用于载重飞行中的液氢储箱的增压及液氢的排出

本文介绍了在通常重力条件下。用于载重飞行的体积为4.89m~3的液氢储箱增压及排出的一些试验结果。增压及排出时间是个可变参数。用以研究所要求的长传导时间对未来空间飞行应用的影响。现在发现,在较短的增压及排出过程中,通过增加工作时间来增加压力损耗是非常有意义的;同样.在长的增压或排出过程中,通过减小操作时间来减小压力损失,也是非常有意义的。在液面上气隙部分进行的气——壁间的热传递是能量转换的主要方式。在排出与长时间的增压过程中有50%以上的压力能通过箱壁的加热损失掉了。先进的数据分析将要求一个多维的方法与提高测试液气界面迁移现象的能力相结合。     

航天飞机固体火箭发动机内的熔渣沉积模拟

固体火箭发动机含铝推进剂燃烧时,在其表面生成铝/三氧化二铝液滴。液滴一旦离开表面与其它液滴碰撞,就会形成大的聚结物(agglomerates)。大部分液滴或聚结物不能随燃气流排出喷管之外,可能沉积(deposite)在发动机的内表面。本研究通过流动模拟来了解航天飞机固体火箭发动机(SRM)内熔渣物的沉积过程和伴随而来的积聚(accumulation)、堆积(pooling)过程,从而提出一种分析方法,以预测与沉积和堆积过程有关的某些未知数。通过对发动机地面卧式试车后发动机内的凝固熔渣进行观察,定性地证实了用这一方法进行分析所得出的结果。本文用这些结果来解释 QM—2发动机(鉴定发动机)内的熔渣,同时也预测飞行过载对熔渣形成的影响。虽然这一方法是为 SRM 提出的,但也适用于任何结构的固体火箭发动机。     

大型固体发动机潜入式喷管背壁区域熔渣沉积数值模拟

考虑凝相颗粒间的相互作用以及颗粒和发动机壁面之间的碰撞,建立了固体发动机潜入式喷管背壁区域熔渣沉积数值计算模型,并针对某大型固体发动机内熔渣形成过程开展了数值计算。结果表明,该计算模型具有较高的计算精度,计算结果可信;熔渣的沉积主要是由颗粒之间相互作用而形成的大尺寸颗粒与喷管潜入段内壁面碰撞并发生黏附而形成的;喷管潜入段入口处药柱燃面的形状对潜入段内熔渣的沉积过程具有一定影响。     

液气动量比对内混式直流气液喷嘴雾化特性影响

为探究液气动量比对内混式直流气液喷嘴雾化特性的影响,采用基于Gerris的VOF方法和自适应加密算法,对不同液气动量比下的两液相孔内混式直流气液喷嘴雾化过程进行数值计算。结果表明:Gerris可以清晰地捕捉到射流柱从变形、弯曲到雾化为液滴的全过程细节特征,雾化过程图像与实验拍摄的基本吻合,获得液滴空间分布,计算得到的全场液滴SMD为50～60μm。当液气动量比较小时,内混式直流气液喷嘴的射流不发生相撞,雾化机制为气动破碎。随着液气动量比的增加,两股射流破碎长度和穿透深度均增大,射流发生相撞,雾化机制为气动破碎和撞击破碎。     

微重力环境下推进剂贮箱中三维气液平衡界面的数值模拟

以部分管理表面张力贮箱的管理舱为研究对象,利用三维气液平衡界面计算程序Surface Evolver,在无重力和微重力且几何边界条件比较复杂的环境下对管理舱内的气液平衡界面进行数值模拟;计算结果与已经应用卫星的理论计算完全吻合。     

超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究

采用Euler-Lagrange方法对来流马赫数为1.94的超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程进行数值研究。计算给出的射流穿透深度、液滴Sauter平均直径(SMD)及液滴速度分布均与实验吻合较好。仿真结果较详细地揭示液体射流喷雾与气流之间的强烈相互作用过程。受液雾影响,射流前形成较强激波,气流依次经过激波及液雾区域,气流速度存在两次下降过程。计算结果揭示,超声速来流可以与射流的液滴轨迹相交,气流经液雾前沿进入液雾区域后,流向往壁面偏折。本文首次发现并提出,由于气液相互作用诱导形成两组反向反转漩涡对,这对于理解两相混合过程具有重要意义。气液相对滑移速度的分析表明,液滴在穿透自由来流并开始转向时受气流作用最为显著,完成转向后气液相互作用逐渐减弱。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

大水深火箭发动机尾流场数值模拟

针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。     

氢氧火箭发动机喷雾演化过程作用机理

高压超临界喷雾演化过程作用机理是氢氧火箭发动机燃烧不稳定性机理分析、提高燃烧 效率研究的基础。为探讨高压条件下液氧喷雾演化过程的主要作用因素,引入气液同轴喷嘴 雾化模型和高压蒸发模型,考虑超临界条件下液氧／气氢气液平衡及其物理属性,对氢氧火 箭发动机单喷嘴工况条件下喷雾燃烧过程进行了一体化三维数值仿真,得到了液氧喷雾液滴 分布和燃烧流场参数,综合分析了液氧液滴蒸发率、氢氧化学反应率、混合燃气涡量分布与 液氧喷雾尺寸、数量的变化规律,提出了液氧喷雾演化过程六个作用因素不同的阶段。
     

气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程研究

为了全面认识气液针栓喷注器破碎过程,采用网格自适应加密技术、CLSVOF(coupled level-set and volume-of-fluid method)方法和SBES(stress-blended eddy simulation)湍流方法对气液针栓喷注器液束撞击气膜破碎过程进行数值仿真,获得了液束破碎过程的...     

液氢/液氧火箭发动机尾焰流场特性仿真研究

为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。     

多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性可视化研究

为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布.在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算.计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础.     

分段式固体发动机颗粒沉积规律研究

开展了分段式固体发动机颗粒沉积规律研究,探究了分段药柱端面限燃层高度对分段式固体发动机熔渣沉积的影响。结果表明,随着限燃层高度的增大,分段式发动机的熔渣沉积量明显增大,计算结果与试验结果吻合较好。分析认为,造成熔渣沉积量增大的主要原因是随着限燃层高度的增大,颗粒通过限燃层后的速度方向与壁面的夹角逐渐增大,限燃层对颗粒的扰动作用明显增大,后段燃烧室的湍流效应明显增强,最终导致颗粒与壁面的碰撞概率明显增大,熔渣沉积量明显上升。     

固体发动机燃烧室内流场数值模拟研究现状

从三个方面介绍了固体火箭发动机燃烧室内流动数值模拟研究的现状及取得的成果，包括发动机点火传播及起动过程的数值研究，翼环槽内流场研究和粒子轨迹，熔渣计算，并对我国开展此项研究的重点提出了建议。     

火箭发动机有遮挡情况的尾焰红外辐射计算

火箭发动机工作过程中的尾焰会产生强烈的红外辐射,对其结构及载荷有加热的效果,同时一些结构成为了遮挡物体,会影响辐射的传输。为了研究复杂的有遮挡状况下的红外辐射传输,采用反向蒙特卡洛方法,编写气体红外辐射计算程序。计算并分析标准等温流场对其表面的辐射强度,与教材算例对比,验证了红外辐射算法的有效性和正确性。针对某尾焰复燃流场,分别计算并分析尾焰流场有无遮挡两种情况下的气体红外辐射强度。并比较了遮挡物在不同形状、尺寸、位置下产生的影响。研究表明:尾焰的辐射会对发动机结构产生热影响;增加遮挡后,被遮挡区域的辐射强度数值明显减小;遮挡的形状、尺寸及位置都会对其效果产生影响。     

环路热管启动性能实验与分析

通过一系列环路热管的启动地面实验测试,发现了环路热管蒸汽槽道和液体干道中不同气液分布情况下的启动现象,揭示了环路热管的启动过程,研究了蒸发器内气液分布、储液器和蒸发器的相对位置以及不同的启动功率对环路热管启动特性的影响。为环路热管在空间应用提供了重要依据。     

液氧煤油发动机低温组元两相充填过程研究

制定液氧煤油发动机的起动点火程序时,必须考虑液氧充填燃气发生器氧头腔的特性。为此,建立了一种用于模拟低温推进剂充填和换热过程的动态模型。模型考虑了液相与结构壁面、气相与结构壁面以及气—液两相之间的非稳定换热过程以及气—液两相流动过程。同时,通过分相假设描述了气相对充填过程的影响。仿真结果的准确性已经得到综合热调试验数据的验证。     

液氧贮箱增压过程研究

采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布;各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.     

离心式喷嘴内部流动过程数值仿真分析

基于Coupled Level Set+VOF两相流计算方法,分别模拟了敞口型与收口型离心式喷嘴内部流动过程,可视化展示了喷嘴内部填充过程,分析了喷嘴内部的流动特性及其详细流场结构.捕捉到液膜表面波动和液膜表面内侧空气中的涡.结果表明:液膜表面波波谷内侧的空气中有涡存在,涡心连线处在轴向速度零速线上;喷嘴出口截面的轴向速度和切向速度具有明显的分区流动特征.液膜表面波的波谷-波峰和气体中的涡存在挤压与被挤压的相互作用,它们之间通过相界面变形传递这种气液间相互作用.另外,将外喷雾场的计算结果与实验结果对比,两者吻合较好,间接验证了内流场计算结果的准确性.     

神舟飞船液路、气路快速断接器的设计

在我国首次载人飞船工程中,液路、气路快速断接器为关键的技术难点之一。本文论述了液、气路断接器作为机械构件设计的一些方法及关键技术,并对该产品研制过程中有关可靠性的问题进行了探讨。