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塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对固体火箭发动机要求,比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式,认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例,设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管,在相同尺寸限制奈件下,塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究,分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明,塞式喷管在设计点效率为97.41%时,其真空效率为78.63%。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2.0%。 相似文献
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多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究 总被引:2,自引:2,他引:2
为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案,从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发,用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性,比较了优化型面与简化型面的高度特性,研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明,塞式喷管在低空具有高度补偿能力;塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失,在低空尤为明显;从低于设计压比的某个压比开始,塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态,截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低;简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。 相似文献
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结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。 相似文献
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利用混合正交法设计数值模拟实验对环喉式膨胀偏流喷管(ATEDN)的工作过程进行研究,以获得ATEDN在不同工作模态的流场特征并分析入口压力、扩张比和塞锥基底半径三个影响因素共同作用下喷管性能的变化规律及各因素对喷管性能影响的显著性。采用FLUENT商用软件对ATEDN在0~31 km高度范围内的工作状态进行模拟。模拟结果表明,ATEDN在不同工作高度下存在开放-固壁反射、开放-自由边界反射和闭合三种基本工作模态。根据喷管流动经历的不同工作模态特征,将喷管的工作过程进行分类,具有不同工作过程的喷管推力性能存在显著差异。结果对比发现,在所选的参数水平下,塞锥基底半径是影响高度积分平均比冲的最显著因素,其次是扩张比,入口压力影响最小。随着喷管扩张比的增加,高度积分平均比冲降低;随着喷管入口压力和塞锥基底半径增加,高度积分平均比冲增加。 相似文献
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全面介绍了多个塞式喷管的热流实验研究。实验获得了固体推进剂、气氧/酒精及气氧/气氢三种推进剂组合塞式喷管的热试车性能。实验塞式喷管包括了瓦状塞锥和平板塞锥等两种塞锥形式。实验结果表明,塞式喷管特别适合用于飞行高度范围跨度大的固体或液体火箭发动机。气氧/酒精瓦状直锥塞式喷管热试车的效率达到了95%,验证了瓦状塞式喷管的高度补偿特性。一单元塞式喷管和单侧三单元塞式喷管气氢/气氧发动机热试实验成功进行了爆震波多管点火。一单元塞式喷管发动机在CNPR=110附近,效率达到93%~95%;在CNPR=450附近,效率达到96%~98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%~96%。单侧三单元塞式喷管发动机在CNPR=50附近,效率达到92%~93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%~96%,预计在设计点的效率不低于98%。 相似文献
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为了解寒式喷管底部压强特点,找出快速、准确计算底部压强的方法,实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强,在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态,将采式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为“三段”,即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段,在各段,底郜压强使用不同的计算方法。把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起求,找出采式喷管底部压强的一般规律,建立了适合于工程应用的底部压强计算模型.结合40%和120%截短塞式喷管的实验数据,验证了底部模型的正确性。塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动,该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度。 相似文献
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采用理论分析的方法并结合塞式喷管的结构特点,建立塞式喷管壁面的的压力分布模型,对全长型、截短型以及考虑底部推力、底部二次流等情况下的塞式喷管发动机进行了性能预示,并同试验结果进行了对比分析。分析结果表明,塞式喷管发动机的性能预示结果同试验结果吻合较好,验证了预示模型的可行性,但是在某些工作压比下,预测值与试验值之间还有一定程度的差异,塞式喷管发动机的性能预示模型还有待进一步的完善。 相似文献
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研究了在环形工件端面加工斜孔的工艺方案,设计并制造了利于排屑并能进行快速深孔加工的电极,给出了工件翻转180°后刀具移动到孔心的计算公式。 相似文献
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概述了国外大型固体发动机喷管所用的主要材料及质量特性、喷管效率等性能。分析了采用可延伸出口锥的优越性,并结合我国情况,为缩小差距,提出了所应采取措施的建议。 相似文献
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固体火箭发动机喷管粘接界面的超声检测 总被引:7,自引:2,他引:7
介绍了超声纵波多次反射法在固体火箭发动机喷管金属与非金属复合构件粘接界面无损检测中的应用原理,设计制做了对比试块用来考查方法的探伤灵敏度,并对实际样品进行了检测,证明该方法适用于现场检测和阵地探伤。 相似文献
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针对柔性接头动态迟滞曲线受控制系统控制位置精度和动态响应速度影响较大的问题,基于电液伺服机构和柔性接头变刚度变阻尼模型,构建了柔性喷管的电液伺服机构-变刚度变阻尼模型,将其和电液伺服机构-定刚度定阻尼模型进行了对比。分析了电液伺服机构主要参数、柔性接头工作参数等对电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的影响。分析结果表明:电液伺服机构-变刚度变阻尼模型所构造的迟滞曲线可更准确地与实验结果相吻合,并符合迟滞曲线随频率变化的规律,反馈系数、放大器静态放大系数、电液伺服机构增益、滑阀流量增益等参数对系统动态特性的影响更为明显。该模型为固体火箭发动机电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的调整提供理论依据。 相似文献
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根据已知的固体发动机地面静止试验的喷管喉部瞬时烧蚀数据,建立了数字时间序列分析方法,获得了喉部烧蚀规律的数学统计模型,并用蒙特卡罗法对其喷管喉部烧蚀进行了计算机模拟,计算结果与实际结果相符。 相似文献
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带反喷管固体火箭发动机地面实验时,在其反向喷管打开后,激波进入主喷管情况下,会给数据处理带来困难。文中介绍了根据地面实验数据分析反喷管在高空提供的反推力,为带反喷管发动机地面实验数据处理提供了简便的分析方法。 相似文献