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为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。 相似文献
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激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用实验方法,通过在二元收敛-扩张喷管扩张段引入二次流喷射,开展了激波诱导控制的流体推力矢量技术研究.实验过程通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流纹影观测,研究了主流压力、二次流喷射压力以及二次流喷嘴几何(缝或孔)对推力矢量喷管性能的影响.同时,结合数值计算方法,对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟,获得了实验手段难以得到的流场数据和性能,对实验结果进行了辅助分析.初步研究结果表明:在给定的实验条件下,主流压力越高,喷管推力矢量角越小,同时推力系数越大;二次流压力越高,喷管推力矢量角越大,同时推力系数减小;同孔喷射相比,采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动,分离点后压升显著,射流穿透能力强,对主流的扰动强烈. 相似文献
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本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数. 相似文献
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利用时间推进的有限体积法求解二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,分别在变比热容和定比热容的情况下研究了射流推力矢量喷管的内流性能,并对两种情况下计算结果进行了比较.结果表明,与定比热容情况相比,工质为变比热容的燃气时,喷管内部由二次流产生的斜激波位置向喷管下游移动,回流区减小,喷管的推力矢量角和推力系数减小,温度越高,两种方法的计算结果相差越大.因此,在采用计算流体力学(computational fluidic dynamic,简称CFD)方法研究射流推力矢量喷管内流场性能时应该考虑变比热的影响. 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(2):14-20
采用数值模拟方法,就轴对称双喉道气动矢量喷管主要几何参数对喷管内特性(气动矢量角、气动矢量效率、推力系数、流量系数)的影响进行了分析,并得到了一组内特性较优的喷管几何参数。结果表明,次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管矢量特性影响较大,次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响。优选后的喷管矢量角可达15.5°,矢量效率达5.70°/1%,喷管推力系数为0.92。 相似文献
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旁路式双喉道喷管(BDTN)通过设置旁路通道即可实现稳定的推力矢量,无需增加额外的高压气源和次流系统,研究其推力矢量特性对于提高飞行器的机动性和敏捷性具有重要意义。采用数值方法对BDTN在不同落压比下的内外流场及其在高温高压环境下的内流特性进行数值仿真。结果表明:BDTN的流场结构与普通双喉道喷管(DTN)相仿,但矢量效果更好,可在推力系数为0.966的同时获得24.6°的推力矢量角;落压比(NPR)大于4时,随着入口总压的增加,喷管推力矢量角和推力系数均逐渐减小;在入口总温为3 000K、落压比为100时,喷管的推力矢量角减小至12.75°,推力系数减小至0.882,即高温高压的内流环境对喷管矢量性能具有很大的消极影响。 相似文献
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单边膨胀矢量喷管气动和红外特性研究 总被引:2,自引:1,他引:1
在实验数据验证的基础上,通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)综合的方法,对不同落压比、不同几何矢量角下的单边膨胀喷管(SERN)进行分析。研究结果表明:喷管无几何矢量动作下,低落压比下的单膨胀边上过度膨胀是造成喷管推力性能急剧下降的原因;喷管在负矢量角下,过度膨胀加剧,推力性能降低;随着喷管几何矢量角绝对值的增加,矢量推力增加,但推力系数减小,喷管几何矢量角在±25°、喷管落压比在3~6的研究范围内,喷管推力系数最低为0.88左右,最高达0.98;喷管几何矢量角为5°时,喷流红外辐射强度最大,喷管矢量角偏离5°的程度越大,尾焰红外辐射强度越低,但是空间分布规律不变。随着喷管几何矢量角的改变,喷管整体红外辐射强度的空间分布规律发生改变,几何矢量角为负时,辐射强度值大的探测角度向下方移动,几何矢量角为正时,喷管整体红外辐射较强的位置分布在上方,由单膨胀边高温壁面以及喷管内腔的可视面积决定。 相似文献
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气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明:喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4%;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。 相似文献
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流体喉部推力调节特性实验 总被引:1,自引:2,他引:1
采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大. 相似文献
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为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°~6°、高度0~18km、马赫数2.0~3.5、余气系数1.0~2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。 相似文献
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小型二冲程航空发动机燃烧循环变动研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用峰值压力、最大压力上升率、燃烧百分率以及它们各自所对应的曲轴转角和相空间重构投影法评价小型二冲程航空发动机的燃烧循环变动.通过比较,认为燃烧百分率所对应的曲轴转角能更好地表征发动机的燃烧循环变动.针对发动机在中速和不同负荷条件下的燃烧循环变动分析,结果表明随负荷的加大,缸内燃烧的循环变动会变小,认为是负荷加大,气体... 相似文献
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为了准确掌握不同工况下混合励磁模式低功率霍尔推力器束流发散和推力矢量偏心特性,凭借自主设计和改进的一套快速评估霍尔推力器束流发散角和推力矢量偏角原位集成诊断装置,系统研究了推力器在不同阳极质量流率、磁场、电场下束流分布和推力矢量偏心特性的变化规律。结果表明,束流发散角随阳极质量流率(0.65mg/s~0.95mg/s)和磁场强度(112Gs~142Gs)的变化呈现负相关的特性。当阳极质量流率0.95mg/s,束流发散角降到29.1°(<30°)。推力矢量偏角随阳极质量流率和磁场强度的变化分别存在极大值(1.19°)和极小值(0.91°)。束流发散角、推力矢量偏角在250V~330V放电电压范围内基本保持不变。 相似文献
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