固体火箭发动机冷气冲击瞬态内流场分析

运用高压氮气冲击固体火箭发动机来模拟在发动机点火时产生的高压峰值对药柱及发动机壁面的冲击,测量出发动机头部、中部、尾部的压力分布,对固体火箭发动机冷气冲击试验过程进行模拟。应用(fluent)流体计算软件,对瞬时内流场进行了二维轴对称非定常数值分析。研究结果表明,所模拟的3个测量点压力-时间曲线与试验曲线吻合较好,药柱头部位置及内端面受冲击力较大,易造成结构完整性破坏,进一步证明试验能够较好的模拟真实点火峰压对发动机及药柱造成的影响,为发动机点火设计及试验提供有力的参考。     

固体火箭发动机点火瞬时内流场轴对称数值分析

应用流体计算软件(FLUENT),通过UDF(用户定义函数)编程,考虑了辐射热量的影响,对固体火箭发动机点火瞬时内流场进行了轴对称数值分析,得出了点火瞬时的压强．时间曲线、各时刻的流场和推进剂燃面上的辐射热量。从具体数值上分析了辐射热量对点火瞬时的影响。研究结果表明,该方法可较好地预示点火瞬时的内流场和压强变化情况。     

固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示

本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析，计算得到了该阶段燃烧室中压强，温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。     

固体火箭发动机内流场研究的新动向

对固体火箭发动机内流场的研究作了总结性的回顾，并对近年业该研究领域的若干新动向作了介绍，即粒子沉积研究、基于非结构网格技术的内流场数值模拟、复杂内流场模拟试验、     

固体火箭发动机潜入和非潜入喷管内流场模拟及对比

利用FLUENT流场计算软件,对采用潜入和非潜入喷管的全尺寸固体发动机,采用二维轴对称模型和准定常方法进行了内流场模拟计算和对比分析.结果表明,喷管潜入结构可有效地降低发动机后封头壁面附近的燃气速度,从而比非潜入发动机有更好的热防护环境;两种发动机在燃烧室内压强、速度和温度分布大致相同,非潜入喷管发动机在喷管出口轴线处燃气速度比潜入喷管发动机的大,而温度和压强较低.     

固体火箭发动机燃烧热结构与内流场国防科技重点实验室

由航天科技集团公司第四研究院和西北工业大学联合建设的我国国内固体火箭推进领域第一个国家级重点实验室——燃烧热结构与内流场重点实验室于1995年底建成并投入使用。近10年来，该实验室与国内外同行广泛地进行了学术交流，先后开展了345项课题研究，已完成287项，获省部级以上科技成果30项，在国内外刊物及国际性学术会议上发表论文153篇，已培养博士后8名、博士52名、硕士137名。目前在站博士后2名、在读博士研究生31名，硕士研究生79名。     

固体火箭发动机点火系统一体化设计及仿真

基于ACIS几何造型平台结合HOOPS图形显示,开展了固体火箭发动机点火器一体化设计及性能仿真的研究.实现了快速预估点火器的主要结构尺寸、预示点火器的性能及三维模型的实时显示和交互.提出了一种计算点火器质量流量和压强时间关系的模型,通过比较证明了模型的有效性.采用流场数值模拟软件对点火过程进行分析,得到的结果和理论计算结果吻合较好.     

具有倾斜燃面的固体火箭发动机内流场解析解与数值解的分析比较

运用解析方法与数值模拟方法,对具有倾斜燃面的固体火箭发动机内流场进行了研究.解析部分以二维不可压欧拉方程为基础,运用摄动法求解涡量-流函数非线性方程,得到了燃烧室内速度场、压力场及涡量场的解.数值模拟部分采用FLUENT软件中的层流模型与标准k-ε模型,针对不同雷诺数下的情况选择不同的模型,对该问题进行了数值模拟.主要研究了燃面倾斜角α与平直燃面长度L对燃烧室内流场的影响.结果表明,若不考虑倾斜效应,仅用平直燃面代替倾斜燃面,不仅会高估压降,而且会影响流场的其他参数,这种影响在加长燃烧室或大燃面倾斜角发动机中尤为突出.解析解与数值解基本吻合.     

固体火箭发动机燃烧热结构与内流场 国防科技重点实验室

由航天科技集团公司第四研究院和西北工业大学联合建设的我国国内固体火箭推进领域第一个国家级重点实验室燃烧热结构与内流场重点实验室于1995年底建成并投入使用。近10年来，该实验室与国内外同行广泛地进行了学术交流，先后开展了345项课题研究，     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律.     

基于SST湍流模型的模拟SRM内流场数值仿真

为准确模拟固体火箭发动机燃烧室内流场,采用基于格心的迎风型有限体积法求解定常雷诺平均Navier-Stokes方程,在空间离散方法上,采用AUSM-PW矢通量分裂格式,时间推进采用三阶三步TVD型Runge-Kutta显式方法,将Ment-er F R提出的SST( shear-stress-transport)湍流模型及其改进形式用于燃烧室湍流流场的数值模拟,并将计算结果与Wilcox的和Spalart-Allmaras湍流模型进行了对比。结果表明, Menter F R的SST湍流模型计算的燃烧室内的径向速度分布与实验值吻合得最好,最大误差约为5.1%;计算的燃烧室内湍流强度分布与实验的规律一致,而其余湍流模型计算的结果与实验值有很大差异。     

某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真

以某固体发动机的燃烧室和喷管为一体化研究对象,采用三维流场控制方程,应用有限体积法计算了发动机点火启动过程中燃烧室和喷管内燃气的流场特性。发动机药柱上的着火点最初出现在药柱星角尖上,然后向四周扩展;在药柱点火初期,燃气压力波先于火焰峰到达喷管;随着燃烧室内燃气压力升高,压力沿轴向分布逐渐平缓;当喷管进口压力与出口背压比达到某一值时,喷管扩张段内出现一道激波,随着压力比的升高,激波最终移出喷管,燃气流速在喷管出口处达到最大值。     

双燃速星孔药柱长尾喷管发动机三维两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日两相方法模拟了带长尾喷管的固体火箭发动机三维两相内流场。在同位网格基础上用有限体积法离散N-S方程,采用不完全LU分解预处理B iCGStab算法求解线性代数方程组,通过可压缩SIMPLE算法求解气相流场。用PSIC方法进行气粒耦合计算,得到了气粒两相的速度、温度等参数的分布以及不同尺寸的A l2O3粒子运动轨迹。计算结果表明,在发动机工作初期气粒两相流场呈现强三维特征,长尾管中后段、喷管收敛段以及燃烧室后封头等部位是烧蚀最严重的部位。     

非结构网格技术应用于固体火箭发动机内流场数值模拟

从二维欧拉方程出发，采用非结构网格技术对固体火箭发动机内流场进行数值模拟，研究了点火初期、燃烧过程中和燃烧结束时固体火箭发动机燃烧室不规则物理区域内形成的复杂流动，分析了流场结构及特性，并对在这一领域应用非结构网格技术存在的问题进行分析。     

翼柱形药柱发动机点火瞬态三维数值模拟

采用流体计算软件(Fluent),通过用户自定义函数(UDF),考虑了燃烧室瞬时压强变化的影响,对某固体火箭发动机点火瞬态内流场进行了三维模拟,得出了点火瞬态头部压强一时间变化曲线.结果表明,堵盖打开前燃烧室压强振荡1次,堵盖打开后燃烧室压强振荡3次;随着点火燃气不断加入,燃烧室压强从头至尾呈现先弱后强的变化趋势.该方法能较好地预示点火瞬态的启动特性.     

固体火箭发动机尾焰流场特性研究

针对某固体火箭发动机,对二维轴对称尾焰流场进行数值模拟,并考虑复燃化学反应和Al2O3颗粒运动的影响。计算得到了尾焰射流的温度场和组分分布图,将计算结果和地面实验结果进行对比,对尾焰流场主要特点进行分析。结果表明复燃化学反应主要发生在燃气空气混合区域,化学反应使复燃区域温度升高约250 K。该计算方法能反映出尾焰复燃流场的主要特点,可为固体火箭发动机尾焰红外特性的计算提供流场基本数据。     

旋转条件下固体火箭发动机三维内流场数值模拟

基于颗粒轨道模型,通过运动方程加入过载加速度的方式建立了旋转条件下固体火箭发动机内三维两相流的数值模型,并利用该模型研究了不同的旋转加速度对固体火箭发动机中粒子运动轨迹以及聚集浓度的影响。结果表明,随着发动机旋转速度的增大,粒子的聚集带逐渐向壁面附近扩散,在发动机的轴向附近形成一个无粒子区域,旋转速度越大,无粒子区域越大;当旋转速度增加到一定值,粒子的聚集带向外扩散至壁面上,在前封头附近的壁面上形成一条与发动机母线成一定夹角的高浓度聚集带。     

随机颗粒轨道模型在长尾喷管发动机流场计算中的应用

应用随机轨道模型对长尾喷管发动机长尾段内的轴对称两相流动进行了数值模拟,并对确定轨道和随机轨道获得的计算结果进行了对比分析,研究了10、30、50、80、100μm不同直径颗粒及3种不同颗粒直径分布下颗粒的运动轨迹和颗粒在壁面聚集浓度的区别。研究表明,随着颗粒直径的增加,颗粒的随流性变差,惯性增强,湍流脉动对颗粒的作用减小,不同颗粒轨道模型获得的计算结果区别明显,尤其是喷管扩张段的差异;随机轨道相对于确定轨道获得的结果,流场中几乎不存在无颗粒区域;不同颗粒直径的分布形式对计算结果影响也较明显;颗粒和壁面碰撞的形式主要为小直径颗粒主要受湍流脉动的作用,大直径颗粒主要是由于惯性的作用。