再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

火箭射流对RBCC进气道性能的影响

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。     

多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。     

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型，Mα在0—1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征，并对其Mα0—1范围的性能进行了分析，结果Mα在大于等于0．7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置，而更低马赫数范围(包括Mα＝0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场，详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响，发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量，从而也主要确定了发动机的性能，其中构型因素主要决定了掺混的质量，从而决定了低速模态的性能。     

超声速自引射装置的工作过程研究

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流达到满流状态,并根据有关参数计算了引射系数.对比引射器真空舱内压力仿真值和试车测量值,两者基本一致.      

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

内嵌火箭的管道流场计算分析

为了研究管道火箭几何分布、工作条件及流道几何外形对流场和二次来流引射特性的影响,以含双方程k-ωSST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程,对含火箭的管道流场进行了数值模拟,对比研究了管道火箭位置、燃烧室压强对管道流场及二次来流引射特性的影响。结果表明:在管道火箭膨胀喷流没有碰触管道侧壁前,二次来流流量随火箭燃烧室压强的增加而增加,而一旦火箭膨胀喷流边界快速膨胀至流道壁面,被引射来流流量将很难得到进一步增加;随着飞行马赫数的增加,二次来流冲压作用增强,可用来调制管道流场;远场来流静止对应于起飞阶段,正是火箭在最大燃烧室压力(满功率)工作阶段,由此需要较好地解决火箭与管道的尺度匹配问题,否则很难获得相应的增益,内嵌(支板)火箭概念更适用于起飞后的飞行阶段。     

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.      

基于S1,S2流面理论的液体火箭发动机涡轮内部流场计算

应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常问题简化为定常问题,从而简化计算。粘性的影响通过几种损失系数进行修正。计算结果较好地描述了涡轮内部的流动情况,为进一步完善涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据。     

构建航空发动机滑油系统稳态模型

研究模拟不同飞行条件下滑油系统稳态工作对滑油系统的设计和故障诊断具有重要的参考价值。基于部附件特性，提出了依据8个航空发动机性能参数，用向量计算和插值算法取代迭代算法来构建滑油系统稳态模型的方法，并对发动机在海平面、最大工作状态条件下的滑油系统性能参数进行了验证计算。计算结果与设计数据吻合较好，误差在5％以内，表明所建立的稳态模型是有效的。滑油在各轴承腔和齿轮箱中的流量分配随空气压力变化，计算误差主要来自轴承腔和齿轮箱压力分布假设，为进一步提高计算精度，必须建立航空发动机内部空气系统模型。     

不同回流位置液体火箭发动机循环预冷回路特性

液体火箭发动机的循环预冷是复杂的传热过程并且受到很多因素的影响,回流口位置则是影响管路预冷效果的重要因素。为了研究不同回流位置对液体火箭发动机预冷效果的影响,文中采用一维均相平衡态流体模型,通过离散化方法分析了不同回流位置时循环预冷过程中泵体温度的变化规律及预冷管路中流体各参数的分布趋势,得出回流上升管出口最佳位置。     

水下超声速射流对上浮水雷受力特性影响研究

固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。     

液体火箭发动机实验台液路系统工作过程仿真

从一维可压缩液体的瞬变管流方程出发,采用有限体积法,对液体火箭发动机实验台液路系统工作过程进行了一维数值仿真,并将计算结果与实验结果进行了比较与分析。结果表明,该方法较好的描述了发动机实验台液路系统的工作过程,能为实验台系统的设计、故障诊断、优化以及实验发动机的性能分析提供指导。      

药柱含扰流板H2O2/HTPB固液火箭发动机 两相流数值计算

研究了药柱中添加扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响,以北京航空航天大学φ100mm标准固液火箭发动机为计算模型,针对98%H₂O₂/HTPB(过氧化氢/端羟基聚丁二烯)推进剂组合,采用二维轴对称气液两相模型计算了不同药柱位置、不同孔径尺寸的扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响.结果表明:孔径尺寸更小的扰流板且置扰流板于药柱长度的50%~70%时,平均燃料退移速率最大,燃烧效率最高,这将为扰流板设计提供理论依据.      

喷管一维流场化学非平衡通用计算软件研制

研制的火箭发动机一维喷管非平衡流通用计算软件，建立在一个统一的化学反应库之上。该通用计算软件可对推进剂元素为碳、氢、氧、氮、氟、氯的火箭发动机喷管进行一维化学非平衡流数值模拟。通过计算推进剂元素为氢、氧和碳、氢、氧、氮的喷管一维化学非平衡流，得到了喷管流场的速度、温度、密度、压力及各组分的质量百分比等参数，为工程设计提供了依据。     

多级火箭级间分离流动特性的数值模拟

针对某型号研制提出一种级间分离设计方案，从三维薄层近似N－S方程出发，对多种火箭级间分离发动机喷流与超声速外流形成的复杂流动进行了数值模拟，比较了栅栏构架和排焰孔两种设计方案间段流场，从流动形态分析三维排焰孔模型更为稳定，研究给出了不同分离距离下火箭的轴向力系数，发现在较近分离距离内，后体受到的作用力随距离不是单调减小，与分离喷流参数有密切关系，计算结果可作为分离段设计的参考。     

液体火箭发动机自然循环预冷回路的数值研究

针对低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热过程,建立了一维非稳态均相流数学模型,采用反环状流和弥散流两种流型描述膜态沸腾流型及传热特性.数值计算结果表明:自然循环预冷回路中推进剂流量的不稳定特性是由驱动力——循环回路释热量的不稳定性造成的;预冷过程约80%的管路壁面温度下降由膜态沸腾所引起;反环状流和弥散流膜态沸腾流型的引入,可较好解释回流管壁面温度在预冷过程中的逆向分布规律.      

脉冲爆震火箭发动机喷管构型数值研究

利用准1维模型对带喷管和不带喷管脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模型的工作过程进行了数值仿真,研究了喷管构型对单次爆震过程流动以及排气性能的影响。结果表明,带有收敛扩张喷管和收敛喷管PDRE的内部流场比不带喷管和带扩张喷管PDRE的更为复杂。在爆震管完全填充的条件下,各种构型的喷管都能使PDRE性能增益,而收敛喷管使PDRE性能增益最大。但是,带收敛喷管PDRE的比冲仍远低于热力循环理论值,因而优化喷管设计具有进一步提高比冲的潜力。