射流缝对激波诱导矢量喷管三维流场影响的数值模拟

在设计工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段不同射流缝几何结构的激波诱导轴对称气动矢量喷管进行了数值模拟。结果表明,流场结构的主要特征是在扩张段有一个主分离涡与一个旋向相反的射流角涡及次流与出口截面之间有一个较大的回流区。周向角,射流缝距出口截面轴向距离和轴向角是射流缝结构优化的三个关键参数,周向角为45°,射流缝距喷管出口截面轴向距离为19 mm,次流注入方向与主流方向相反时产生大的有效矢量角。     

塞式喷管热试实验和数值模拟

以气氢／气氧为推进剂,对三单元直排塞式喷管发动机进行了热试实验和数值模拟研究.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.数值模拟研究了塞式喷管的流场特点,数值预示了实验塞式喷管发动机的高度特性曲线.无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥.使用爆震波点火器点燃多个单元推力室,成功进行了热试实验.在2个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的喷管效率.在C_NPR=50附近,效率达到92％~93.5％;在C_NPR=350附近,效率达到95％~96％.预计在设计点的效率不低于98％.      

线性塞式喷管外流干扰数值计算与冷流试验

采用有限体积法对由塞锥截短率为25%的线性塞式喷管和升力体构成的塞式喷管运载器风洞冷流试验模型进行仿真计算,并结合试验测量结果,研究了不同高度(压比)下外流对线性塞式喷管流场结构和性能的影响.结果表明,外流干扰导致线性塞式喷管内流过膨胀和横向侧流强度增加,并影响塞锥底部气流的受限流动;低空工况下外流的存在造成塞锥壁面和底部压强降低以及运载器底部阻力增加,喷管性能损失较大;高空工况下塞锥壁面和底部的压强已经不再受外流的影响,喷管性能损失较小,主要由运载器底部阻力损失造成.      

喷油嘴喷射方向偏离的影响因素

针对航空发动机润滑系统喷油嘴喷射方向的偏离问题进行研究.首先分析了喷油嘴喷射方向发生偏离的机理,然后通过计算流体动力学(CFD)的方法与软件,建立了喷油嘴喷油过程的三维数值计算模型,对不同入口速度和喷油嘴长径比条件下的喷射方向进行了多组计算与比较,得到了影响喷射方向偏离的因素及其影响规律.研究发现:喷油嘴入口处的径向速度分量导致了喷射方向的偏离,径向速度分量与法向速度分量之比越大,喷油嘴长径比越大,喷射方向偏离程度越大;对已定的喷油嘴入口速度或长径比,能够找到与之匹配的长径比或入口速度,使得喷油方向无偏离.      

拉瓦尔喷管外发生激波反射工况详细分析

平面拉瓦尔喷管的环境压力与入口总压的比值从设计工况到第三极限工况(管口处为正激波)逐渐增大时,喷管外的激波现象不同.根据已知的激波反射理论,将设计工况到第三极限工况间的工作状况进一步细分为强斜激波工况、马赫反射工况、双解区和正规反射工况、并将由气流偏转角所表示的发生正规反射和马赫反射的条件用环境压力与总压的比值来表示,找出了强、弱斜激波的环境压力与总压比值的临界值,得到这些临界值随着喷管面积比的变化趋势.最后针对面积比为5的平面拉瓦尔喷管,由理论分析得到其管外发生正规反射、马赫反射、强斜激波反射时对应的压比分别为:0.0841,0.0959和0.2005,并用数值模拟来验证理论分析的正确性.      

流路参数对收扩喷管内流特性影响的数值研究

用经冷态缩比模型内流特性试验验证的三维有黏定常程序,对某轴对称收扩喷管进行了收敛调节片长度、喉道圆弧半径、扩张调节片长度和喷管扩张面积比对内流特性影响规律的计算研究.研究结果表明:收敛调节片长度和喉道圆弧半径主要是对收敛半角较大工况的流量系数有一定的影响,可以在确保收敛半角小于45°前提下适当减小收敛调节片长度;扩张调节片长度和喷管扩张面积比主要是对推力系数影响较大,扩张调节片长度和喷管扩张面积比的选择应在确保扩张半角小于16°前提下力争气流完全膨胀.      

固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真

为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性,证实了该数值方法的有效性;在此基础上,进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律,结果表明:收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响,在设计范围内,较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性;收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响,凸型型面阻尼特性优于锥型型面,锥形型面优于凹形型面.      

双喉道推力矢量喷管研究进展

推力矢量喷管能够大幅提升飞行器的机动性,传统机械式矢量喷管因结构复杂、可靠性差等缺点而使用受眼,相比之下,气动矢量喷管的综合性能更为突出,已发展出多种类型,包括激波控制型、双喉道型等.本文简要介绍了气动矢量控制技术的发展现状,重点综述了矢量效果最好的双喉道喷管在二元、轴对称模型气动特性和构型优化等方面的研究情况,并基于现阶段研究的不足,对未来发展方向提出设想.     

某型航空发动机燃油喷嘴喷雾锥角调试试验研究

某型航空发动机离心式燃油喷嘴在首台份试制时,喷雾锥角较设计要求偏小,通过理论分析,制定了多种调试工艺措施,并开展了试验研究.试验表明,减小旋流槽角度、减小喷口长度、增大喷口直径、减小旋流室长度、减小槽深的措施均能一定程度上增大喷雾锥角.最终采用了双角度复合研磨的工艺,结合减小旋流槽深的措施,达到了符合设计要求的喷雾锥角.     

超声速飞行器侧向喷流干扰流场传统数值模拟方法的误差分析

使用CFD方法,分别就真实喷管边界和简化喷口边界,计算超声速飞行器侧向喷流干扰流场,研究边界条件对干扰流场及气动力的影响.使用k-ε湍流模型封闭雷诺平均N-S方程,利用非结构网格对流场进行空间离散.通过对比,计算结果与实验值吻合良好,证明该方法具有一定可靠性.进一步研究表明喷流边界条件对喷流干扰流场具有一定影响:相对于简化喷口边界,真实喷管边界喷流出口的非均匀性导致喷口上游分离涡和激波位置较为靠前,从而引起附加气动力和力矩的变化;由于摩擦阻力的作用,真实喷管静推力存在损失;喷流压比为500时,总法向力和总俯仰力矩在两种边界条件之间的误差分别为8.21%和22.4%,误差较大.在进行侧向喷流干扰流场的精确计算时,需要考虑边界条件的影响.