固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

空空导弹直接力控制装置的初步研究

分析了直接力控制装置的研究现状和应用于空空导弹的关键技术，提出了适合空空导弹的一种多喷嘴燃气发生器方案，讨论了该方案的技术问题，并通过CFD软件计算出侧向喷管的总压损失。     

燃烧产物特性对燃气弹射内弹道与载荷的影响研究

为了研究燃烧产物特性对燃气弹射初容室二次燃烧流场、内弹道和载荷的影响,采用Realizable k-ε湍流模型、域动分层动网格技术和有限速率/涡耗散模型,建立包含动边界的初容室二次燃烧流动模型。通过与实验数据对比,验证了燃气弹射模型的有效性。数值研究了燃气发生器喷管入口燃烧产物压力和组分浓度比值对燃气弹射内弹道和载荷的影响,计算得到了满足导弹出筒要求的喷管入口压力和组分浓度比值的变化范围。数值研究表明：随着燃气发生器喷管入口压力的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变短,导弹出筒时间缩短,出筒速度增加,加速度峰值增大;随着喷管入口CO与H₂浓度比值的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变长,导弹出筒时间延长,出筒速度减小,加速度峰值减小。研究结果为燃气弹射内弹道设计提供了理论基础。     

液氧/煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响

通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性,将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较,分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明,采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的马赫盘和连续激波等基本结构、特性;相比于钟形喷管,锥形喷管和内型面为直线的喷管由于喷管扩张段内燃气存在非轴向流动,造成大量能量损失的同时引起了斜激波的产生,导致喷管出口膨胀更加剧烈、尾焰中连续激波更加明显。     

固体火箭发动机特型喷管造型设计与优化

采用双三次样条方法建立了某型固体火箭发动机特型喷管扩张段型面;考虑燃气流动和温度的耦合影响,采用二维轴对称可压缩N-S方程进行数值仿真分析。以发动机推力和总压恢复系数最大为优化目标,模拟退火算法寻优进行了特型喷管的优化设计,与初始设计方案相比,轴向推力提高2.38%,总压恢复系数提高2.22%。结果表明:特型喷管性能远优于锥形喷管,通过对型面的优化设计可以提高喷管性能。     

鱼雷涡轮机斜切喷管内流场数值模拟

基于求解雷诺平均的Navier—Stokes方程组,对鱼雷燃气涡轮机斜切喷管内流场进行了数值模拟计算,研究了斜切喷管气动特性随膨胀比的变化关系。数值模拟结果表明,该文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉斜切喷管内部存在的各种复杂流动结构,合理地预测了斜切喷管内部流场随膨胀比的变化趋势;喷管处于膨胀过度状态时,喷管出口会出现激波,造成激波损失,激波与边界层干涉,使得流动损失进一步增大,引起喷管气动性能的迅速恶化,设计时应尽量避免;对于既定尺寸的喷管,膨胀比大于临界流量膨胀比时,通过喷管的燃气流量保持最大流量不变。     

不同气动载荷对大长径比弹箭柔性变形的影响

为了得出大长径比弹箭在自由飞行过程中柔性变形的变化规律、变形量的大小和弹体变形后应力的分布情况,文中通过ANSYS软件进行网格设计、气动载荷的计算及结构的计算,采用流固耦合的数值计算方法对不同马赫数下自由飞行的弹箭进行耦合分析,得到了弹箭的变形量大小和全弹的应力分布,为大长径比弹箭的设计与研究提供相关的理论依据。     

高速旋转固体火箭发动机喷管受热状态计算

为了计算高速旋转过载下固体火箭发动机喷管受热状态,本文采用流固热耦合计算方法对喷管进行了仿真。计算结果中温度云图与受热密度分布均表明在高速旋转条件下,随着转速的不断增加以及发动机工作时间的延续,高温燃气对喷管内壁面热交换的总热流密度逐渐降低,发动机喷管喉部前端位置总热流密度最大,换热最为强烈。由于高速旋转导致的强旋流动使喷管内燃气所具有的部分动能逐渐耗散并转变为热能,壁面的传热加强。     

喷管对水下爆轰燃气射流过程影响的数值模拟

为了探究不同喷管构型对水下爆轰燃气射流形态与激波传播过程的影响,基于VOF多相流模型,通过求解二维非稳态雷诺时均Navier-Stokes方程分别对无喷管、加装扩张喷管、收敛喷管的爆轰管水下爆轰过程的内外流场进行二维轴对称数值模拟。研究了喷管构型对水下爆轰过程中形成的透射与反射激波的传播特性、爆轰燃气射流形态演化规律等流场特性的影响。计算结果表明:扩张喷管可以加强向下游传播的透射激波沿轴线方向的指向性,而收敛喷管会减弱透射激波的强度,增强向上游传播的反射激波强度。爆轰燃气泡初期轴向和径向发展速度均随着时间逐渐衰减,喷管对燃气泡的轴向尺度影响较小,但收敛喷管能够显著抑制燃气泡的径向尺度。研究结果可为后续水下爆轰推进的工程化应用提供技术支撑。     

超声速封闭通道内振荡的振幅特性

采用非定常数值模拟的方法,研究了不同飞行马赫数、不同通道长径比条件下,超声速来流时封闭通道内的压强振荡幅度的变化。结果表明,压强振荡的极值和振幅与通道长径比无关;当飞行马赫数升高时,压强振荡的极值随来流总压近线性增加,绝对振幅增大,而相对于来流总压的振幅趋于不变;通道内振荡的平均压强与入口激波后总压相近,最大压强可能会超过来流总压。     

锥型喷管总温、总压分布不均匀对推力偏心的影响

用特征面参数化方法数值模拟了喷管的非对称流场，研究了当总温、总压在喷管超声速段入口截面分布不均匀时，所引起的锥型喷管的推力偏心特性，得到了锥型喷管在不同扩张角和不同总温、总压分布时，喷管侧向推力分量沿轴向的变化及其零点位置在轴线上的分布规律．对微推偏喷管的设计具有重要参考价值．     

斜切喷管工作过程结构变形数值分析

文中分析了某火箭发动机钼合金斜切喷管工作过程中的变形，首先通过对喷管内流场的数值仿真计算．确定喷管内型面承受的温度和压力载荷。然后基于三维有限元模型，对温度和压强耦合作用下的喷管应力场和形变进行了分析。对计算结果与试验测量值进行了对比，较为接近．证明结论可信。     

复合结构喷管温度场及应力场数值模拟

为了保证喷管在高温燃气中的结构安全,必须对喷管的温度分布及热结构进行准确的预估.为此,建立了复合结构喷管的轴对称有限元模型,采用CFD流体计算软件和ANSYS热分析及结构分析模块,对喷管的温度场及应力场进行了数值模拟,实现了热-结构耦合计算.计算结果表明,喷管内壁的对流换热系数在喉部达到最大;温度的峰值出现在扩张段下游到喉部,在同种材料内温度连续变化;在不同材料交界面处温度和应力出现明显的梯度变化,并形成应力集中.所得结论可为喷管结构设计、安全评估提供技术支持.     

固体火箭发动机水下超音速射流数值研究

固体火箭发动机水下点火射流是高温高压条件下复杂的多相流过程,为研究其流场特性与推力特性,选取扩张比分别为3.4和14.0的拉瓦尔喷管模型进行数值模拟。采用计算流体力学方法分析高速燃气超音速射流过程的流场与推力演化过程,揭示高温高压气体与水环境之间的相互作用规律。结果表明：固体火箭发动机水下射流流场结构与推力特性呈周期性变化,根据流场特征可分为颈缩、胀鼓、回击3个阶段;水环境与射流气体之间的相互作用是导致背压振荡的直接原因,同时导致激波运动、动量推力与压差推力的振荡。对比两种扩张比喷管的射流可知,扩张比为14.0的喷管射流形貌与流场结构的周期性变化更明显,扩张比为3.4的喷管背压振荡频率高、周期性特征弱、推力更稳定。     

高过载下长尾喷管整体热结构传热数值模拟

文中采用欧拉-拉格朗日两相流模型对不同过载及颗粒直径条件下的喷管内流场进行数值模拟。在此基础上,充分考虑了三种传热方式以及喷管内部各区域换热的特点,在耦合颗粒相传热后,对喷管三维整体的热结构进行了温度场计算分析。从喷管全域温度场分布情况可以看出,喷管内壁面温度梯度变化非常大;有颗粒相加入时长尾段后部的燃气温度以及喷管相同位置等值线区域的温度明显高于纯气相条件下的温度,但是热防护层的温度梯度下降很大;过载以及粒径的变化对喷管辐射传热的影响比较大。     

航天飞机主发动机飞行结构的侧向载荷分析

引言本文发表了航天飞机主发动机在地面点火期间瞬间产生的侧向载荷分析结果,这个侧向载荷主要是由于发动机喷管中气流流动分离造成的,上述分析结果是采用蒙特卡洛(Monte Carlo)动载荷分析方法得到的。象航天飞机主发动机那样具有高面积比喷管的发动机,在点火期间产生的这种侧向载荷干扰,是一种瞬态现象。本文还修正了过去发表的文献,其中包     

二元喷管气动喉道控制性能的仿真研究

为了研究射流总温与射流通道结构对喷管喉道面积控制的影响规律,文中对二元收扩喷管的气动喉道控制进行数值模拟,研究结果表明:增大射流总温能使喉道面积控制效率增大;对比两种采用不同射流通道的气动喷管,在低射流总压比下采用收敛型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高,在高射流总压比下采用收扩型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高;射流总压比增大喉道面积控制效率先增大后减小;由此归纳出射流速度增大能明显提高射流的喉道面积控制效率.     

固体火箭发动机水下点火两相流流场瞬态数值分析

用FLUENT软件,使用VOF模型对固体火箭发动机水下点火过程的气液两相流场进行了瞬态数值求解,对燃气泡的发展过程、喷管中燃气的流动过程等进行了分析,并与发动机在大气中工作时的流场结构进行了比较。研究表明燃气通道存在周期性的径缩现象,燃气激波结构被压力震荡破坏,与在大气中工作时的流场结构存在较为明显的差距。     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

镁合金薄壁锥壳有限元分析

采用铸造镁合金ZM5-T6材料,设计一种承受外压载荷环肋增强薄壁结构的尾锥壳体,应用有限元分析软件,在1～2 MPa外压范围内计算壳体结构的应力和变形,并计算其固有模态,分析结果对壳体结构方案的设计改进与优化具有一定指导作用。