高原环境续航火箭喷管推力降低异常现象

为了研究某种续航火箭喷管推力的异常现象,采用AUSM+(advection upstream splitting method)格式、SST(shear stress transport)湍流模型和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式算法,求解二维轴对称RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程,对入口压力相同、环境压力不同的该喷管进行了数值模拟,得到了在环境压力为50.67~101.32kPa下其推力特性的差异,并分析了异常现象产生的原因.结果表明:随着环境压力的降低,外喷管出口边界的静推力为负值且绝对值呈现先增加后减小的变化规律.在环境压力为60.80~101.32kPa区间范围时,外喷管出口边界的动推力和总推力变化相对较小,当环境压力小于60.80kPa时,该出口边界的动推力和总推力急剧降低.      

边界层控制方法降低喷管喉衬烧蚀影响因素研究

引入一种边界层控制方法,通过在喷管内表面形成一层低温富燃边界层,降低喷管内表面的温度和近壁面处氧化组分的浓度。采用二维轴对称模型对边界层控制方法进行了参变量研究,模拟了低温富燃气体的喷射质量、喷射温度、喷射位置和喷射角度对该方法的影响规律,比较了不同参变量对降低喷管内表面温度和近壁面处氧化组分浓度的效果,证明了边界层控制方法降低喷管喉衬烧蚀影响因素的有效性。     

Comprehensive optimization design of aerodynamic and electromagnetic scattering characteristics of serpentine nozzle

Comprehensive optimization design of serpentine nozzle with trapezoidal outlet was studied to improve its aerodynamic and electromagnetic scattering performance. Serpentine nozzles with different center offsets and different ratios of the bases of the trapezoidal outlet were generated based on curvature control regulation. Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations have been conducted to obtain the flow field in the nozzle, and Forward-Backward Iterative Physical Optics (FBIPO) method was applied to study the electromagnetic scattering characteristics of the nozzle. Guarantee Convergence Particle Swarm Optimization (GCPSO) algorithm based on Radial Basis Function (RBF) neural network was used to optimize the geometry of the nozzle in consideration of its aerodynamic and electromagnetic scattering characteristics. The results show that the GCPSO method based on RBF can be used to optimize the aerodynamic characteristics of the internal flow and the scattering characteristics of the cavity of the serpentine nozzle with irregular outlet. The optimized model has a higher center offset and a lower ratio of the bases of the trapezoidal outlet after optimization compared to the original model. The optimized model leads to a slight change in aerodynamic performance, with a total pressure recovery coefficient increase of 0.31% and a discharge coefficient increase of 0.41%. In addition, the Radar Cross Section (RCS) decreases also by around 83.33% and the overall performance is significantly improved, with a decrease of the optimized objective function by around 38.74%.     

塞锥后体气膜冷却对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响

运用数值模拟方法,在主流质量流量为130 kg/s、总温为920 K和冷却空气总温为480 K的参数条件下,对比分析了塞锥后体气膜孔排布方式、气膜孔倾角(15°~30°)和气膜冷却空气用量(3%主流质量流量以内)对轴对称塞式喷管红外辐射和气动性能的影响。研究结果表明:塞锥后体的气膜冷却对喷管推力系数的影响十分微弱;对塞锥后体提供1%主流质量流量的冷却空气,喷管红外辐射强度相对无冷却喷管降低50%左右;当冷却空气用量增大至3%时,喷管红外辐射强度下降约60%,总压恢复系数降低较为显著;在相同的冷却空气用量下,小孔排间距的多孔排布方式与大孔排间距相比,具有近乎相同的红外辐射抑制效果和低的总压恢复系数下降幅度;气膜孔倾角从30°减小至15°,对塞锥后体表面温度的降低以及喷管总压恢复系数的改善效果微弱。     

考虑进口非均匀的喷管设计及冷流条件下的性能研究

超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室直接相连,由于没有几何喉道和收缩段的整流作用,实际工作过程中尾喷管的进口气流是非均匀的,因而有必要研究非均匀进口条件下的尾喷管设计方法。以超燃冲压发动机尾喷管非均匀进口马赫数分布为条件,采用有旋特征线设计了超燃冲压发动机非对称尾喷管的等熵膨胀型线。利用数值模拟和试验相结合的方法研究了冷流条件下喷管的气动性能。结果表明,在相同的进口条件下,相对于假定进口马赫数均匀分布设计得到的喷管,考虑进口马赫数非均匀分布设计的喷管推力增加0.6%~2.0%,负升力降低可达82.0%,俯仰力矩增加8.6%~13.0%,这说明在喷管的设计过程中考虑进口参数分布的非均匀性是有必要的。     

真空应用电火花点火的氢氧发动机设计与试验

为研究某大推力氢氧发动机真空羽流效应,设计采用火炬点火方式的60N缩比氢氧发动机.通过球头密封声速喷嘴组件控制流量,使真空下每个声速喷嘴组件减少3个密封面.进行真空点火方案设计,从理论上证明电火花点火的可行性.设计试验系统并进行地面及真空环境下的热试车,试车结果表明:燃烧室压力达到额定压力为0.6MPa时,发动机热防护结构良好,试验系统设计合理,真空电火花点火方案可行,为进行真空羽流效应研究奠定基础.      

基于安装性能的航空发动机中间状态喷管调节计划优化

以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学（CFD）软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积、喷管出口面积的调节计划.计算结果表明:在保持发动机稳定裕度的前提下,如仅优化喷管出口面积,在大马赫数飞行状态时安装推力提高超过1%.      

某涡轴发动机起动不成功分析

对某型发动机外场起动不成功试验数据进行分析,并通过燃油喷嘴低油压雾化试验及整机起动时的温度场测量验证,确认燃油喷嘴喷口积炭后,燃油喷嘴喷雾锥角减少,燃油雾化质量恶化,直接影响到发动机起动时火焰联焰的可靠性,对发动机起动性能产生较大影响.涡流器插入深度对涡流器出口喷雾的部件研究试验结果显示:插入深度对涡流器出口喷雾无影响;整机模拟外场使用结果表明:发动机在不大于30%功率的低状态长期使用,离心式燃油喷嘴容易出现积炭.      

一种强剪切空气雾化喷嘴的流场和喷雾

采用数值和实验方法对一种强剪切空气雾化喷嘴的流场和喷雾特性进行研究.采用粒子动态分析仪(PDA)实验研究了不同气液比下强剪切空气雾化喷嘴的速度场和喷雾场,并对该喷嘴的流场进行了数值计算,所得的计算结果与实验数据比较吻合.研究结果表明:强剪切空气雾化喷嘴的设计合理,两股旋流空气在喷嘴内部完成强烈的动量交换,并对燃油进行了强剪切.强剪切空气雾化喷嘴在宽调节比范围内能够完成良好的雾化,当气液比变化10倍,液雾的索太尔平均直径分布均处于20~60μm之间.随着气液比的增大,线平均索太尔平均直径逐渐减小,推导了适用于该喷嘴的索太尔平均直径计算模型,可为强剪切空气雾化喷嘴设计提供参考.      

硬质泡沫喷管堵盖试验及研究

介绍了固体火箭发动机喷管硬质泡沫塑料堵盖的设计方法与试验过程。某型号发动机硬质泡沫喷管堵盖打开压强模拟点火试验结果表明,这种硬质泡沫喷管堵盖设计方案可行。并已在实际中得到应用。