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针对某液体火箭贮箱增压排液过程,采用二维数值模拟方法对其温度场进行计算.选用低雷诺数k-ε模型分析流体与固壁间的耦合换热,考虑到气液之间发生热质转移现象,编写了控制相变的用户自定义程序(UDF)并植入Fluent软件.采用文献实验数据对相同工况下的计算结果进行验证,对比结果表明所建立的二维模型能够有效预测气枕温度、壁面温度沿轴向分布规律.数值模拟结果发现:气体扩散器入口方向、入口面积对气枕温度、壁面温度的轴向分布影响较弱,而对靠近增压口附近的温度场影响明显.当增压气体竖直向下进入气枕时,贮箱上封头附近气枕温度较低,有利于保障安全阀的可靠运行.当增压气体水平进入气枕时,扩散器直径变大,贮箱顶端高温区范围相应扩大. 相似文献
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液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真 总被引:2,自引:2,他引:0
在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型, 并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真, 计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致, 验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模, 在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明, 合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度, 对于提高增压系统起动过程的平稳性有利. 相似文献
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液体火箭贮箱增压排液过程三种气枕模型的数值对比 总被引:1,自引:1,他引:1
针对液氧贮箱氦气增压排液过程,分别建立了零维整体模型、一维分层模型及二维计算流体力学(CFD)模型对气枕物理场的变化规律进行数值研究.零维及一维模型采用经验公式求解气枕与壁面间的换热量,而二维CFD模型通过低雷诺数k-ε模型确定流体与固壁间的耦合换热作用.计算时氦气采用理想气体模型.利用三种模型分别预测了贮箱内气枕压力、气枕平均温度及温度分布规律.计算结果表明:三组结果分布合理,不同模型的结果之间能够互相印证;对于气枕及与气枕接触壁面沿轴向的温度分布,在气枕主体区一维模型与二维模型预测结果基本吻合,而在靠近消能器的气枕上端,两种模型预测值存在偏差;当增压气体入口速度较大时,气枕上端径向温度分层明显,需采用二维CFD模型才能展示气枕物理场分布. 相似文献
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在所建立低温推进剂分布参数贮箱模型的基础上,采用液体火箭发动机试验台气路系统模块化建模与仿真软件,对某试验台液氧贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真研究.仿真结果与试验结果以及经验公式计算结果获得了很好的一致,表明分布参数贮箱模型相对于集中参数模型更为准确全面地描述了低温贮箱内的流动和热分层现象,并表明有限体积模型体系及所开发的仿真软件具有广泛的适用范围和良好的仿真精度,在管路系统仿真领域具有工程应用价值和数值拓展潜力. 相似文献
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不同于传统铝合金焊接装配贮箱设计,复合材料贮箱设计重点是在分析其全寿命周期载荷工况下复合材料基体微裂纹萌生和损伤扩展的基础上,通过有效的设计手段防止其所盛装的低温推进剂(LOX、LH2)泄漏。本文分别对低温用树脂基复合材料及其性能、复合材料贮箱设计准则、贮箱主要部段的结构设计等方面进行了综述,并对复合材料贮箱发展前景进行了展望。 相似文献
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低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
为预示低温推进剂贮箱在地面停放阶段的压力变化并研究贮箱内物理过程的相互作用关系,建立了包含液体推进剂和混合气体两相的二维轴对称volume of fluid(VOF)计算流体力学(CFD)模型,并引入了基于热力学平衡假设的推进剂相变模型.对实验液氢贮箱进行仿真得到的压力上升速率与实验结果相差9.1%.通过对地面加压停放阶段下的液氢和液氧贮箱的仿真发现:造成液氢贮箱压力上升的主要因素是壁面漏热对气枕的加热作用,而液氢蒸发影响更小,液氧贮箱在加压停放阶段初期明显受到液氧相变的影响.两个贮箱中液面附近的对流运动在不同的气液传热过程作用下有不同的变化趋势,对流运动会影响推进剂的相变进而影响贮箱的压力变化. 相似文献
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压力恢复系统扩压器激波串现象的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
通过求解由S-A一方程湍流模式封闭的三维雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积方法对激光器压力恢复系统变截面扩压器常温状态下的三维流场进行了数值模拟.数值计算和实验符合良好,较好模拟了扩压器中由激波/边界层干扰诱导的复杂流场的流场特性并再现了流场中的"激波串"和"伪激波"现象.本文对激波串的形成机理进行了分析,发现了几种变截面扩压器特有的激波串结构,并研究了扩压器扩张角对扩压效率的影响. 相似文献
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某中央翼燃油箱惰化流场的数值模拟及特性分析 总被引:1,自引:2,他引:1
在不同富氮气体入口参数下,对某大型运输机中央翼燃油箱的惰化过程进行了数值模拟,研究了在不同流量和体积分数富氮气体条件下燃油箱的惰化规律.计算结果显示:当富氮气体中氮气体积分数为95%、体积流量分别为0.021,0.028m3/s和0.042m3/s时,燃油箱内平均氧体积分数随体积置换次数的变化曲线几乎完全重合;当富氮气体体积流量为0.042m3/s、氮气体积百分比分别为92%,94%和98%时,燃油箱惰化率随时间的变化曲线重合.说明相同体积分数富氮气体条件下燃油箱惰化完成时所需富氮气体量与富氮气体流量无关,而富氮气体的流量直接决定了各舱室富氮气体的惰化率.通过对计算结果的分析,证明了利用缩比油箱去模拟真实油箱的惰化过程的合理性.为优化某运输机中央翼燃油箱惰化系统设计提供参考. 相似文献
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对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟。分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比。结果表明:风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响。结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNGk-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响。 相似文献
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为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用 Aungier-Redlich-Kwongz 方程,发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的 RANS 求解软件。与 NIST 数据的对比表明,该状态方程在5倍大气压下,比热比等参数误差在0.3%以下。同时,标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应:以典型运输机构型 DLRF6为模型,分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明,在低温增压情况下,真实气体效应引起的气动力差异很小,升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下,与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此,以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。 相似文献
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采用数值模拟和风洞试验的方法,对吸气式高超声速飞行器盲腔状态的流动特性进行了研究。采用"双时间步"方法进行了内外流一体化的非定常数值模拟,利用彩色纹影系统对高超声速飞行器前体流场进行显示,并采用动态压力传感器测得了飞行器内流道的壁面压力随时间的变化。结果表明:盲腔构型在高超声速飞行中会出现周期性的激波振荡现象。数值模拟所得流场变化特征、内流道壁面压力振荡周期和壁面压力变化趋势与试验结果吻合良好。 相似文献