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燃烧室轴向和周向长度对气液两相旋转爆轰特性的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
为了研究旋转爆轰发动机燃烧室轴向和周向长度对气液两相旋转爆轰特性的影响,采用守恒元和求解元(CE/SE)方法对带化学反应的汽油/富氧空气两相旋转爆轰理论模型进行求解,获得了气液两相旋转爆轰流场结构,并分析了燃烧室轴向和周向长度对燃烧室流场、爆轰波传播特性以及发动机推力性能的影响。计算结果表明:轴向长度对燃烧室上游流场影响甚小,却对下游流场参数影响较显著。随着轴向长度增加,燃烧室出口压力、温度、密度以及周向速度均降低,轴向速度则逐渐增大,同时发动机平均推力密度和燃料比冲先增大后减小。当周向长度过短,燃烧室内难以形成自持传播的爆轰波,随着周向长度增加,上游爆轰波强度增加,对应的流场参数均有所增大,但发动机推力性能略有所降低。 相似文献
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发展了用于轴对称流场,任意非正交曲线网格下的矢通量分裂隐式有限体积法;统一了二维和轴对称流场计算的表达式。该方法对粘性通量项进行了分解和归类,考虑了包括交叉导数项在内的所有项对隐式增量的贡献。对带中心喷流的流动计算表明该方法收敛速度和计算精度均优于MacCormack显式格式。横向喷流强干扰流场的计算初步揭示了姿控发动机喷流产生间接推力的机理,由此,设计中可降低对主发动机额定推力的要求 相似文献
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为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明:通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。 相似文献
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以轴对称Navier-Stokes方程组为基础,将球面激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,数值模拟了抛物型激光推进光船的工作过程。计算中对激光支持的爆轰波阵面进行实时追踪,以获得激光能量吸收源项,同时采用Gupta建立的高温平衡空气模型来计算工质的热力学参数和输运特性。并用所发展的数值模拟程序研究了不同构型设计光船的推进性能。最后分析了流场流动特性和推力生成机制。结果表明,推力面离焦点距离越近,光船获得的冲量耦合系数越大,而峰值推力越小。 相似文献
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为缩短固体火箭发动机的研究周期、降低研究成本和揭示工作机理,需要对其工作过程进行三维数值仿真,但数值计算中许多物性参数如输运系数的确定存在困难,为此主要研究了适合于固体火箭发动机内高温高压下的多组分混合物输运系数的计算方法,并通过高级计算机语言管理数据库等方法实现自动计算,可准确快速地计算发动机内流过程中输运系数的变化,为真实模拟发动机的工作过程提供正确的物性参数。 相似文献
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为了研究飞行过载对固体火箭发动机燃烧室化学反应流场影响,以Liang模型模化铝滴燃烧,以有限化学反应速率模型模化湍流燃烧,对过载条件下发动机内流场进行了数值分析,数值结果与试验结果取得了趋势上的一致。研究表明,文中采用的数值计算方法可有效重现发动机热结构故障点;飞行过载改变了流场温度、粒子浓度、化学反应速率等参数分布;过载条件下燃烧室绝热结构表面铝滴积聚及剧烈的化学放热反应是导致其异常烧蚀的原因之一,铝滴局部积聚燃烧会导致温度场畸变;热结构设计必须与流动结构匹配。 相似文献
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The results of the comprehensive numerical analysis for dynamics of intrachamber processes that appear at nozzleless solid propellant rocket engine (SPRE) actuation are presented. A complete cycle of rocket engine operation is analyzed. We solve a conjugate problem involving the igniter actuation; heating, ignition and following combustion of a solid propellant charge; a combustion product flow in the combustion chamber; depressurization of the combustion chamber, and the subsequent motion of the rocket engine blank; variation of the combustion surface geometry at the expense of the gradual and nonuniform burnout of solid propellant web. 相似文献
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介绍了固体火箭发动机的能量管理技术对于提高战术导弹射程、命中精度等方面的作用,针对隔板式能量管理技术,分别对美国、加拿大、日本、德国等国的代表性研究方案进行了评述,指出了今后的研究方向。 相似文献