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基于量热完全气体、组分冻结的热完全气体、化学非平衡气体模型建立了喷管性能仿真物理模型,采用三阶精度的WENO格式进行了不同气体模型的喷管流场计算。根据流场计算分析了四氧化二氮/甲基肼发动机和液氧/煤油发动机喷管的性能,并针对液氧/煤油发动机分析了室压和不同喷管扩张段型面对性能的影响。结果表明,采用量热完全气体模型所计算的比冲高于用热完全气体模型的计算值,这两种气体模型给出的计算偏差较大,且没有规律性;二维化学动力学计算结果更接近实测值;提高室压不仅能提高燃烧效率,也能减小化学动力学损失,使喷管性能提高;对Rao方法设计的喷管型面进行附面层修正可略提高性能,或在同样性能要求下略减小喷管长度。 相似文献
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火箭发动机工作是极复杂的物理化学过程,在喷管内气体的为三维、多相、粘怀、化学反应、跨声速流动。预估发动机的性能时,不仅要计算多相流损失、粘性、扩散损失,还要计算由于化学反应引起的化学动力学损失等,这就要对喷管内的各种流动现象作仔细的计算分析。本文采用Nakahashi半隐格式,用时间相关法计算了一维和轴对称喷管跨声速化学反应非平衡流场,得到了正确合理的结果,在跨声速喷管化学反应流仿真计算上作了初步 相似文献
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单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场,得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数,并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究,探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异,分析了其中的原因。计算结果表明,研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算,正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。 相似文献
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高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析 总被引:2,自引:0,他引:2
《宇航学报》2017,(1)
以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。 相似文献
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固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟 总被引:4,自引:1,他引:4
固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据. 相似文献
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某发动机整机模态分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。 相似文献
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使用计算机视觉方法进行的发动机极性自动化测试是火箭地面测试中重要的测试环节,该环节存在进一步改进和提升的空间。将递归全对场变换(Recurrent All-pairs Field Transforms, RAFT)光流算法替代传统光流法检测技术用于发动机喷管实时运动监测,并根据现场测试场景对光流算法进行了优化,提升了运动检测速度与测量精确度,使自动测试系统具备了摆角的估测能力;在软件系统设计层面,引入差异图像直方图法监听法辅助喷管动作识别,避免了光流法对于未处在监测流程中的摄像头的冗余监听资源消耗,降低了系统硬件设备的负载,同时实现了一种可视化在线判读软件的设计。提出的软件与算法方面的改进在当前已投入使用的极性自动化测试系统上实现了进一步的优化。 相似文献
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为有效缩短箭体长度,增大喷管扩张比,提高发动机比冲,对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程,在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用,并对典型喷管变形机构进行了方案分析,研究了其组成原理和功能设计特点,最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点,并综合分析评价了各方案,提出了喷管变形机构技术发展建议,可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。 相似文献
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利用Fluent软件对着陆过程中缓冲发动机的喷流流场进行数值计算,发动机与地面相对位置的不断变化使计算域形状不断改变.为了保证计算的正确性,必须采用动网格技术.介绍了实现移动网格的基本方法,并结合使用网格弹性平滑移动和网格重构方法实现了着陆过程中缓冲发动机喷流流场的非定常数值计算;得到了随发动机着陆产生的喷流流场的压强... 相似文献
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为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。 相似文献
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本文是为解决有关发动机喷管的实际烧蚀问题而进行的喷管前腔流场计算分析的一部分。探讨了SIMPLE算法在复杂边界下运行问题,重点研究了突扩后缩型喷管前腔的流场结构。计算表明:本文所提供的双涡系统与Finaish等人的结论是一致的,进一步证实了F.Pan和A.Acrivos的嵌套涡族理论。 相似文献