涉及HO_2的中间反应对火箭羽流后燃流场数值模拟的影响

针对火箭羽流的后燃现象,建立了考虑涉及中间产物HO2的基元反应的反应机理,并通过CFD方法应用此反应机理,对一个轴对称喷管模型在4个不同的飞行高度下进行数值模拟。同时,在相同的条件下,分别计算并获得了采用典型的不含HO2的反应机理的后燃流场,以及采用建立在化学平衡假设基础上的反应机理的后燃流场。通过对比发现,化学平衡的假设不适合后燃流场的计算;利用包含HO2的反应机理会得到较高的羽流温度,温度差别最大可达100K,CO和CO2质量分数分布结果与其他反应机理近似,在O和OH质量分数分布上与不考虑HO2的反应机理差别很大,尤其是O的质量分数,在5~35km的飞行高度内,仅为后者的10%~73%;从而综合证明了在计算羽流后燃流场时考虑HO2是有必要的。     

低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧规律动态诊断研究

为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律,采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像,图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似"三维"锥面体进行退移,在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明,锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s;另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。     

凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室性能

为了避免基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压燃烧室壁面喷注时燃料与主流空气掺混非均匀性问题和提高燃烧室的性能,提出在亚燃冲压燃烧室中使用支板喷注代替壁面喷注的方案,数值模拟了凹腔/支板结构亚燃冲压燃烧室中燃料分布及流场结构,并分析了支板结构对燃料空气混合及燃烧室性能的影响。研究表明:支板虽然使燃烧室出口的总压恢复系数相对于壁面喷注方式下的降低了63%,但能使燃料均匀分布于整个流道内,增强了燃料与空气掺混,使燃烧室出口的混合效率和燃烧效率分别提高了21.4%和20.5%。燃烧效率的提高弥补了采用支板导致的燃烧室内气流的额外总压损失所带来的机械能损失,使得支板喷注时燃烧室出口的比冲提高了39.6%。因此,在亚燃冲压燃烧室中设置凹腔/支板结构,有利于提高燃烧室整体性能。      

各向异性网格自适应计算在超燃模拟中的应用

采用各向异性网格自适应求解技术,将其应用于DLR超燃冲压发动机燃烧室中的超燃模拟.开展了3个算例,包括采用滑移壁面条件的燃烧室冷流场模拟、采用无滑移壁面条件的冷流场模拟及采用无滑移壁面条件的反应流模拟.模拟中,各向异性网格自适应计算捕捉到了如激波、射流、边界层、火焰面等具有各向异性特征的大梯度区域,并利用各向异性网格进行了很好的加密.对比利用各向同性网格的初始流场计算,各向异性网格自适应计算使基于滑移条件、无滑移条件的冷流计算及反应流计算的网格单元数量分别下降了36.2%,36.4%和36.8%,有效降低了计算规模,而且流场大梯度区域的计算结果更准确,辨析度更好.结果表明:对于像超燃这类具有各向异性特征的问题,各向异性网格系统比各向同性网格系统有更好的计算效率及准确性,同时也表明基于Mach数场构造的各向异性网格系统可以有效应用于超燃计算.      

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

亚燃模态下释热分布对发动机性能的影响

为揭示释热分布对亚燃模态下超燃发动机性能的影响规律,对马赫数2.0,总温1100K,总压1.0MPa的来流,完成了燃烧室直连式实验和数值模拟研究。针对上游释热和下游释热条件,对比了发动机壁面压力分布,分析了内流道一维质量加权马赫数,获得了发动机部件和总体性能数据。结果表明,在总当量比相同情况下,上游释热能够获得更好的发动机性能,没有尾喷管时比下游释热获得的推力高出约18%,但在有尾喷管时只相差2.6%;对于本文构型,燃烧室和尾喷管是发动机推力的主要来源,两种释热分布下,二者产生的推力超过了发动机总推力的90%;但对于更高总当量比,上游释热可能会导致进气道不启动,需要增加下游释热获得更高的发动机性能。     

人类何时才能突破高超声速屏障

高超声速飞行在广义上可泛指在大气层中马赫数大于5的飞行。在这个意义上,飞船、航天飞机(包括美国的X-37B)、导弹的再入段,都有一段是高超声速飞行,包括它们的上升段,也有一段是高超声速飞行,但它们都没有进行高超声速巡航,遇到的问题相对简单。在本文中我们着重讨论用吸气式发动机在大气层中进行高超声速巡航的飞行器,以及用火箭助推到高空然后滑翔     

吸气式高超声速飞行器热气动弹性研究进展

吸气式高超声速飞行器是当前航空航天领域研究的热点,该类飞行器通常使用超燃冲压发动机作为推进系统,并采用一体化设计方案,带来了一系列的气动弹性问题。首先阐述了吸气式高超声速飞行器机体/发动机一体化建模研究进展;随后介绍了热气动弹性/推进耦合、控制系统耦合以及不确定性分析等方面的热气动弹性动力学研究进展,并对相关热气动弹性试验研究进行了分析;最后对吸气式高超声速飞行器的热气动弹性问题提出了若干研究建议。      

参数曲线的自适应插补算法

参数曲线插补是高性能ＣＮＣ系统实现复杂轨迹控制功能的重要技术基础。文中提出了一种ＣＮＣ系统参数曲线的实时插补算法,基于参数预估、误差控制及参数校正的策略,实现了参数曲线的高精度快速插补。理论分析与仿真表明,该算法与现有的插补算法相比,不仅速度误差小、实时性好,而且插补速度能随曲线曲率的变化自适应调整,确保加工精度达到给定要求。此外,本算法具有良好的实现通用性,可以适用于样条等各种参数曲线。     

碳粉燃料在火箭冲压发动机补燃室内燃烧特性的分析

采用概率密度函数(PDF)及确定轨道模型数值模拟一种环向进气的固体火箭冲压发动机补燃室气固两相流的掺混燃烧,考虑固体颗粒直径大小和补燃室长度对燃烧效率的影响。结果表明:增大固体颗粒直径,燃料的燃烧效率明显减小;增大补燃室长度,燃料的燃烧效率增大。