发汗冷却喷管多孔壁面的分段设计分析

对于采用烧结多孔结构作为发汗冷却壁面的喷管,为最大限度的减少冷却剂流量,提出了对多孔介质壁面沿轴向进行分段的发汗冷却结构.通过采用Fluent软件对分4段结构的多孔壁面推力室发汗冷却进行数值模拟并且与不分段的发汗冷却喷管比较发现,分4段的结构在满足室壁温冷却要求的前提下可将冷却剂与主气流量百分比从28.3%降至12.6%,这表明烧结多孔结构分段设计是减少喷管发汗冷却剂流量的有效手段.      

二股流喷射控制推力矢量数值计算研究

利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢量偏角的影响。     

圆转方非轴对称喷管无粘流动的多层网格法求解

本文利用多层网格法求解三维无粘亚音和跨音速圆转方非轴对称喷管的流动,基本格式是把Ni[1]的二维有限体积积分格式推广到三维流场。边界条件采用文[2]中的“预测一修正”处理方法。为了进一步提高格式稳定性,在计算流动变量的一阶时间变化量时,采用单元体积平均法而不是文[1]中的算术平均法。引入当地时间步及多层网格方法,以加快格式的收敛速度。文中还对多层网格构造形式及其收敛效果作了讨论。通过对两种喷管模型流动的计算和与试验数据的对比,验证了该算法的精度。     

全尺寸红外抑制二元喷管的成形

研究全尺寸红外抑制二元喷管的成形技术，并对试验件的成形工艺作了分析。经安装、试验证实，成形制造是十分成功的。作为红外隐身技术的重点课题之一，全尺寸二元喷管的设计和制造在国内还是第一次。与圆喷管相比，非轴对称的二元喷管结构复杂、加工制造的难度大。因此，研制符合设计要求的二元喷管就成了该项试验研究中的关键技术。     

石墨渗铜喉衬材料烧蚀机理分析

通过研究石墨渗铜材料的微观结构和石墨渗铜喉衬的热传导测试结果,以及石墨渗铜与发动机高温燃气的化学反应,得出了石墨渗铜喉衬的烧蚀机理。结果表明．在石墨渗铜材料发动机喉衬烧蚀过程中仅能出现铜的相变和表面液态铜流失及石墨基材本身的热化学烧蚀和机械剥蚀。而不能出现铜蒸气的自发汗现象．且铜元素不与燃气发生反应。在此基础上提出了适用于石墨渗铜喉衬稳态烧蚀速率怙算的公式。     

液体火箭发动机喷管壁面辐射热流的数值计算

为火箭发动机喷管设计及其冷却系统的设计提供有效参考数据作为应用背景,计算喷管壁所受的红外辐射热流。分别推导了有限体积法和反向蒙特卡罗法适用于不含粒子条件下喷管壁面所受红外辐射热流的计算公式,并针对不同的边界条件设定,重点分析了有限体积法的特性,并提出了有限体积法的局限性。最后,以某三维双圆弧喷管模型为例,用有限体积法和反向蒙特卡罗法自主编写程序计算在不同边界设定下壁面受到的红外辐射热流密度。通过计算结果对有限体积法的局限性进行了论证,同时肯定了反向蒙特卡罗法在壁面辐射热流计算上的优势。     

塞式喷管运载器外流干扰冷流试验研究

采用风洞冷流试验方法研究了使用塞式喷管的运载器在4个典型飞行马赫数下外流对运载器流场和性能的影响。试验模型由截短的线性塞武喷管和升力体构成,利用纹影显示技术得到了塞式喷管流场结构并测量了不同试验工况下模型的轴向力和升力。结果表明:外流使塞式喷管喷流的膨胀程度变大,横向侧流强度增强;外流干扰下塞式喷管的推力损失包括过膨胀损失和横向侧流损失,试验喷管总推力损失在4.7%~9.6%之间,其中过膨胀损失在3%以内。     

基于计算机视觉的火箭喷管极性自动化识别方法研究

火箭发动机喷管是控制火箭飞行姿态的主要部件,因此地面测试中的喷管极性测试是一个重要步骤。当前的发动机喷管极性测试依靠人工观测进行判断,对于摆动快、摆角小的一些动作难以清晰辨别。基于工业摄像头系统,利用计算机视觉技术对每一级喷管的运动极性进行实时地自动化识别。在算法设计中,利用基于YOLOv3-tiny的目标识别技术与基于Farneback光流法的运动检测技术,有效地判断出每一个喷管的运动轨迹与极性。同时为了方便地面测试人员使用,将算法、摄像头控制等集成于软件平台,形成软硬件相互协同的一体化系统,做到极性测试自动化、可记录、可追溯。经测试,提出的方法极性识别准确率达到100%,8路摄像头同时工作的视频流识别效率达到20帧/s以上。表明该系统能够提高极性测试效率,保证测试可靠性,为火箭型号测试无人值守提供了解决方案。     

发动机/扩压器不同安装方案对高模试车启动过程的影响

某上面级发动机高模试车时,喷管扩张段外壁面某处出现了氧化烧蚀,针对此现象进行了高模试车时的启动过程数值仿真研究,结果表明:试验状态和两种改进方案下,喷管内和扩压器内的流场均在0.1 s已经达到稳定状态,其马赫数和静压等流场参数不再随时间的推进而变化; 发动机在启动过程中,喷管出口的高温燃气均会倒流进入真空舱; 试验方案...     

运载火箭发动机喷管变形机构型综合分析研究

为有效缩短箭体长度,增大喷管扩张比,提高发动机比冲,对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程,在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用,并对典型喷管变形机构进行了方案分析,研究了其组成原理和功能设计特点,最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点,并综合分析评价了各方案,提出了喷管变形机构技术发展建议,可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。