
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蒸汽引射器是上面级火箭发动机进行高空模拟试验时获得真空的重要设备。采用数值模拟方法,通过Fluent对氢氧火箭发动机高空模拟试验用环形蒸汽引射器内部流场进行了研究,分析水蒸气两相流动及不同的入口工况和结构尺寸对极限真空压力的影响。考虑水蒸气的两相流动,在数值模拟中加入了水蒸气的凝结相变模型,并通过试验数据开展了模型验证,验证结果为:加入相变模型后极限真空压力降低,仿真结果更接近试验数据。在此基础上,研究了喷嘴入口工况和引射器结构尺寸对极限真空压力的影响,仿真结果表明:在引射器能够启动的条件下,降低蒸汽入口总压或提高入口总温,减小喷嘴出口壁厚或增大混合室直径,均能降低引射器的极限真空压力。因此,若想提高引射器真空度,可以通过改变入口工况或调整引射器结构尺寸来实现。 相似文献