火箭发动机设计参数对喷管效率的影响

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响德国航空航天研究院用ＪＡＮＮＦ二维动能程序的改型给出了大型Ｈ。／Ｏ。火箭发动机喷管的流动计算结果，对火箭喷管进行了各种计算以研究火箭发动机特征设计参数对喷管损失的影响。喷管损失的范畴可分成扩散、摩擦和动能几类。此外，...     

座舱供气喷管计算

利用理论计算方法,对喷管在不同压力下的流量进行计算,得到喷管的流量—阻力特性曲线,并与试验曲线进行对比,验证了理论计算的准确性。该方法可以用来进行环控系统座舱供气喷管设计。     

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

喉部不对称对微喷管性能影响

以FLUENT 6.1软件为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了微喷管内超声速流体流动,分析了喷管喉部结构不对称对喷管内部的流场和喷管性能的影响.这种喉部结构不对称是由于喉部上下顶点在x方向偏离一定距离所造成的.数值计算结果表明,喷管喉部在流体流动方向的不对称,将导致喷管内部流体流场不平衡性,使得流量增大,喷管出口的x方向推力增加,y方向产生了多余的推力.      

旋流对轴对称喷管性能影响的数值研究

为了研究旋流进气对喷管性能参数的影响,使用数值模拟的方法对轴对称喷管直流进气与旋流进气两种工作状态进行了对比研究,分析了不同空气流量、不同旋流强度下的喷管流量系数、真空推力系数以及比冲的变化规律.研究发现,使用喷管入口轴向质量平均总压计算所得喷管性能参数不随旋流强度的变化而变化,且与直流状态近似相等;旋流的切向动压随旋流数的增大而增大,但对喷管推力没有贡献,应将其归入总压损失.      

间冷回热涡扇发动机回热器在喷管内的安装布局研究北大核心

通过引入多孔介质模型,建立了适用于复杂管束结构的CFD计算模型,并利用文献数据对其进行了校核。在此基础上,对安装回热器模块后的喷管流场进行数值仿真研究,得到燃气在喷管内的流动结构、压力损失及流量分配参数。基于Isight优化平台,在给定相同压力损失条件下,得到通过回热器最大总燃气流量下的安装方案,以及安装变量对优化目标函数的影响权重,可为回热器安装设计提供指导,并为进一步的全三维CFD研究提供理论支持。     

一种基于引射效应的流体推力矢量新技术

流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。     

间冷回热涡扇发动机回热器在喷管内的安装布局研究

通过引入多孔介质模型,建立了适用于复杂管束结构的CFD计算模型,并利用文献数据对其进行了校核。在此基础上,对安装回热器模块后的喷管流场进行数值仿真研究,得到燃气在喷管内的流动结构、压力损失及流量分配参数。基于Isight优化平台,在给定相同压力损失条件下,得到通过回热器最大总燃气流量下的安装方案,以及安装变量对优化目标函数的影响权重,可为回热器安装设计提供指导,并为进一步的全三维CFD研究提供理论支持。     

混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法

为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用.      

涡轮发动机可调收扩喷管主要性能影响因素

采用数学方法对影响收扩喷管流量系数和推力系数的因素进行了定量分析,将特定结构参数的收扩喷管流量系数转化为喷管喉道直径D8的函数,将推力系数转换为喷管喉道面积A8和喷管面积比Ar的函数,并通过数值模拟对流量系数和推力系数函数的准确性进行了校验。研究结果表明:这2个函数可以较好地反映流量系数和推力系数的变化趋势,通过对其求解可以快速得到收扩喷管在某一状态的性能参数。利用公式得到可调收扩喷管推力系数最大点出现在略欠膨胀的工作状态。     

基于推阻平衡的喷管型面截短方法研究及试验验证

出于减小喷管壁面摩擦损失的考虑以及发动机的整体布局的受制,传统推力喷管设计方法得到的理想喷管通常需要进行适当截短。合理的截短方法有助于保持喷管性能,因此,通过壁面单元受力分析并考虑单元体内的推力与阻力关系,提出了一种推阻平衡的喷管截短设计方法。使用上述方法对一个三次曲线型面的三维原始完全膨胀喷管进行截短,使喷管长度减小25%,重量减小34%。通过风洞试验与数值模拟结果对比发现,截短后的喷管推力系数提高1.5%,升力也得到有效提高,验证了此种截短方法的正确性。截短后喷管处于欠膨胀状态,与理论分析得到的最大静推力状态结果相符。     

航空发动机矢量喷管控制系统试验研究

为验证航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的阶段性研究成果,开展了配装轴对称矢量喷管的航空发动机地面整机试车验证研究工作。试验选取了几个具有代表性的航空发动机典型工作状态点进行,首次进行了在阶跃输入条件下的航空发动机整机动态性能测试,获取了航空发动机矢量喷管控制系统静态性能和动态性能的基本数据,验证了航空发动机轴对称矢量喷管控制系统的有效性,总结了该系统的油源压力和流量对控制系统性能的综合影响,具有一定的工程应用价值。     

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。     

双过临界喷管充气混合装置

双过临界声速喷管充气混合装置能够快速、均匀地混合两种气体,其背压适用范围比临界声速喷管提高了４０％,性能良好,结构简单。经边界层修正、实态标定和色谱检验、混合效果良好。适用 种燃烧、爆轰实验的气体混合。     

合排气二元收敛喷管与发动机流量匹配设计方法

发展了一种基于喷管三维黏性数值分析的内外涵气流质量流量匹配设计方法.该方法主要是通过建立以喷管待定几何参数为未知量的非线性无量纲内外涵气流质量流量匹配方程组,然后采用逐步线性迭代法结合喷管三维黏性数值分析对该非线性方程组进行求解,得到满足发动机内外涵流量匹配的喷管设计方案.通过数值算例验证分析,结果表明：①该方法可以快...     

出口宽高比对双涵道S弯喷管流动特性的影响

为了明晰出口宽高比对基于真实排气混合器构型的S弯喷管流动特性的影响机制,数值模拟了不同出口宽高比下的双S弯喷管内/外流特性。结果表明：出口宽高比对排气混合器附近的流场特征影响较小,但增加出口宽高比导致喷管下游纵向转弯处的涡量减小,而涡的横向运动更加剧烈,由此带来的涡损失及内/外涵掺混损失沿纵向有所减小,沿横向持续增大。随着出口宽高比的增加,纵向两弯处及等直段区域的壁面剪切应力减小,相应的摩擦损失和局部损失降低;而上、下壁面极限流线的扩张-汇聚程度增强使得该区域的摩擦损失增大。宽高比的增加导致喷管出口附近气流的轴向速度逐渐增大,出口下游的尾喷流速度核心区长度逐渐缩短。不同出口宽高比条件下,喷管几何构型与排气混合器相互作用产生的多种流动损失的变化趋势相反,综合起来对S弯喷管的气动性能影响较小。     

二元喷管气动喉道控制的数值模拟

采用二阶迎风格式,并结合S-A湍流模型求解N-S方程,对喉部注气的二元拉瓦尔喷管内部和周围流场进行了二维数值模拟,分析了注气总压比、注气总温比、射流缝缝宽和注气角度对喷管气动喉道控制的影响。计算结果表明：喷管相对喉道面积比随注气总压比和射流缝缝宽的增大而基本呈线性地减小,而注气总温比对喷管相对喉道面积比的影响很小;注气角度对气动喉道控制有一定的影响,当注气角度在-30°左右时,相对喉道面积比最小。     

V型尾缘喷管流场特性数值模拟

模拟计算了一系列V型尾缘(Chevron)收敛喷管的详细涡结构(包括流向涡和展向涡)、引射系数、推力损失等性能,并与相关实验结果进行了对比验证。采用有限体积QUC IK格式和标准k-ε湍流模型,结合壁面函数求解雷诺平均的N-S方程。通过模拟计算与实验结果的对比,验证了计算方法的可行性。通过计算得出:V型尾缘喷管齿弯角越大,核心区长度越短,喷管出口下游的流向涡和展向涡的强度和尺度也越大。V型尾缘的齿弯角每增加1°,对应的喷管的堵塞比约增加0.98%,喷管的推力损失约增加1.71%,引射系数约增加3.45%。     

线性塞式喷管外流干扰数值计算与冷流试验

采用有限体积法对由塞锥截短率为25%的线性塞式喷管和升力体构成的塞式喷管运载器风洞冷流试验模型进行仿真计算,并结合试验测量结果,研究了不同高度(压比)下外流对线性塞式喷管流场结构和性能的影响.结果表明,外流干扰导致线性塞式喷管内流过膨胀和横向侧流强度增加,并影响塞锥底部气流的受限流动;低空工况下外流的存在造成塞锥壁面和底部压强降低以及运载器底部阻力增加,喷管性能损失较大;高空工况下塞锥壁面和底部的压强已经不再受外流的影响,喷管性能损失较小,主要由运载器底部阻力损失造成.      

用Tam-Thies湍流模型研究带小突片的喷管流场特性

 首先,采用标准k-ε模型、可实现（realizable）k-ε模型、重正化群（RNG）k-ε模型和Tam-Thies模型4种湍流模型模拟了不同工况下的两种轴对称喷管和带有4片小突片的喷管流场,并将计算结果与实验值进行对比。结果发现：Tam-Thies模型所得出的模拟结果与实验值符合最好。然后,用Tam-Thies模型模拟了小突片后倾角不同的喷管的流场,和没有小突片的喷管的计算结果对比,发现：带有小突片的喷管的尾喷流的核心区长度变短,喷管出口下游气体的混合加剧;而当小突片后倾角增大时,核心区长度先减小后增大;在每个小突片下游产生一对方向相反、强度相同的流向涡,当小突片后倾角增大时,流向涡强度呈现出先增大后减小的趋势,而喷管的引射系数增益和推力损失系数都逐渐减小。