同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析

采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.      

冲压发动机燃烧引起激波运动过程一维分析

分析了冲压发动机喷油燃烧引起内流道内正激波运动的机理,采用一维激波捕捉方法,建立了燃油喷入对正激波运动位置影响的一维仿真模型。通过仿真发现:喷入燃油并逐步增大燃油-空气当量比时,正激波逐步向上游运动;燃油-空气当量比越大,正激波越接近进气道喉道;当燃油-空气当量比增大到一定程度时,正激波距离进气道喉道最近,但并未越过喉道;进一步增大燃油-空气当量比,正激波开始向下游回退进一步分析发现:冲压发动机流道及燃烧组织匹配设计直接影响到正激波在流道内的运动位置,需要在设计中格外重视。燃油-空气当量比与激波位置的关系分析可为冲压发动机设计提供一定的理论参考。     

容器放气性能影响因素试验研究

文章研究了容器的放气速率与气体种类、管道的长度和截面尺寸、背压等因素的关系,分析了放气过程中导管内气体的流动状态.容器内压力从600 kpa下降到5～15kpa的过程中,导管内气体处于流动壅塞状态;在压力进一步下降的过程中,导管内气体处于粘滞流状态.不同气体对放气过程的影响主要体现在壅塞流状态下气体的流速(音速)不同而导致放气速率不同,对粘滞流状态下放气的影响体现在气体的粘滞系数不同上.缩短容器导管长度或扩大容器导管内径,可以显著减少放气时间.真空罐内真空度进一步提高不会增加容器的放气速率.     

RBCC亚燃模态点火及火焰稳定研究(英文)

在直联式燃烧试验台上进行了基于机械壅塞的RBCC亚燃模态点火及火焰稳定研究,试验模拟飞行马赫数为2.5,采用扩张型双模态燃烧室和多级JP-10喷注方式。在主火箭工作的情况下,借助发动机出口机械壅塞的方式实现了点火和火焰稳定。同时发现火焰稳定与乙烯引导火焰无关,出口堵塞比是燃烧室压力提升的一个重要影响因素。研究工作为实现基于热力喉道的RBCC亚燃模态稳定高效燃烧提供了良好的基础。     

高温超声速流中爆震波特性数值研究

通过对高温超声速流中爆震波性质的研究,评估其在高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧组织中应用的可行性,并通过数值模拟对分析结论进行了验证。提出了一种新的爆震波起爆机制,注入高温超声速流中的燃料混气可通过自身缓慢的释热使流动进入局域热壅塞状态,进而借助局域热壅塞产生的激波实现爆震波的起爆。计算结果表明在适宜的温度与马赫数条件下,注入高温超声速流中的燃料可通过新的起爆机制在超声速流中形成一道稳定的驻定爆震波。表明在高超声速冲压发动机燃烧室中存在着通过驻定爆震波实现火焰稳定的可能性。     

连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟

采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究, 详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因.      

混合网格方法研究栅格翼亚跨超声速气动特性

采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声速壅塞时,流动通过在栅格翼上产生网状脱体激波使来流减速至亚声速来进行流量调节,且计算结果与理论估算上下临界马赫数范围一致。对某栅格翼气动布局导弹的计算结果表明,在跨声速壅塞区间内,壅塞有自我调节作用,通过溢流使栅格通道内维持相似流动,从而使栅格气动性能保持基本平稳;同时由于溢流使流量下降,栅格翼升力效率下降,导弹静稳定性减弱。     

直齿直通式篦齿封严计算模型

基于流体网络法,集成大量的计算流体力学数值模拟数据,完成对直齿直通式篦齿封严的计算模型的开发,并采用商业软件Flowmaster GT版对其进行验证,结果表明:该模型对于直齿直通式篦齿封严的模拟准确度较高,对于包含超声速壅塞流动下的各种流动状态具有较广的适用性,只需基本的几何特征参数并定义进出口边界条件即可进行模拟,计算收敛性好,而且对于非直齿式的直通式封严结构也具有一定的适用性,因此可以作为二次空气系统一维数值仿真的标准化模型使用.      

非壅塞固冲发动机补燃室内凝相颗粒运动规律研究

采用Euler-Lagrangian方法,基于O′Rouke提出的液滴碰撞和聚合模型,针对非壅塞固冲发动机补燃室内高温凝相液态金属颗粒的运动过程及颗粒间的碰撞和聚合过程开展了数值模拟,分析了喷嘴结构对凝相颗粒碰撞次数的影响。结果表明,一次喷口数目是碰撞次数的关键影响因素,从七孔喷嘴喷出的凝相颗粒之间的碰撞次数明显高于三孔喷嘴;喷口中心线与补燃室轴线的角度增加对碰撞有催进作用,但影响效果相对较小;在相同的一次喷嘴当量直径条件下,凝相颗粒的碰撞动量与喷嘴结构之间的关系不大。     

燃油分配对超燃冲压发动机的性能影响仿真分析

针对超燃冲压发动机两级燃油分配对内流道流动过程、燃烧模态、发动机性能及调节特性的影响问题,建立了发动机一维流动分析模型;对马赫数6/当量比1,马赫数6/当量比0.6,马赫数4/当量比1三种工况不同的一级/二级燃烧室燃油分配比例下的流动过程进行了仿真,并获得了不同燃油分配规律下的发动机性能.通过分析表明：超燃冲压发动机的两级燃油分配比例直接影响发动机内流道内的流动参数分布、燃烧模态及发动机比冲等性能参数.对于马赫数6/当量比1工况,当一级燃烧室的燃油分配比例为30％～70％时,可在全流道内组织纯超声速燃烧,最高比冲超过800 s;对于马赫数6/当量比0.6工况,即使将所有的燃油均在一级燃烧室喷入,流道也不会壅塞,该工况下最大比冲超过800s;对于马赫数4/当量比1工况,燃烧室内组织亚声速燃烧,最大比冲为1 031.9 s;为保证亚声速燃烧扰动不传递到燃烧室入口外,一级燃油分配比例不应过高.