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应用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)对含潜入喷管、通道为矩形的固体火箭发动机准冷流模型内流场进行测量,研究了雷诺数和背壁空腔形状对背壁区流场的影响。结果表明,随着雷诺数增大气流分离点向下游移动,回流速度增大,椭圆形后封头、直线形喷管背壁构成的背壁区回流速度比圆形后封状、台阶形喷管背壁大。对于潜入深度大的喷管,气流在燃烧室壁面分离,背壁区形成强旋涡;而潜入深度小的喷管,分离点会后移至后封头上,在背壁 相似文献
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为了揭示潜入式喷管对固体火箭发动机工作稳定性的影响,基于VKI(Von Karman Institute for Fluid Dynamics)模型发动机,利用大涡模拟数值方法与脉冲衰减法,计算分析了潜入式喷管对涡声耦合特性及喷管阻尼的影响。结果表明:在存在障碍物旋涡脱落的条件下,潜入式空腔能够加剧涡声耦合强度,继而诱发明显的压力振荡,含有潜入式空腔模型内的压力振幅是不含潜入式空腔模型下的4倍左右;潜入式喷管削弱了发动机的阻尼特性,无潜入式空腔的喷管阻尼比含潜入式空腔的喷管阻尼提高了8.6%左右,而且喷管阻尼随着潜入式空腔体积的增大基本呈线性减小趋势。潜入式喷管一般而言不利于发动机工作稳定性。 相似文献
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火箭发动机内流场中的大量液态颗粒与喷管的壁面发生碰撞后会产生沉积和破碎,从而影响发动机的性能。针对此问题,采用颗粒与壁面碰撞破碎沉积模型和欧拉-拉格朗日两相流模型对某固体火箭发动机中不同尺寸的颗粒与喷管背壁区和收敛段碰撞破碎和沉积的基本情况进行了数值模拟,并与相关试验结果进行了对比。计算得到了流场中不同直径颗粒在考虑碰撞破碎后的分布情况和在壁面的沉积情况。计算结果说明,颗粒与壁面碰撞破碎后会大大增加流场尤其是喷管段中小颗粒的数目,颗粒的沉积主要集中在背壁区的下部,而大颗粒主要沉积在喷管收敛段。 相似文献
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为探索涡-声效应对固体火箭发动机中压力振荡特性的影响,基于VKI (Von Karman Institute for Fluid Dynamics)发动机,通过改变挡板位置与燃气温度,对旋涡脱落引起的压力振荡进行了大涡模拟数值研究.耦合分析表明:挡板位于速度波腹附近,压力振荡最为严重;旋涡能量在输运过程中易于被湍流耗散,靠近喷管的二阶速度波腹处旋涡脱落压力振幅明显高于其它位置.解耦分析表明:温度对旋涡脱落频率影响不大,当旋涡脱落频率与声振频率分离后,压力振幅显著下降. 相似文献
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潜入喷管背壁区熔渣沉积的机理分析与数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为了探求固体火箭发动机潜入喷管背壁区中熔渣沉积的机理和预估方法,采用欧拉-拉格朗日法模拟两相内流场,采用随机轨道模型跟踪离散相轨迹,确定了燃烧室中粒子的直径分布和两种熔渣捕获判据,分析了不同壁面恢复系数对熔渣沉积计算的影响,计算得到的熔渣最小占Al2O3总生成量的0.201%,最大占到0.287%.与实验数据对比证明该预估方法是准确可靠的. 相似文献
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星孔型装药发动机三维两相流场的数值模拟 总被引:6,自引:1,他引:6
为了研究颗粒在星孔型装药固体火箭发动机燃烧室和喷管中的运动轨迹以及颗粒与发动机壁面的碰撞情况,针对可压两相流动,采用了高雷诺数下的k ε湍流模型和欧拉 拉格朗日两相流模型,用全速度SIMPLE方法对方程组进行求解,并用PSIC方法进行气固耦合计算。计算得出了流场内两相的速度、温度等参数的分布及多种情况下固体颗粒的运动轨迹。在燃气生成量确定的情况下,从距离喷管较近的某些位置进入流场的颗粒比较容易撞击壁面;颗粒的尺寸和局部产生的旋涡对颗粒的轨迹和碰撞也会产生较大的影响。 相似文献
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为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法和流体体积(VOF)模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明:超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。 相似文献
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水下点火固体火箭发动机两相流流场数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
利用FLUENT软件,使用湍流模型和VOF(volume of fluid)模型对水下点火固体火箭发动机的气液两相流场进行数值分析,对点火初期喷管中燃气的流动过程和燃气泡的发展过程进行了仿真,数值模拟了固体火箭发动机尾流场燃气密度、压力和温度的分布规律。研究表明:点火初期,喷管内流场将有一个完整激波建立的过程,除此之后的喷管尾流区域,由于气体受到压力扰动的影响,激波结构被破坏,没有形成连续的膨胀—压缩波;射流过程中燃气泡头部一直保持较大直径,中部燃气通道存在随轴向周期性的膨胀-压缩现象;喷管尾流区,各流动参数出现不同程度的振荡现象:喷管出口燃气密度受外界水的压缩及传质传热的影响,出现峰值后逐渐稳定;喷管出口燃气总压由于受水环境的急剧压缩,在喷管出口附近形成一个高压区;喷管出口燃气温度经三次周期变化后,温度逐渐降至1750K以内。 相似文献
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固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析。实验结果表明:同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰值降低;随着燃烧室压力及喷管出口马赫数的增高,噪声峰值升高;该实验工况下,发动机喷流噪声声压级分布在120-140dB,峰值频率4500-5000Hz。实验结果对固体火箭发动机喷流噪声场的预测提供了实验依据。 相似文献
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布带斜向缠绕结构具有良好的抗烧蚀性能,在国外广泛应用于火箭、导弹的头帽和发动机喷管构
件。本文简单介绍了固体发动机喷管树脂基扩张段的布带缠绕成型技术,布带斜向缠绕成型技术在国外固体
火箭发动机喷管上的应用情况及我国固体发动机喷管扩张段布带斜向缠绕成型技术的研究进展。
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