火箭发动机喷管非定常侧向力和流固耦合研究进展

为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。     

喷管分离流动与侧向载荷定常数值模拟

利用商业CFD软件,进行了三维、有粘、定常计算,模拟了某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动.计算了多个不同入口总压下的工况.其结果预示了该喷管的分离流动在不同入口总压下的激波模态变化,并获得了非对称分离及其造成的侧向载荷的分布情况.计算为进一步相关研究打下了基础.      

液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展

喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响,本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。     

含潜入喷管发动机尾部流场冷流模拟

为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型,利用相位多普勒粒子分析仪（ＰＤＰＡ）对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入喷管入口上发生分离,再附点位于喷管前端部外侧,背部空腔内形成一个较为稳定的回流区,流场的轴向和横向湍流强度都比较大。     

无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

对《固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析》质疑

１引言吕振中等人署名的“固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析”一文（刊在《推进技术》１９９７年第１８卷第６期上）,从内容分析,所述对象为我部某大型固体火箭发动机地面试车中的喷管烧穿故障。该文（以下简称吕文或吕课题）认为喷管的内型面半径对轴线的导函数在...     

固体火箭发动机喷管喉衬应力场的理论预估

本文对固体火箭发动机复合结构喷管石墨喉衬在燃气压力和变温载荷作用下的瞬态应力场,采用有限元法进行了分析、计算.提供了该方法的力学模型与基本方法和算例.计算中考虑了材料的方向性.为了节约计算机内存,整体刚度矩阵(K)采用了变带宽压缩存贮法.为了验证理论计算结果的准确性,还与实验结果进行了对比,两者基本符合.     

C-H-O-N体系液体火箭发动机喷管流场数值模拟

采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对C－H－O－N体系的液体火箭发动机喷管粘性流场进行了数值模拟，采用了考虑化学反应和不考虑化学反应的两种模型，其中化学动力学模型为C－H－O－N体系的12组分、14反应有限速率的化学反应模型。数值模拟得到了流场参数在喷管中的分布，结果表明，数值模拟结果与理论分析一致，为发动机的设计及试验提供了参考。     

航空机轮径侧向联合载荷试验及滚转试验侧向加载分析

分析了各种标准、规范对航空机轮径向-侧向联合载荷试验要求,对于滚转疲劳试验,TSO标准明确了偏转机轮试验方法。按照国军标GJB1184要求的侧向载荷为0.25倍垂直载荷的前提下,经理论简化计算,推导出机轮偏转角度为14?,液压缸需要施加的载荷(作用力)至少为1.03倍垂直地面(鼓轮)的设计承载载荷。     

固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析

根据某大型固体火箭发动机在地面试车喷管扩散段前部的烧穿故障的诊断，认为喷管的内型面半径对轴线的导函数在型面衔接点处不连续是导致烧穿故障的直接原因，通过对比模拟试验得到证实。又通过对原型喷管的Ｎ－Ｓ方程计算，发现在型面衔接处有漩涡存在，与最初分析的速度转折点的道理相一致，从而确诊故障。最后，提出型面设计的改进建议，即以余弦曲线代替圆弧曲面，使衔接点处导函数连接，可大大减弱冲刷烧蚀作用，从而避免烧穿。     

尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究

以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差.      

抛物线喷管型面参数对流动分离影响的数值模拟

为了研究抛物线喷管型面的3个参数——初始膨胀圆弧半径、入口角和出口角的变化对喷管流动分离过程的影响规律,模拟了不同参数组合下的抛物线喷管流场参数,获得了喷管流动位置、分离模态随集气室压强增加的变化过程.结果表明:这3个参数能够影响发动机起动过程中喷管流场的发展过程.在一定范围内分离模态转换喷管压比（NPR）与初始膨胀圆弧半径呈正相关;通过合理设定入口角和出口角,可以推迟和缩短受限激波分离过程,为解决彭冠侧向载荷问题提供了可能的方向.      

瓦状塞式喷管冷流实验研究

为了掌握瓦状塞式喷管更多的特征，采用空气作为介质，对一瓦状塞式喷管进行了底部限流板、底部二次流及内喷管倾角对性能影响的冷流实验。研究结果表明：在低中空，底部压强一般比环境压强要低；塞式喷管底部加入二次流可以增加底部压强，但底部二次流对性能的影响在1％－2％以内，少量的二次流对增加性能的效果较好，而加入更多的二次流则效果有限；增大内管倾角，可以增大底部压强即增加底部推力，但存在一个最佳倾角，使最大效率最大；本次冷流实验的瓦状塞式喷管最高效率为96％，其高度补偿效果较为明显。     

三单元气氢/气氧塞式喷管发动机实验

以气氢/气氧为推进剂, 对三单元直排塞式喷管模型发动机(内喷管和燃烧室内衬采用耐烧蚀材料钨渗铜, 塞锥为碳钢)进行了热试实验研究.给出了实验结果, 进行了数据分析.在两个压比(燃烧室压强与环境反压之比)下, 获得了塞式喷管性能数据和塞锥表面5个测点处的压强分布.实验表明, 塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在压比值为50附近, 效率达到92%-93.5%;在压比值为350附近, 效率达到95%-96%.数值模拟的预示结果与实验数据吻合较好.      

DSMC法模拟双组元姿控发动机喷管流动

为了准确获得喷管内不同燃气成分的参数，采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法结合可变软球(VSS)模型模拟喷管流动。单组分的计算结果与文献比较表明，所采用的程序和计算结果可信。对真空双组元钟形喷管内流动的模拟结果表明，压强扩散和热扩散的综合效应导致质量越大的分子越趋向于向边界层内扩散。     

发动机总体与尾喷管三维并行设计研究

为解决某型涡扇发动机尾喷管改型中的流量匹配问题,利用iSIGHT软件平台集成零维发动机性能计算程序和三维混合室和尾喷管的流场计算程序,运用数值缩放(Zooming)技术,实现了混合室和尾喷管型面以及进出口面积的自动修正,解决了尾喷管和发动机流量匹配的问题,并准确地反映了混合室和尾喷管三维流动效应对流量系数、推力系数以及发动机工作点的影响.该方法可为实现涡扇发动机其它部件的Zooming技术提供有意义的参考.      

一种三组元直排塞式喷管发动机系统方案

三组元发动机和塞式喷管发动机均是实现单级入轨的关键技术。针对三组元(液氢、液氧、煤油)直排塞式喷管发动机提出了一套系统结构方案，并对其进行了初步的研究计算。发动机采用泵压式燃气发生器动力循环系统。利用蝶形活门关闭煤油管路、利用可调气蚀管调节氢氧流量转变工况，利用可调气蚀文氏管和涡轮排气进行推力矢量控制。以已有的三组元塞式喷管发动机推力室设计、分析为基础，继承了三组元发动机和塞式喷管的研制成果，是技术先进、性能高、可在短期内实现的新型液体火箭发动机。     

矢量喷管偏转对发动机推力的影响

建立了轴对称矢量喷管数学模型和带这种矢量喷的发动机数学模型,研究了矢量喷管偏转时引起的发动机推力的变化。研究结果表明：喷管有的效矢量角与几何矢量角近似成正比;喷管偏转角较小时,喷管的流量系数及发动机的总推力几乎不同几何矢量角变化,喷管偏转角较大时,喷管的流量系数及发动机的总推力随和何矢量角的增大三小;发动机的轴向推力随着几何矢量角的增大而减小,发动机的侧向推力随着几何矢量角的增大而增大。