液体火箭发动机燃烧室工作过程仿真软件──CAFILRE的设计与实现

描述了液体火箭发动机燃烧室内喷雾燃烧与流动过程仿真软件CAFILRE(Combus-tion and Flow in Liquid Rocket Engine）的结构和功能。CAFILRE程序是采用模块化方法编制和发展的二维通用软件，具有模拟发动机燃烧室内推进剂雾化过程、液雾蒸发过程、湍流混合与燃烧过程的能力。用此软件可以对发动机内部进行详细的性能分析和参数优化。     

液体火箭发动机有无隔板的热态解数值模拟

用数值方法模拟了液体火箭发动机燃烧室内有无隔板两种情况的热态解。气相控制方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程在Lagrangian坐标系下进行描述。      

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题，计算获得了满意结果。     

液体火箭发动机燃烧室声腔建模方法研究

基于数值模拟技术及有关振动理论,提出了一种建立液体火箭发动机燃烧室声腔模型的方法。为验证方法的可行性,建立了用于带声腔燃烧室全场数值模拟的分区解法,利用这两种方法对同一过程进行的计算表明建模方法是可行的     

航空发动机燃烧室流动数值计算中湍流模型的比较

分别采用标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型、Realizablek-ε湍流模型以及雷诺应力模型,对某型航空发动机燃烧室流动进行了数值计算.近壁处理采用标准壁面函数法,计算得到速度矢量分布以及质量流量、湍流粘度比和湍流强度等参数.四种湍流模型计算的总体流动差别较小,但流场的细节有较明显的不同.标准k-ε模型、Realizable k-ε模型和雷诺应力模型的湍流粘性计算结果较为接近,而RNGk-ε模型计算的湍流粘性较小.     

液体火箭发动机燃烧室波动过程数值分析

采用计算流体力学的方法,对液体火箭发动机燃烧室内波动过程进行了初步的探讨。采用两步ＰＩＳＯ算法,对流项采用二阶迎风格式,时空精度都为二阶。考察了方法的适用性,以及声学谐振器、声腔、隔板等燃烧不稳定抑制装置对燃烧室内波动过程的影响。结果表明,采用ＣＦＤ方法用于分析波动过程是可行的,谐振器、声腔与隔板对拢动波有明显的阻尼作用。     

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法，不需要改变编写过的软件，只要建立相应的输入文件，就可以对新的发动机方案进行研究，和其它方法相比，所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位，而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件，并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真，结果表明，仿真软件使用灵活，计算量小，求解速度快。     

翼柱型装药燃烧室三维非定常湍流的数值模拟

采用к－ε双方程湍流模型,以ＳＩＭＰＬＥ计算程式结合ＴＤＭＡ法求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流Ｎ－Ｓ方程。在建立翼柱型装药简化模型的基础上,采用边界标志来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法,求出了多个时间步的非稳态流场结构。计算结果表明：燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡。     

燃烧室中的非线性声波

采用计算流体力学（CFD）方法对燃烧室一维冷流和两维燃烧过程进行了数值仿真，着重研究了温度、密度、熵等变量的脉动与压力脉动的区别，以及喷射过程与声学振型的耦合，结果表明，压力和速度主要表现声特征，温度和密度部分表现声特征，部分表现流特征，而熵则只表现流特征，对于化学反应过程激发的燃烧振荡，最容易受到激发的振型是压力波腹与化学反应分布相关最强的振型。     

液体火箭发动机燃烧室壁面热流测量方法研究

为了研究液体火箭发动机燃烧室的壁面热载荷,提出了一种简单、准确的燃烧室壁面热流测量方法。通过发动机热试,测得了距燃烧室壁面不同径向深度的瞬态温度数据,采用一种基于分离变量的数据处理方法,最终得到燃烧室壁面热流和壁面温度。研究表明,提出的热流测量方法能够准确获得燃烧室壁面热流和壁面温度且不会放大误差。发动机热试的瞬态过程中,温度的响应存在明显的迟滞性,5s时间不足以使温度达到稳态。而燃烧室壁面热流响应迅速,达到稳态所需时间在2 s左右,且热流的变化规律与燃烧室压力变化规律一致。     

旋转固体发动机燃烧室燃气湍流流动数值模拟

采用贴体坐标系和ＳＩＭＰＬＥ法,对固体发动机在旋转热试车条件下的燃烧室内流场进行了数值模拟。不同燃烧时刻的计算结果表明： 旋转对固体发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强; 在发动机药柱的前翼燃烧消失后, 前封头开口区域的切向涡开始变得强烈; 切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ 涡的特点, 在发动机前开口区域涡的固核半径极小, 旋转速度极大, 这将严重影响该区域的热防护, 应引起有关设计人员的高度重视。     

液体发动机燃烧室流场模拟的并行SIMPLE算法

用串行和并行ＳＩＭＰＬＥ算法对液体火箭发动机燃烧室内的复杂流动进行了数值模拟。控制方程组用欧拉坐标系下的Ｎ－Ｓ方程组描述。在并行虚拟机环境下研究了交错网格系统中参数的传输和接受模式, 从计算结果可以看出并行计算的效率较高, 是解决此类复杂流动大规模数值模拟问题的有效手段之一。     

高压自燃双组元液体火箭发动机燃烧模型

本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种参数影响规律与实际发动机试验结果符合很好.     

固体火箭发动机燃烧室中的颗粒轨迹

用气相与颗粒场耦合的轨迹模型法计算了固体火箭发动机燃烧室两相流中的颗粒运动轨迹。结果表明： 颗粒轨迹受颗粒尺寸大小、颗粒初始速度的大小和方向以及气相运动特性等影响。燃烧室中的两相流动是一种非常滞后的非平衡流动。颗粒尺寸越大, 惯性越大, 随流性越差。尺寸相差较大的颗粒可能有完全不同的轨迹。在一定条件下,颗粒会穿过通道的中心线,甚至打到对面壁上并反弹。颗粒会受气相旋涡的影响, 甚至有可能卷入旋涡     

液体火箭发动机燃烧过程分析

本文应用一维多流管耦合模型分析了液体远地点火箭发动机中的燃烧、流动过程及各因素对燃烧效率的影响.     

液体火箭发动机径向不稳定燃烧数值分析模型

应用数值模拟分析方法对液体火箭发动机径向不稳定燃烧完成了初步分析，并分析了声腔的阻尼特性。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的PISO算法。建立了不稳定燃烧声腔分析模型及压力挑动模型，通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察发动机的燃烧稳定性。     

液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型

建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的ＰＩＳＯ算法,并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型,通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察了发动机燃烧稳定性。