固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟

本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。     

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

圆孔喷嘴形成气动喉部的定常数值研究

对固体火箭发动机上由圆孔喷嘴喷入二次流所形成的气动喉部进行了三维数值模拟.考察了圆孔喷嘴形成气动喉部的典型三维流动特征和喷嘴流量特性.研究了不同喷嘴面积比、喷嘴个数、喷射角度、喷嘴构型及主要喷管参数对气动喉部调节喉部面积能力的影响.结果表明在相同的喷嘴面积比下,增加喷嘴个数、采用逆向喷射或选用收缩喷嘴构型都能显著提高气...     

固体火箭发动机气动喉部非定常过程

利用流体计算软件FLUENT,通过UDF编程对气动喉部调节固体火箭发动机推力的典型工作过程进行了数值模拟。对推力调节过程中的瞬态轴对称燃烧室流场进行了分析,得到了压强-时间曲线。分析了发动机空腔容积、二次流喷射角度对推力响应特性的影响,并得到了典型的推力-二次流总压调节特性曲线。其研究结果可为利用气动喉部技术的变推力发动机设计提供一定依据。     

固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性

为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。     

无阻流门叶栅式反推力装置数值研究

借助CFD技术对无阻流门叶栅式反推力装置开展了数值研究工作。反推力装置内部流线分布揭示了二次流喷口下游产生的旋涡结构缩减外涵通道正向流通面积、迫使外涵流体由叶栅通道流出产生反推力的流动特征。在叶栅通道结构尺寸一定的情况下,反推力性能由二次流喷射位置、喷射流量、喷射角度共同决定。随着喷射流量的增加,反推力性能提高,且存在一个临界二次流流量;当喷射角度增加,反推力性能反而下降,二次流逆喷产生的效果要优于垂直喷射方式。在二次流流量和角度一定的状况下,喷射位置对旋涡结构和大小没有影响,对外涵通道的堵塞效果却不同,喷射位置倾向于叶栅通道中间位置为佳。     

二次流喷射位置对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟

数值模拟了二次流喷射位置对基于激波控制的二维收-扩(2DCD)喷管的流体推力矢量气动性能,结果表明喷射位置对矢量角有较大影响,在喷管落压比NPR=4.5时,二次流喷射位置相对位于喷管发散段中部时,矢量角最大;在NPR≥7.2时,二次流喷射位置越靠近出口,矢量角越大.喷射位置对推力系数及流量系数的影响不大.      

大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型数值模拟

基于CFD(计算流体动力学)数值模拟技术,分别对两个不同涵道比涡扇发动机叶栅式射流控制反推模型进行计算,分析了反推力的产生及控制机理,并详细分析了二次流喷射压比、喷射位置、喷射角度及主流压比对流场结构和反推性能的影响.采用与反推力成正比的参数反推质量流量比来衡量反推性能的优劣,计算结果表明:二次流喷射压力、喷射位置和喷射角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流前提下,存在最佳的二次流喷射位置、喷射角度和喷射压力;由于二次流引气量的限定,限制了二次流射入深度,因此射流控制反推技术不能用于超大涵道比发动机.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

新型无阻流板反推装置流场结构和影响参数研究

应用CFD数值模拟技术,分析了基于二次流喷射的无阻流板涡扇发动机反推控制机理,并详细分析了二次流喷射的压力、位置、角度及喷流缝宽度对流场结构和反推性能的影响。在计算模型中没有考虑反推导叶,为此,用与反推力成正比的参数,即反推质量流量比来衡量性能的优劣。计算结果表明:二次流喷射压力、位置和角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流下,存在最佳的二次流喷射位置、角度和压力;而二次流喷射缝宽度在一定范围内对反推性能影响不大。     

尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究

以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差.      

双喉道喷管与飞翼布局无人机气动数值研究

利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。     

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计,综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响,研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角）,并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明:喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数,因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈,尤其是在收敛半角α较大时,增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大;喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数;二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.      

自适应流通处理机匣喷气位置对压气机性能的影响

采用数值模拟方法研究了跨声风扇转子Rotor 67的失速机理和3个喷气位置的自适应流通处理机匣对转子性能的影响.结果表明:叶顶间隙泄漏涡中低速团是诱发失稳的主要原因;3个喷气位置的处理机匣均增大了压气机的稳定工作范围,喷气位置居中和后移的处理机匣综合稳定裕度改进量分别为13.43%,9.47%,均大于前移的2.72%;喷气位置居中和后移有利于抑制间隙泄漏流的发展,减小低能流体泄漏范围;相比前移和居中,后移不能激励压力面前缘处的低速团和抑制低能流体从叶顶前部泄漏.      

双喉道推力矢量喷管的内流特性研究

为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3～4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3～4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°～30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。