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采用试验结合数值仿真手段,研究了位于火箭发动机拉瓦尔喷管出口处单片喷流扰流片相对喷管出口径向位置的变化对发动机轴向力和侧向力的影响。研究结果表明:随着喷管出口面积堵塞比的增加,发动机侧向力增大,轴向推力损失增加;发动机轴向推力损失约为侧向力的30%到50%。仿真分析表明:喷流扰流片在发动机喷管扩张段内造成超声速燃气的激波与边界层相互作用,喷管扩张段内壁面形成的非对称压力分布是发动机侧向力产生的基础;喷流扰流片造成的燃气激波和粘性损失是发动机轴向推力损失的根源。 相似文献
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用发动机等效出口直径做为特征尺寸,并假设出口参数相同(实际上,对同一类型火箭发动机,出口参数很相似)。用出口直径对观测点位置进行规一化,用出口直径和推力对声压级规一化,考虑到在声传播过程中,大气衰减与频率的二次方成比例,高频声波比低频声波衰减快,在喷口附近频谱的谱峰频率较高,在远离喷口处,谱峰频率移向低频,实测结果也是如此,因此引出了一个规一化谱形修正因子,连同出口直径一起对频率进行规一化。最后由‘数据’火箭的实测数据得到了三条曲线。对误差做了分析,并对部分误差提出了修正方法。可给出新火箭任一位置的总声压级和三分之一倍频程频谱。 相似文献
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对长二捆近地点变轨固体火箭发动机动平衡用校验转子、工装、空载/满载发动机、卸载/不卸载发动机以及有无喷管发动机等各种状态下动平衡参数进行了试验研究,并对其动平衡在数进行了理论计算。 相似文献
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提出了固体火箭发动机混合梁模型建模方法,分别建立了固体火箭发动机三维模型、双梁模型和混合梁模型。考虑了推进剂的粘弹性效应,采用复频变模量模型描述推进剂,对三种模型进行了直接频响分析。以三维模型计算结果为标准,对比了混合梁模型和双梁模型的频响曲线,固体火箭发动机混合梁模型与三维模型频响曲线基本一致,而双梁模型与三维模型频响曲线差别较大,证明了与双梁模型相比用混合梁模型模拟固体火箭发动机是更准确的。 相似文献
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固体火箭发动机金属壳体的破坏压强及其概率 总被引:3,自引:0,他引:3
用弹塑性理论推导出以幂函数形式表示的高强钢制做的固体火箭发机壳体的塑性破坏压强及其概率计算公式,用断裂力学推导出壳体表面存在裂纹缺陷时的脆性破坏压强及其概率计算公式。 相似文献
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基于相似性原理探讨了缩比模型在固体发动机药柱温度场观测中的适用性,获得了模型与全尺寸发动机数据在时间、空间分布上的差异规律.采用文献报道的燃烧室模型和热物理参数开展了有限元仿真分析,对近似模型和原型的对比分析验证了该方法的可行性. 相似文献
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喷流噪声引起的结构振动环境预示研究 总被引:3,自引:0,他引:3
箱式热发射时,发动机喷流噪声产生的振动环境多采用试验测量,环境预示手段应用较少。本文应用AutoSEA2软件对某喷流噪声产生的振动进行计算分析,并与试验结果作一比较,发现预示结果与试验结果比较相符,在型号研制初期具有一定参考价值。 相似文献
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为了研究超燃冲压发动机燃烧室流动状态下的富燃燃气点火过程,设计建立了一套用于研究高速乙烯射流在富燃燃气中点火过程的高温同轴射流试验装置。试验研究了伴流当量比1.4和1.6,乙烯射流喷注压力2×105Pa和3×105Pa参数下的点火过程,试验过程中乙烯射流均能实现稳定燃烧。结合高速摄像机和后处理分析点火过程发现:(1)乙烯高速射流在富燃燃气中的点火过程主要分为4个阶段:(a)主流和伴流掺混;(b)主流和空气发生剧烈化学反应;(c)火焰在下游发生局部熄火;(d)火焰达到稳定状态。(2)伴流当量比1.4比伴流当量比1.6更有利于高速流动下的点火。(3)乙烯射流速度的增大会导致不充分燃烧,火焰亮度变弱。 相似文献
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为了探索燃烧室边界形状在控制燃烧稳定性方面的特性,设计了圆柱型和圆柱渐扩型充液室,运用高速录像系统研究了等离子体射流在充液室中的扩展过程.结果表明:等离子体射流在液体工质中扩展时,等离子体液体两相流体速度差较大,Taylor-Helmholtz不稳定效应强烈,圆柱型充液室中,Taylor空腔界面自由,界面增长随机脉动性较大;渐扩型充液室能够使两相流边界受到约束,使Taylor空腔沿着充液室边界逐级扩展,从而减弱了Taylor-Helmholtz不稳定效应,有效抑制了界面增长的随机脉动性.放电电压、喷嘴直径和渐扩结构因子△D/L对Taylor空腔扩展过程均有不同程度的影响,通过对这些参数的优化匹配,可以在一定程度上实现对射流扩展过程的控制. 相似文献
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针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证. 相似文献