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针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。 相似文献
194.
水下点火固体火箭发动机两相流流场数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
利用FLUENT软件,使用湍流模型和VOF(volume of fluid)模型对水下点火固体火箭发动机的气液两相流场进行数值分析,对点火初期喷管中燃气的流动过程和燃气泡的发展过程进行了仿真,数值模拟了固体火箭发动机尾流场燃气密度、压力和温度的分布规律。研究表明:点火初期,喷管内流场将有一个完整激波建立的过程,除此之后的喷管尾流区域,由于气体受到压力扰动的影响,激波结构被破坏,没有形成连续的膨胀—压缩波;射流过程中燃气泡头部一直保持较大直径,中部燃气通道存在随轴向周期性的膨胀-压缩现象;喷管尾流区,各流动参数出现不同程度的振荡现象:喷管出口燃气密度受外界水的压缩及传质传热的影响,出现峰值后逐渐稳定;喷管出口燃气总压由于受水环境的急剧压缩,在喷管出口附近形成一个高压区;喷管出口燃气温度经三次周期变化后,温度逐渐降至1750K以内。 相似文献
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为研究小分子燃料对RP-3航空煤油燃烧的影响,选择合理的RP-3航空煤油替代燃料详细燃烧模型开展工作,该模型能够精确预测RP-3航空煤油和小分子燃料的燃烧特性。以六种重要的小分子燃料H2,CH4,C2H4,C2H6,C3H6和C3H8分别与RP-3航空煤油按1:5的比例(摩尔分数)掺混形成的六种混合燃料(Blended Fuel)为研究对象。在当量比为1.0,压力分别为0.1 MPa和1 MPa下系统模拟了RP-3航空煤油及六种混合燃料在高温下的燃烧特性,分析了各种混合燃料的自点火、燃尽时间、绝热火焰温度、熄火温度、组分浓度变化,并结合ROP(Rate of Production)分析方法,分析了小分子燃料对OH自由基生成速率的影响。结果表明,C2H4将RP-3航空煤油的点火延迟时间缩短了近4.6%;C3H6则将RP-3航空煤油的点火延迟时间推后了8.4%;C2H4和H2对RP-3航空煤油的快速点火和稳定燃烧有着积极的作用,其中C2H4的作用最为突出。 相似文献
197.
为评估三种液体燃料(航空煤油(RP-3)、高热氧化安定性燃油(RP-3+100)以及煤基合成油(LUAN))的点火特性,在一种小型亚燃冲压燃烧室中开展了高空点火试验。研究表明:三种燃料在所选的试验条件下,均可以实现可靠点火。随着入口气流温度、压力的增加,三种燃料的点火当量比范围增加;随着入口气流速度的增加,三种燃料的点火当量比范围减小。RP-3+100在不同条件下均具有最高的点火当量比范围,RP-3与LUAN的点火当量比范围较为接近。当入口气流温度、压力和速度发生改变时,RP-3+100点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最低,RP-3点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最高。 相似文献
198.
风车状态进口流量和内阻力是试飞安全评估中必须获取的重要信息。为评估燃烧室空中复燃能力和风车状态下飞机阻力,在1维管流理论基础上,结合流量连续原理,介绍了1种通过直接测量尾喷管出口马赫数、间接获取空气流量和内阻力的测量方案,并根据相似原理,将其推广应用至不同几何的发动机,发展了1种不依赖发动机部件特性,且适用于不同几何结构的涡喷/涡扇发动机通用的风车状态空气流量和内阻力估算方法。最后以GE公司的CF34-10A发动机为例,对其风车状态下的进口空气流量和内阻力进行了估算,估算结果与GE公司提供的风车状态数据吻合,满足工程需求。该方法对多发飞机起飞、爬升、着陆以及巡航阶段单发失效时的飞机阻力性能估算和风车起动研究具有重要意义。 相似文献
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