喷管分离流场计算

固体火箭发动机喷管分离流场是相当复杂的，本研究首先建立了分离流的物理模型，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间推进格式，并用零方程涡粘模型封闭Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，计算了一种特型喷管在地面试车时的分离流场，给出了分离图象和出口面参数，本研究所提供的方法还可用于发动机启动过程中喷管的分类计算。     

某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真

以某固体发动机的燃烧室和喷管为一体化研究对象,采用三维流场控制方程,应用有限体积法计算了发动机点火启动过程中燃烧室和喷管内燃气的流场特性。发动机药柱上的着火点最初出现在药柱星角尖上,然后向四周扩展;在药柱点火初期,燃气压力波先于火焰峰到达喷管;随着燃烧室内燃气压力升高,压力沿轴向分布逐渐平缓;当喷管进口压力与出口背压比达到某一值时,喷管扩张段内出现一道激波,随着压力比的升高,激波最终移出喷管,燃气流速在喷管出口处达到最大值。     

固体火箭发动机喷管瞬态流场特性分析

为准确预测某型固体火箭发动机喷管的流场特性,建立了发动机燃烧室-喷管一体化三维流场模型,考虑了上游流场-燃烧室对喷管流场的影响,应用有限体积法,仿真计算出了发动机点火启动过程中喷管内激波的存在及变化趋势,仿真结果与一维等熵函数理论分析结果相一致。结果表明,在发动机点燃初期,喷管内燃气呈现亚音速流动,随着时间推移,在喷管扩张段出现了一道激波,燃气流动出现壅塞,随着燃烧室内燃气压力升高,激波逐渐移出喷管,喷管内呈现超音速顺畅流动。     

塞式喷管火箭发动机的研制

论述了4453N小型塞式环形烧蚀喷管火箭发动机的研制过程,探讨了发动机及其子部件如喷注器、燃烧室、塞式喷管等的设计方法,结合试车数据,应用逐步逼近法设计了高效率的喷管外形.该发动机成功试验了200ms后石墨质的塞杆发生故障.在随后的研究中,提出了几种不同的塞杆方案.最后,就该发动机的发展前景及其可行性做了研究分析.对在亚音速、跨音速、超音速飞行状态下,用CFD研究流场的可靠性做了论述.     

高空喷管在地面试验时火焰偏摆的分析

本文分析了高空大面积比喷管在地面试验时喷管内出现火焰偏摆的原因,叙述了喷管内气流不对称分离的机理。通过分析得出,由此产生的火焰偏摆在高空模拟试验或用截短喷管的地面试验中会自然消失。本文通过喷管流场计算,附面层分离计算和传热计算说明试车中出现的现象。     

主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究

针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,对于某大型主动引射高空模拟试验系统,在仅仅启动引射器时,试验舱舱压约为6500 Pa,随着被试验发动机流量的增加,在流量较小无法启动扩压器之前,发动机喷管出口燃气流在扩压器内形成马赫环并进入引射器内,单纯凭借引射器的抽吸作用,使喷管出口高温燃气排入到大气中,此时试验舱舱压会略高于发动机零流量时试验舱舱压。在发动机流量增大到扩压器启动之后,发动机喷管出口气流经过扩压器和引射器内的激波系进行减速增压之后排入大气,由于扩压器和引射器的抽吸作用,试验舱舱压会迅速降低至远低于无发动机试验舱舱压。随着发动机流量的增加,试验舱舱压变高。     

推力向量控制技术的论证

大西洋研究公司(ARC)与法国欧洲推进公司(SEP)共同进行先进向量控制方案的设计和论证试验。方案之一是超声速分离线喷管,该推力向量控制试验系由曾在标准(轴向)试车台进行过试验的基本型弹道发动机在ARC的多分力试车台上完成的。超声速分离线喷管是在60年代研制的一种很有希望的方案,由于受当时材料的限制而放弃了;随着喷管材料的新发展,证明该方案有进一步开发的必要,因为它可提供较大的偏转角。SEP制造的一种先进的轻型耐高温复合材料NOVEL-TEX,已被选用为ARC试验的喷管喉衬和出口维。本文叙述了发动机和推力向量控制系统的设计、试验装置和试验结果。     

推力室的喷管及套筒的气动传热研究

本文运用计算流体力学软件CFX和非稳态热传导的方法,对高空发动机98N推力室的喷管进行了流场计算和喷管外的套筒非稳态传热计算,也就是对喷管进行了气动传热研究。同时依据试车程序对喷管外的套筒进行了计算壁温和实测壁温比较。比较后表明:试车实测壁温和计算壁温变化趋势一致,其最高壁温值出现的时间和大小均一致。     

航天飞机新型火箭发动机试验成功

NASA于4月10日在马歇尔空间飞行中心的东部试验区成功地进行了一台长6m、直径1.21m的航天飞机先进固体发动机(ASRM)缩比固体火箭发动机试车,试车全程约30s. 这次试车开始了支持航天飞机先进固体发动机研制计划的一组(10次)试验.前5次试车将鉴定新型发动机喷管的候选材料,称为喷管鉴定试验-1(NEr-1).4月10日试车的试验发动机重约18140kg,包括重     

水环境下喷管流动分离数值研究

为了研究水环境下发动机喷管流动分离现象以及影响因素和规律,基于VOF多相流模型和SST k-ω湍流模型,建立了水环境下固体火箭发动机喷流流场数值仿真模型,并进行了不同喷管扩张比和NPR(燃烧室总压与环境压强之比)下的喷流流场数值模拟。通过数值仿真分析获得了水环境下喷管内发生流动分离时推力、压力特征和流场非定常变化特征,水环境下喷管内流动分离具有强烈的非定常振荡特征,分离激波会在分离点与发动机喷管出口之间呈现推进-返回-推进周期性振荡的流动特征。同时,获得了喷管扩张比和NPR对流动分离特征的影响规律,相同水深环境下不同扩张比喷管对流动分离点位置影响较小; NPR越小,流动分离点的位置处喷管扩张比越小。     

氦气驱动预压涡轮泵启动初期反流问题分析

用于某液体火箭发动启动动系统的气驱预压涡轮泵在起动初期出现了气体反流,导致预压泵呈夹气状态,对发动启动动过程控制不利。根据驱动试验系统原理,在MWorks平台中对驱动过程进行了仿真。对预压泵采用了Suter全特性表达式,对涡轮管路及排放路分别建立了描述排空与两相流动过程的简化数学模型。结果 表明,导致反流的原因为涡轮入...     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.     

500t级液氧煤油补燃发动机起动过程仿真研究

500t级液氧煤油补燃发动机是我国首台采用双推力室方案、自身分级起动方式的重型液体火箭发动机。结合重型发动机特点建立了描述发动机起动过程的数学模型,通过数值仿真分析了影响发动机起动特性的主要因素,确定了发动机的起动方案。研究结果表明：液氧主阀和发生器燃料阀打开时差应确保发生器点火在氧头腔充满后进行;流量调节器的转初级起始时间应早于推力室建压时间;燃料节流阀转大流量应在发动机起动受控段进行。     

沉积速率及其对喷管壁温影响的理论研究

固体火箭发动机喷管的沉积不仅影响发动机工作性能也影响喷管壁表面和壁内的温度随时间的变化规律,本文根据沉积过程的传热模型计算了三氧化二铝在固体火箭发动机喷管喉部的沉积速率,与实验结果相符合,并计算了在沉积过程中喷管壁内温度分布随时间的变化过程,数值计算表明,在沉积的初始阶段由于凝相粒子所释放的热量将增加向喷管壁内的传热,温度上升比没有沉积时要快,随着沉积层的加厚逐渐阻挡气相向喷管壁的传热,而使壁内的温度随时间的增加有一个峰,理论与实验结论一致。     

潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N-S方程，固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型，计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术，建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟，计算结果与文献进行比较，符合较好。推广到实际三维装药型面时，发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟，比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化，研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。     

被动式引射器内流场数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型。研究了被动式引射器稳定工作时其内流场结构及高空试验舱压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解。时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明,引射马赫数越大。要求的启动总压越高,为了降低启动压比,可以适当缩小混合室收缩比,增加第二喉道长径比。引射马赫数与引射总压对引射器内流场结构和高空试验舱真空度影响极大,发动机出口燃气参数对高空试验舱真空度有一定的影响．但其作用十分有限。     

姿控发动机热防护研究

经分析,某运载火箭定向姿控发动机所在环境的主要热源为游机喷管辐射、游机燃气羽流辐射、涡轮废气管辐射等。计算得出各受热危险部位所接受的辐射热流,依据热流值提出了对辐射热流较大的地方采取隔热材料包覆的热防护方案,并对热防护方案进行数值仿真和试验验证,试验值与仿真结果接近。     

补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。     

流体喷管的脉冲爆震发动机出口过膨胀优化数值研究

在脉冲爆震发动机工作过程中,爆震室压力处于强非定常状态.传统的型面不可调尾喷管与可调尾喷管都无法满足爆震室内压力的高频剧烈变化,进而导致较大的推力损失.为了提升现有脉冲爆震发动机型面不可调增推喷管性能,可以从爆震室中引出爆震燃气,通过无阀自适应控制将该二次流喷射在喷管扩张段,实时调节主流的有效扩张面积比,进而形成流体喷...