斜切喷管固体火箭发动机喷管流场与推力特性研究

为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明：通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。     

激波诱导矢量喷管流场的数值模拟及试验

为研究固体火箭发动机激波诱导矢量控制效率的影响因素,及验证数值模拟方法的准确性,对激波诱导轴对称推力矢量喷管模型进行了壁面测压试验,采用二阶精度Roe格式和k-ωSST两方程湍流模型求解强守恒型Navier-Stokes方程对矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。根据试验和数值模拟结果分析了喷管内主流和次流相互作用产生的复杂流场结构,比较了在不同喷管落压比NPR和次主流压力比SPR下喷管壁面静压的分布情况。结果表明,数值计算和试验结果基本吻合,验证了计算方法的准确性;在一定范围内减小喷管落压比,增大次主流压力比可以增大喷管周向壁面静压差,提高喷管的推力矢量偏角。     

斜切喷管火箭发动机推力的近似计算

本文根据火箭发动机推力等于作用在火箭发动机内外表面上压力的合力这一基本公式,引入在一定条件下喷管扩张段内的燃气压力与喷管截面半径成线性变化的关系,导出大料切角时斜切喷管火箭发动机的轴向推力和侧向力理论计算的近似公式。计算结果与六分力推力试验的测试结果相比颇为接近,说明该公式具有较好的计算精度,可以用于涡轮式火箭弹推力和转矩计算以及某些反推发动机的推力计算。     

固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

火箭发动机小斜切角喷管的设计方法

根据火箭发动机的推力公式及空气动力学有关理论,导出在小斜切角喷管内气体流动的特性、推力的变化规律,并给出喷管的设计方法.     

双喷管差动式小推力测量装置的设计与分析

为了研究喷管型面对小推力火箭发动机推力性能的影响,设计并建设了双喷管差动式小推力测量装置及其附属设备.在测量装置中,基准喷管和待测喷管同轴反向设置,通过测量结构应变来直接测量两个喷管的推力差.对测量装置进行了简化模型理论分析,导出其灵敏系数理论公式.依据该公式进行关键参数设计,确定合理的灵敏系数,指导试验系统设计,以保证测量精度.验证性试验表明测量装置可以测量牛级推力差,标定曲线线性较好,以基准喷管推力作为比较对象,推力差的相对扩展不确定度为0.5％.推力差与基准喷管推力的比值越小,以基准喷管推力为比较对象的相对测量不确定度越小.测量装置可以用于小推力火箭发动机喷管性能分析及优化的试验研究.     

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。     

固体火箭发动机有约束流场推力特性计算

为计算带约束流场的固体火箭发动机推力特性，建立了一维准定常变截面的内弹道计算和约束流场流动的数学模型。计算结果表明，约束流场使推力增加14%，冲波进入喷管扩张段。与试验结果很接近，表明计算模型正确，可用于其它型号带约束流场的推力特性计算。     

固体火箭发动机反向喷管推力终止过程的压力冲击问题

本文介绍一个反向喷管推力终止的冷模拟实验.实验表明,突然打开固体火箭发动机反向喷管后,燃烧室中可能出现强烈的压力冲击,这种压力冲击来自喷管喉部节流和形成准稳态流动之前的非定常过程.本文对这一效应做了估算.用特征线法及激波拟合法进行了一维非定常流动的数值分析.预估的压力-时间曲线与实验结果相当一致.     

塞式喷管主喷管角度特性

首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型，并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面，在此基础上，通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响，并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角，还分析研究了底部高度，内膨胀比，总膨胀比，总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律，针对特定的塞式喷管实验发动机，进行了初步的变角度实验，并与计算结果进行比较和分析。     

微推偏火箭喷管非对称内流场数值模拟

研究了入流倾斜于喷管超音速段轴线的微推偏喷管内流场。数值方法是具有高分辨率高精度的三维隐式有限体积的ＴＶＤ格式。针对一系列典型锥形喷管和钟型喷管,数值模拟结果得出非对称内流场的侧向力和侧向力矩随喷管几何结构以及入流条件变化的一些特征,并同有关实验结果符合良好,对微推偏喷管设计具有一定的指导意义。     

二维等熵喷管流场计算

本文介绍了用于计算超音速火箭喷管特性线方法.从基本原理、几个问题的处理到计算结果的分析和处理,得到某些有益的结果,可供喷管设计和喷管受热分析参考.     

RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。     

单元塞式喷管结构对性能影响的数值研究

从N－S方程出发，采用二阶精度的NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟，重点研究了单元喷管的倾角的塞锥的截断长度在偏离设计高度时对性能的影响。结果表明，不管是在低于还是高于设计高度，随着倾角的增加，内喷管对推力的贡献在减小，塞锥和底部对推力的贡献却增大，而侧喷管的最佳倾角却基本相同，都在全长型塞式喷管设计角度附近。截断后的塞式喷管虽然减小了重量，但不管是在低空还是高空，性能均低于全长型塞式喷管，因此增加底部的推力是提高性能的一个重要途径。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响

应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法，对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。结果发现：提高一次火箭燃烧室工作压强，二次流量增加，系统推力增加，混合效果增强；一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果，但在保证足够一次流量的前提下，方形管道中可以使用锥形一次喷管，不会带来性能上的较大差异；一次火箭喷管数目增加，掺混质量提高；一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量，但会影响掺混效果和一次火箭自身推力；一次喷管面积膨胀比的变化，不会影响二次引入流量．但会改变混合效果。     

自旋火箭弹固体火箭发动机推力偏差及初温对射程和横偏影响

采用火箭弹６Ｄ弹道仿真软件,就推力偏斜和横移对火箭弹射程和横偏的影响规律进行了仿真计算,得到推力偏斜和横移对火箭弹射程和横偏的影响规律。此外就固体火箭发动机装药初温对发动机推力及火箭弹外弹道性能的影响,分析了装药初温对火箭弹射程的影响规律。