环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究

针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。     

基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究

采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。     

固液火箭发动机矢量控制与喷管效率研究

运用平均雷诺N-S方程和k-ε湍流模型,对固液火箭发动机喷管二次燃气喷射形成的复杂内流场进行数值模拟。探究了二次喷射位置、喷射流量和喷射角度对矢量控制性能以及喷管效率的影响。结果表明,矢量控制性能和喷管效率不能同时达到最佳。二次喷射位置对矢量控制性能影响趋势先增加后下降。二次喷射流量和喷射角度对矢量控制性能影响近似呈线性增加趋势。结合比冲损失确定理想矢量控制方案:喷射位置为喷管扩张段的1/2处到3/4处之间的位置;二次喷射流量为主流量的6%;二次喷射角度为140°。     

含硼富燃料推进剂一次燃烧喷射效率影响因素分析

通过燃气发生器法测试含硼富燃料推进剂一次燃烧喷射效率,分析推进剂组分和喷射装置对一次燃烧喷射效率的影响。研究认为推进剂组分调整中,有利于提高推进剂燃速和一次燃烧温度的因素,基本上有利于提高一次燃烧喷射效率;当硼含量为30%时,通过调整推进剂配方,选用非壅塞喷射装置,一次燃烧喷射效率可达97%。     

火箭发射燃气流二次燃烧数值研究

为研究二次燃烧对火箭地下热发射排焰环境的影响,采用9组分11步反应的H_2-CO燃烧模型模拟火箭出井过程中发动机的燃气流与空气二次燃烧过程,运用域动分层动网格技术,对火箭运动区域进行更新,数值研究二次燃烧对井内流场温度、压力载荷以及火箭出井速度和时间的影响。数值结果表明,富燃燃气与空气混合发生二次燃烧,导致井内局部燃气流温度、压力升高,但在井底导流锥冲击区、排焰道转弯区以及箭体底部和箭体壁面部位温度、压力载荷分布受二次燃烧的影响较小,相对变化率均不大于8.33%;火箭出井速度和时间受二次燃烧的影响可以忽略。     

收敛-扩张喷管中运用次流推力矢量控制技术的计算研究

采用二阶1TVD格式的有限体积法耦合RNGκ-ε湍流模型和非平衡壁面函数求解二维守恒型雷诺平均N-S方程,数值模拟了运用次流椎力矢量控制技术的二维收敛-扩张喷管中的流动现象。计算结果表明,随着喷管压比的增加,次流喷射所产生的激波向扩张段下游移动,且喷管矢量角不断减小到一固定值;次流压比的增加将导致激波向扩张段上游移动,且喷管矢量角不断增加;次流压比对激波和矢量角的影响比喷管压比更强。     

双孔燃气二次喷射推力矢量性能影响因素数值分析

针对大尺寸潜入式喷管双孔燃气二次喷射推力矢量控制的影响因素进行数值模拟,主要分析了喷射孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角及喷射孔包抄角对侧向控制力、轴向推力的影响规律与强度。结果显示,随着所研究喷射参数的线性变化,侧向控制力和轴向推力损失都呈现出了复杂的非线性变化规律,通过线性拟合,发现了轴向推力随包抄角、喷射角及喷射位置的增大而减小的趋势,发现了侧向控制力随喷射孔孔径及喷射角的增大而增大的趋势。通过K/R2方法对喷射参数在侧向控制力和轴向推力方面影响规律的分析发现,对轴向推力的影响由强到弱依次是喷射角、喷射位置、包抄角、孔径、喷射孔夹角;对侧向控制力的影响由强到弱依次是孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角、包抄角。     

边界层控制方法降低喷管喉衬烧蚀影响因素研究

引入一种边界层控制方法,通过在喷管内表面形成一层低温富燃边界层,降低喷管内表面的温度和近壁面处氧化组分的浓度。采用二维轴对称模型对边界层控制方法进行了参变量研究,模拟了低温富燃气体的喷射质量、喷射温度、喷射位置和喷射角度对该方法的影响规律,比较了不同参变量对降低喷管内表面温度和近壁面处氧化组分浓度的效果,证明了边界层控制方法降低喷管喉衬烧蚀影响因素的有效性。     

喉部跨音速条件下二次流互击喷嘴的雾化特性

为了研究二次流互击喷嘴的雾化效果以及对发动机推力的影响,在跨音速条件下进行了流体喉部的冷流试验。研究了发动机喷管出口处羽流雾滴的累积体积分布、索太尔平均直径SMD和液雾分布指数N。通过试验获得了不同压比和喷射方案条件下的羽流粒度数据。研究结果表明,随着压比的增加,SMD减小,雾化的均匀性提高;雾化效果最好的喷射方案为喉扩喷射,同时扼喉能力与推力效率随着流量比的增加而提高。     

高膨胀比喷管内的液体二次喷射推力方向控制

1 前言向火箭发动机喷管的超音速部分喷射二次流体使其改变推力方向的二次喷射推力方向控制(SITVC)方法主要用于难使整个发动机作方向运动的固体火箭。SITVC的性能受二次流体的种类、喷管的膨胀比、喷射流量、喷射位置,喷射孔形状等多种喷射参数的影响。二次流体使用液体时(LITVC),可通过喷射剂的蒸发在喷射     

Thrust modulation of solid propellant rockets by a fluidic vortex valve with secondary combustion

An analytical model for calculation of the thrust and pressure modulation of a solid propellant rocket by means of a fluidic vortex valve with secondary combustion has been developed. Thrust control by the vortex valve method was found superior to the axial injection of control flow. Addition of oxygen in the injected flow improves the energetic performance of the system as well as the thrust modulation capability. Experiments have been conducted using a mixture of nitrogen and oxygen as the injection gas. The two main parameters investigated in a series of experiments were the oxygen percentage in the injection gas and the ratio between the mass flow rates of the control gas and the solid propellant combustion products. The results show an increase of thrust by a factor of 2 for a 25% addition in mass flow rate by secondary injection at optimal conditions.     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

流体喷管的脉冲爆震发动机出口过膨胀优化数值研究

在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态.传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失.为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷...     

采用液体喷射实现固体发动机主动冷却的探索研究

为寻找固体发动机热防护的新途径,开展了固体发动机液体喷射主动冷却的探索性研究。组建了1套固体发动机液体喷射主动冷却试验系统,开展了原理试验。水作为冷却工质,沿收敛段壁面喷射,试验中对内壁面和外壁面处的温度进行了测量。试验结果表明,冷却工质的引入大大降低了发动机收敛段内壁面的温度,但会造成一定比冲损失;冷却工质参与做功,发动机推力有所增加。建立了液体冷却固体发动机的性能计算模型,并用试验结果进行了校验;根据试验得到了冷却效能估计经验公式。     

富氧燃气发生器液氧供应系统频率特性分析

为了研究富氧发生器液氧供应系统的动态特性,详细考虑液氧头腔中的流动过程和喷嘴动力学环节,建立了系统的传递矩阵模型。计算了系统在发生器室压扰动下的频率响应特性,并分析液氧头腔体积、喷嘴压降、喷嘴惯性和发动机工况对液氧供应系统动态响应的影响。结果表明,由于液氧头腔的容积较大,液氧喷注导纳主要取决于头腔和喷嘴的动态特性,出口流量幅值在很宽的频率范围内都较高。增大头腔体积,则增大出口流量的幅值,降低头腔中压力响应幅值。适当提高喷注压降或喷注单元的惯性,都能降低液氧喷注导纳的幅值。在低工况下出口流量幅值在300～800Hz之间增大,不利于该频率范围的耦合稳定性。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

层板发汗冷却推力室传热分析

对于采用层板发汗冷却的推力室,为了最大限度地减少冷却剂流量,理想情况是,应根据不同轴向位置的受热情况来分配冷却剂流量,以使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内.本文运用有限体积法,对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟,同时通过调节冷却剂吹风比,使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度之内.为综合...     

某型号大推力火箭发动机试验推力测量不确定度评定

根据某型号大推力火箭发动机试验推力测量系统的工作原理和组成、计量标准量值传递关系和系统低温调试结果,确定推力测量系统的不确定度来源,通过进一步的误差分析并应用误差计算理论对系统不确定度进行评定,得出该系统测量不确定度作为推力测量准确性依据。