喷嘴供油特性对双涡流器头部气动雾化效果的影响研究

本文针对双级轴向涡流器和双油路离心喷嘴组合的气动雾化头部装置，通过试验研究了喷嘴主、副油路分别在不同供油压力下供油．形成的不同喷嘴一次雾化质量对头部气动雾化效果的影响，研究结果表明：喷嘴一次雾化质量对双涡流器头部的气动雾化效果影响较大。在一定的头部气动参数条件下，较高的供油压力形成较好的一次雾化质量．气动雾化的作用不明显；较低的供油压力形成较差的一次雾化质量，在气动力作用下能够得到较好的气动雾化效果．燃油雾化良好。这也表明在双涡流器气动雾化火焰筒头部装置中，喷嘴供油特性和头部气动参数之间进行合理匹配对保证和提高燃烧室各状态的综合燃烧性能是很重要的。本研究还验证了双涡流器气动雾化头部采用双路离心喷嘴供油的设计特点。     

多级波瓣引射混合器气动性能数值研究

通过三维CFD计算,研究了在特定混合管长径比和截面比下,单、双级波瓣引射混合器性能随基本结构参数变化的规律和差异.研究结果表明:双级波瓣引射混合器的引射系数随波瓣扩张角和主流速度的增加而增加,双级波瓣引射混合器的第1级引射系数要高于单级波瓣引射混合器,且总引射系数比单级波瓣引射混合器高出100%;主流流速增加,流向涡强度和速度环量相应增大;单级波瓣引射混合器沿程流向涡峰值强度不断减弱,但速度环量先增加后减小;双级波瓣引射混合器沿程流向涡强度和速度环量则同时逐渐减小,且在1级引射中减小速度要快些;由于主流速度增加或扩张角增大造成的主流过早附壁使得热混合效率减小;尽管双级波瓣引射混合器混合管内热混合效率增加放缓,但与单级波瓣引射混合器相比,混合管出口处热混合效率还是有6%的增加.      

出口宽高比对双涵道S弯喷管流动特性的影响

为了明晰出口宽高比对基于真实排气混合器构型的S弯喷管流动特性的影响机制,数值模拟了不同出口宽高比下的双S弯喷管内/外流特性。结果表明：出口宽高比对排气混合器附近的流场特征影响较小,但增加出口宽高比导致喷管下游纵向转弯处的涡量减小,而涡的横向运动更加剧烈,由此带来的涡损失及内/外涵掺混损失沿纵向有所减小,沿横向持续增大。随着出口宽高比的增加,纵向两弯处及等直段区域的壁面剪切应力减小,相应的摩擦损失和局部损失降低;而上、下壁面极限流线的扩张-汇聚程度增强使得该区域的摩擦损失增大。宽高比的增加导致喷管出口附近气流的轴向速度逐渐增大,出口下游的尾喷流速度核心区长度逐渐缩短。不同出口宽高比条件下,喷管几何构型与排气混合器相互作用产生的多种流动损失的变化趋势相反,综合起来对S弯喷管的气动性能影响较小。     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

C/Al2O3型多功能炭/陶复合材料研究

为满足喷管内型面耐烧蚀及背壁绝热的要求,以整体炭毡、炭纤维多维编织件等为预制体,先进行炭素沉积与石墨化,再用Al2O3型高温无机胶进行真空-压力浸渍、烧结,制得C/Al2O3功能型复合材料.对增强相炭纤维与陶瓷相Al2O3的界面结合强度、无机胶液配方改进、提高烧结温度以及用沥青浸渍HIP等方面进行了研究.所获得的复合材料外表面导热系数λ＝0.902W/(m.K)(800℃),内表面线烧蚀率为0.018mm/s,电镜照片显示C/Al2O3的界面结合良好.     

柔性喷管力矩特性的识别

本文在试验、测量、计算获得柔性喷管的总力矩—摆角响应曲线的基础上,对其物理特性作了分析,建立了辨识其力矩特性的数学模型。利用三次样条函数的特点,较准确地再现了该数学模型所代表的矛盾方程组,然后又利用多元线性回归分析,最终求得了组成总力矩的弹性力矩,粘滞摩擦力矩、库伦摩擦力矩、惯性力矩和偏位力矩等以及它们的力矩系数。并在计算机上进行了仿真试验,对建立的数学模型和分析方法作了验证。     

塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究

针对固体火箭发动机要求，比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式，认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例，设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管，在相同尺寸限制奈件下，塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究，分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明，塞式喷管在设计点效率为97．41％时，其真空效率为78．63％。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2．0％。     

延伸喷管延展撞击动力学分析

运用MARC软件对某发动机延伸喷管进行了非线性瞬态动力学分析，得到出口锥与延伸锥延伸过程仅经受撞击力作用下的变形及应力随时间的变化情况。对接合部位的密封圈进行了大变形处理，并在计算过程中对网格进行了重新划分。计算结果表明，该喷管出口锥与延伸锥结构是安全的，但考虑到材料性能的波动，安全余量较小，应从设计上保证产品的可靠性。该计算方法对延伸喷管的设计具有指导意义。     

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上，下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲，喉部流量和推力效率的影响，经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上，下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。