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用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计 总被引:2,自引:2,他引:2
超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107L/s量级. 相似文献
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超燃冲压发动机缩比燃烧室流场数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了采用二维N-S方程来研究带有垂直喷射的三维问题,即拓展二维模型的适用范围,提出了一种针对喷射的简化模型,即采用源项加质来近似模拟喷射的质量添加。为了验证这种简化的可行性,针对文献中的实验条件进行了对比计算。结果表明,数值模拟与实验点符合得较好。运用以上简化模型,对放置在自由射流实验台上的缩比超燃冲压发动机燃烧室流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布,表明,根据数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好。 相似文献
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准确模拟羽流流场是合理评估空间推力器真空羽流效应的基础。因羽流流场同时包含连续和稀薄两种流动机理,通常采用解耦方式的Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)混合方法对其进行模拟。为保证解耦N-S/DSMC方法应用于羽流计算时的准确性并尽量提高其计算效率,对计算中的DSMC入口和喷管壁面等边界条件设置问题开展了研究。通过与文献中低总压工况的羽流试验数据比较,确定了合理设置DSMC入口边界位置、壁面反射类型、壁温等边界条件的方法。针对将此方法应用于实际推力器工况计算时效率过低的问题,通过多种数值试验,表明从喷管出口处开始沿KnGL为0.05的等值线作为DSMC入口界面可同时保证仿真精度和较高的计算效率;并证明实际工况下壁温设置对羽流场仿真结果影响不大。 相似文献
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基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖尾段中的氧化剂质量流量.据此,计算发动机拖尾段消耗的燃料质量,消除发动机拖尾段燃料消耗对平均燃速的影响,可以修正常用的计算试验燃速的起止点平均法.利用此方法对两种试验推进剂组合的燃速进行了计算,原偏高的燃速值降低约20%,不同尺寸发动机的燃速符合尺寸规律,偏差在5%以内,使小尺寸发动机测得的燃速可应用到大尺寸发动机的设计中. 相似文献