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针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。 相似文献
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主要针对现有液体火箭发动机喷管冷却槽数字化加工方法与工艺技术存在的精度保证与效率提升难题,在已开发的加工工艺和加工系统的基础上,重点研究了局部光亮面蓝油处理技术,在喷管光亮面均匀涂抹蓝油以降低局部反光程度,局部光亮区域经蓝油处理后的激光测量精度得到改善.激光传感器可靠校准技术,借助于三角形辅助支架安装激光传感器在滑枕端部,保证传感器安装后的位置是固定不变.自动清根加工技术是利用软件生成程序,执行清根程序,人工调整角度分度.在某喷管产品上对上述关键加工革新技术进行了工艺试验验证.通过验证试验,加工后的喷管槽深及壁厚尺寸误差均控制公差范围以内,较好地满足了喷管尺寸精度要求.应用于实际生产中,自动化加工比例提升,零件合格率提升,加工效率提高了30%. 相似文献
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为了评估复合喷管热防护性能以及获取喷管烧蚀和结构应力分析的工况条件,运用Fluent流体动力学软件,对复合喷管的结构温度场进行了数值仿真。分析中,采用了两方程RNG k?ω湍流模型和增强型壁面函数,利用流固耦合的计算方法,获得了喷管结构瞬态温度场的计算结果,重点分析了结构温度场最终分布状态和初期传播特点,以及喉衬温度随时间的变化规律,估算了喉衬的烧蚀。分析结果表明,喷管结构热防护性能满足要求,温度最高区域位于喷管收敛段中后部,喉衬线烧蚀量约为2.1 mm,为喷管结构进一步优化设计提供了重要参考依据。 相似文献
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以某型号固体火箭发动机喷管为研究对象,基于统计学聚类分析方法,研究了该型号喷管内流场、温度场及应力场对旋转的响应。采用流动-传热-热结构的顺序耦合方法,得到了各转速条件下的稳态流场及瞬态温度场、应力场情况。将流场、温度场、应力场原始数据标准化并构造关系矩阵,再通过聚类分析,将结果分别划分为类间差异明显的5类。由于喷管结构与旋转的耦合作用,流场与温度场及应力场聚类分析结果均存在差异。温度场与应力场聚类分析结果一致,说明旋转产生的离心力对喷管应力情况影响不大,热应力仍是该型喷管应力的主要来源。分别研究各类别中任意工况的应力情况,可得到不同战术指标下喷管热应力特征,提高了该型号喷管设计水平。该分析方法得到了统一的变化规律,可有效降低实验成本。另外,对于具有旋转特征的发动机喷管工作过程中的故障诊断、失效行为等的预示有指导意义。 相似文献