Numerical study of shock wave dynamics in a gas suspension

We describe a process of pressure discontinuity breakdown in a gas suspension, dynamics of which is simulated by a system of equations of motion for a two-temperature two-speed monodisperse medium without phase transition and coagulation. The carrying medium is described by the Navier-Stokes equation system. A disperse phase is simulated by equations of mass, momentum and internal energy conservation. The system is reduced to a dimensionless form, it is written in the generalized coordinates and is solved by the explicit MacCormack method with a conservative correction scheme applied to each phase to obtain a monotonous solution. We describe an effect of decreasing the time intensity of a shock wave when its attitude is retained. The time of the pressure differential value relaxation at the direct shock wave front depends on the volumetric content and dispersion degree of the gas suspension.     

N2O/HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算.计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin-Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型.计算了三种氧燃比下4个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.      

尾喷管构型对多循环两相脉冲爆轰发动机流场及性能影响

为了研究尾喷管构型对多循环工况下非定常气液两相脉冲爆轰发动机推进性能的影响,运用适应能力强的非结构网格CE/SE(时空守恒元和求解元)方法数值研究了带尾喷管脉冲爆轰发动机的内外流场.结果表明:尾喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响在单次循环和多循环工况下有显著差异;当燃料填充率为1、环境压力为0.1MPa时,完成一个周期各种构型尾喷管产生的平均推力由大到小依次为拉伐尔喷管、塞式收敛扩张喷管、收敛喷管、无喷管、直喷管;研究中塞式收敛扩张喷管可以提供最大的冲量和燃料比冲,但完成单个循环的周期最长.      

Structure of low-head two-phase flow in flat nozzles during outflow of the liquid into rarefied medium

Outcomes of experimental researches of the low-pressure adiabatic flow of the boiling liquid through two-dimensional Laval nozzles in a vacuum atmosphere were adduced. Requirements of critical conditions of flow were determined. Structural forms of a stream were investigated and their connection with crisis of flow was shown. It was established periodic non-stationary macrostructures of a stream which was stipulated by the rotational gear of origin of a vapor phase.      

多喷嘴氢氧燃烧二元加热器设计与仿真

为了获得均匀的喷管出口参数,设计了两种喷注形式的多喷嘴氢氧燃烧二元加热器和一个拉瓦尔喷管,利用CFD仿真软件对其进行了流场计算,研究了同一工况下不同喷注器构型、速度比和喷嘴压降对喷管出口均匀度的影响.结果表明:喷注器构型对出口气流的均匀程度影响不大,它主要影响喷注器的温度;氢气与空氧混气的速度比越低,出口均匀性越好,空氧混气喷嘴的压降越低,出口均匀性越好;拉瓦尔喷管收缩比对出口均匀性有很大影响,设计时应尽量使两方向收缩比相近.      

用双流体模型模拟超声速气固两相流动

采用了双流体模型对JPL(Jet Propulsion Laboratory)喷管中气固两相流动以及超声速射流两相流动进行了数值模拟,并研究了可压缩两相流动中气相与颗粒的相互作用规律.自主开发的一般曲线坐标系下二维轴对称可压缩双流体程序Solve2D,对气相求解Navier-Stokes(N-S)方程组,采用k-ε湍流模型,颗粒相求解Euler方程组.对JPL喷管内的两相流场和湍流两相射流流场进行了数值模拟,研究了不同颗粒质量百分数以及不同颗粒直径时的气固两相流场的流动规律.      

Extension of the low diffusion particle method for near-continuum two-phase flow simulations

The low diffusion (LD) particle method, proposed by Burt and Boyd, is modified for the near-continuum two-phase flow simulations. The LD method has the advantages of easily coupling with the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method for multi-scale flow simulations and dramatically reducing the numerical diffusion error and statistical scatter of the equilibrium particle methods. Liquidor solid-phase particles are introduced in the LD method. Their velocity and temperature updating are respectively, calculated from the motion equation and the temperature equation according to the local gas properties. Coupling effects from condensed phase to gas phase are modeled as momentum and energy sources, which are respectively, equal to the negative values of the total momentum and energy increase in liquid or solid phase. The modified method is compared with theoretical results for unsteady flows, and good agreements are obtained to indicate the reliability of the one-way gas-to-particle coupling models. Hybrid LD-DSMC algorithm is implemented and performed for nozzle discharging gas-liquid flow to show the prospect of the LD-DSMC scheme for multi-scale two-phase flow simulations.     

N2O_HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算。计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin－Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型。计算了三种氧燃比下四个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据。     

三维数值模拟再生冷却喷管的换热

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程，进行流动和传热的耦合计算。在计算中，假定喷管流动为冻结流动，考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热；采用二阶迎风格式离散控制方程，采用DO模型离散求解辐射换热方程，水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机，数值计算结果与实验结果吻合较好，较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度，得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场，对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。     

双向旋转变喉面流量调节阀热应力分析

以ANSYS软件为工具,时均化N-S方程、RNGkε-湍流模型和傅里叶热传导模型为基础,建立三维面对称纯气相流动和固体热传导模型;采用流固耦合的方法,设置流场和固体区域交界面为热耦合面,分析了喷管内流场特性和喷管体与轴阀固体区域的温度、应力分布。结果表明在喷管喉部圆柱段的温度最高,调节阀的等效喉部段和等效扩张段出现了应力集中的现象,两者都随轴阀转角的增加、工作时间的延长而增大。     

连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟

采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究, 详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因.      

高温高压超声速气液两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内高温高压超声速燃气中横向喷雾的气液两相流进行了数值模拟研究,气相采用RK(Runge-Kutta)-AUSM+(advection upstream splitting method+)格式求解Navier-Stokes方程,液相应用颗粒轨道模型,两相之间的耦合通过在气相...     

Multi-phase flow effect on SRM nozzle flow field and thermal protection materials

Multi-phase flow effect generated from the combustion of aluminum based composite propellant was performed on the thermal protection material of solid rocket motor(SRM) nozzle.Injection of alumina(Al₂O₃) particles from 5% to 10% was tried on SRM nozzle flow field to see the influence of multiphase flow on heat transfer computations.A coupled,time resolved CFD(computational fluid dynamics) approach was adopted to solve the conjugate problem of multi-phase fluid flow and heat transfer in the solid rocket motor nozzle.The governing equations are discretized by using the finite volume method.Spalart-Allmaras(S-A) turbulence model was employed.The computation was executed on the different models selected for the analysis to validate the temperature variation in the throat inserts and baking material of SRM nozzle.Comparison for temperatures variations were also carried out at different expansion ratios of nozzle.This paper also characterized the advanced SRM nozzle composites material for their high thermo stability and their high thermo mechanical capabilities to make it more reliable simpler and lighter.      

高温高压超音速气液两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内高温高压超音速燃气中的横向喷雾的气液两相流进行了数值模拟研究,气相采用RK-AUSM+格式求解N-S方程,液相应用颗粒轨道模型,两相之间的耦合通过在气相各守恒方程中添加源项来实现。针对不同的喷水孔径、喷水压差以及水汽质量比进行了数值模拟计算,分析了各种条件下的液滴蒸发情况以及对气相流场和能量输出的影响,为燃气-蒸汽发射动力装置的设计优化和能量调节技术提供了理论依据     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。     

轴对称拉瓦尔喷管流场分析

采用一维管流理论分析了轴对称拉瓦尔喷管典型工作状态,结合理论分析对喷管流场进行CFD仿真计算。经研究表明：（1）结合理论分析的流场初始化、以及FMG和外推计算方法,CFD计算效率明显提高;（2）不同拉瓦尔喷管工作状态,需采取不同的壁面函数法来处理近壁区;（3）一维管流理论分析中,将管内强激波简化为正激波的常规做法,计算误差较大,不尽合理。     

微尺度拉伐尔喷管冷态流场及其推进性能

为了研究微尺度超声速喷管的推进性能,采用无滑移的连续介质模型,对二维和三维微尺度拉伐尔喷管的冷态流场进行数值模拟。对不同算例的模拟结果进行比较,给出二维微喷管对几何结构和工作条件的要求,结果表明,在绝大部分工作条件下,20°扩张角是较好的外形设计选择;对三维和二维模拟结果进行比较,给出二维微喷管对蚀刻深度的要求,结果表明,蚀刻深度和喷管喉部宽度的比值超过10时,微喷管具备很好的二维特性。     

喷管跨声速流场计算

本文用时间相关法求解定常跨声速喷管流场。对守恒型和非守恒型方程采用全场统一时间步长、当地时间步长和修正超阻尼法进行了计算。计算表明:采用当地时间步长可大大提高收敛速度,采用全场统一时间步长时,数值解非守恒型方程收敛较快;采用修正超阻尼法也能提高收敛速度,但与阻尼系数和时间间隔有关。     

基于CFD数值模拟的拉瓦尔喷管流场分析

结合一维等熵管流理论,采用CFD方法对某型拉瓦尔喷管典型工作的流场进行整场数值模拟,阐述了网格生成,流场初始化,以及RNG湍流模型使用方法,并对拉瓦尔喷管工作特性进行了气动分析。研究表明,CFD计算结合一维管流理论能明显提高计算效率,数值计算结果与理论相符较好。     

固体火箭发动机喷管气固两相流动的数值模拟

对颗粒相采用颗粒轨道模型,气相求解可压缩N-S方程组,计算方法采用显式Runge-Kutta时间推进法与有总变差衰减(TVD)性质的高精度MUSCL-Roe格式;自主开发了曲线坐标系下二维轴对称可压缩N-S方程组的解算器Solve2D,研究了固体火箭发动机喷管中颗粒相对流场的影响以及不同尺寸颗粒运动规律.结果表明:颗粒相对流场的影响主要表现在喷管喉部以及扩张段,和单相流场相比,沿轴线马赫数减小,且颗粒尺寸越小减少得越多;沿轴线气相温度升高,且颗粒尺寸越小温度升高越多;颗粒尺寸越小,无粒子区越小;颗粒越大与收缩段壁面碰撞越剧烈,无粒子区越大.