爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究

针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。     

喷管分离流场计算

固体火箭发动机喷管分离流场是相当复杂的，本研究首先建立了分离流的物理模型，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间推进格式，并用零方程涡粘模型封闭Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，计算了一种特型喷管在地面试车时的分离流场，给出了分离图象和出口面参数，本研究所提供的方法还可用于发动机启动过程中喷管的分类计算。     

圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。     

底部结构对塞式喷管性能的影响

为了提高塞式喷管性能，特别是提高塞式喷管底部的作用，从降低逆压梯度出发，利用外形设计法提出了六种不同于传统平面底部的底部模型，并利用数值模拟对其进行了研究，简单介绍了控制塞锥底部分离流动的基本思路，数值方法采用二阶精度的NND格式NS方程，研究表明，这几种模型相对于传统底部模型而言，底部旋涡得到了较好的控制，底部的压强有明显的上升，塞式喷管性能得到了改善，性能甚至比加入二次流要好。而且外形设计法还不需要辅助设备和消耗额外的功率，是一个容易实现的方法，本文的模型6是一种不错的底部模型，把外形设计法和底部二次流结合起来使用会获得更好的性能，塞式喷管底部的潜力尚有很大的空间可以挖掘。     

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案，从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发，用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组，采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)，发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性，比较了优化型面与简化型面的高度特性，研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明，塞式喷管在低空具有高度补偿能力；塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失，在低空尤为明显；从低于设计压比的某个压比开始，塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态，截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低；简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。     

可抛展开系统单级延伸喷管研究

介绍了一种最新设计的轻质单级延伸喷管，它具有独特的可抛展开系统。给出了它的工作原理及其展开特性计算方法。该延伸喷管展开后，其展开系统全部被抛掉，仅乘下被弹簧锁片锁紧的延伸锥。这种延伸喷管无论展开前还是展开后，其质量都比现有的四作动筒式延伸喷管更轻，尤其是展开后，减轻更多，从而使飞行器的有效载荷射程有更大的增加。     

突扩后缩型喷管前腔的流场计算

本文是为解决有关发动机喷管的实际烧蚀问题而进行的喷管前腔流场计算分析的一部分。探讨了SIMPLE算法在复杂边界下运行问题,重点研究了突扩后缩型喷管前腔的流场结构。计算表明:本文所提供的双涡系统与Finaish等人的结论是一致的,进一步证实了F.Pan和A.Acrivos的嵌套涡族理论。     

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。