水下航行体燃气涡轮机工作特性数值研究

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对水下航行体涡轮机的工作特性进行了数值计算,研究了水下航行体涡轮机气动性能的主要参数（涡轮功量、流量和效率）与状态参数（转速、膨胀比）之间的关系,分析了涡轮机通流部分各种损失的变化规律,为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。研究表明,涡轮机喷管流动状态不受其后叶轮的影响,只与涡轮机膨胀比有关;存在一个临界膨胀比值,涡轮机膨胀比大于此值时,喷管速度系数和总压恢复系数随膨胀比变化比较平缓,而小于时,喷管速度系数和总压恢复系数随膨胀比减小而急剧减小;存在一个临界膨胀比,使得涡轮机效率最大;膨胀比大于此值时,涡轮机效率随膨胀比减小而减小;小于此值后,涡轮机效率随膨胀比减小而急剧降低;同一膨胀比下,涡轮机转速减小,涡轮机效率降低。     

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。     

部分进气燃气涡轮机叶轮流场数值模拟

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对部分进气燃气涡轮机叶轮内部流场进行全3D粘性定常数值模拟,研究了涡轮机叶轮内部流场精细结构。研究结果表明,本文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉部分进气燃气涡轮机叶轮内部存在的各种复杂流动结构;叶轮进口燃气超音速,导致叶轮入口产生激波,激波与边界层干涉,造成边界层分离,引起流动损失增大,从而影响叶片的载荷分布和涡轮效率;叶轮通道内部流动呈强3D特性,存在各种旋涡结构;部分进气设计和叶轮高速旋转,使叶轮受到强烈的交变力冲击,对叶片应力分布产生不利影响。该方法为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

激波诱导推力矢量控制对导弹气动载荷的影响

用数值方法模拟了激波诱导矢量喷流时喷管内流场和导弹绕流流场.采用二阶精度Roe格式对三维Navier-Stokes方程进行了离散,利用k-ω湍流模型模拟了湍流流动.通过对壁面压力和摩擦力积分并无量纲化得到了导弹的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,分析了矢量喷流对气动载荷的影响.结果表明,矢量偏角随次流与主流压力比（Secondary Pressure Ratio,SPR）增大而线性增大;在不同飞行速度和攻角下,气动载荷随SPR的变化而呈现不同的变化规律.     

大面积比喷管侧向载荷流固耦合数值仿真

针对大面积比喷管在地面试车以及启动与关机过程中出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算分析了喷管入口总压从3MPa增大到7MPa共五种条件下,各个阶段的侧向载荷及喷管结构参数随时间变化情况,分析发现此喷管将受到一定的侧向载荷作用,载荷方向随机分布。入口总压为4MPa时的侧向载荷峰值最大。分析也得出了这五种条件下较强的侧向载荷主要由激波转变和喷管出口部位的激波振荡两种不对称状态产生;侧向载荷的大小也与喷管入口总压有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形从而更准确的反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为优化设计大面积比喷管提供了支撑。     

多喷管斜切式火箭发动机流场与轴向推力研究

为研究多喷管斜切式火箭发动机喷管工作特点,采用有限体积法雷诺平均N-S方程,对其流场进行了三维数值模拟;并对发动机轴向推力进行了计算,将理论计算曲线与试验曲线进行了分析对比.结果表明:斜切式多喷管基本喷管段流场参数变化趋势与普通喷管基本一致,斜切喷管出口处的参数分布呈现三维偏心现象;轴向推力理论计算结果略偏大,计算曲线与试验曲线吻合较好.数值模拟结果能正确反应喷管内流动特点.     

火箭底部流动的TVD数值模拟

火箭高速飞行时，其发动机喷管排出的燃气流与外部超音速气流将激烈地相互作用，这种气动力干扰直接作用在火箭上，影响火箭的飞行性能。文中采用有限差分法，解火箭喷管排出的超音速欠膨胀射流和外部超音速绕流混合流动欧拉方程组，数值模拟结果与实验结果对比表明，数值精度合理，为此类流动提供了一种预测方法。     

带有辅助注气的喷管喉道面积控制方法研究

利用数值模拟方法,针对轴对称喷管,研究了主射流对辅助射流的影响,以及主射流流量、辅助注气缝宽度等参数对喷管流动和性能的影响规律。数值模拟结果表明,与普通喉道注气相比,喉道辅助注气可以在喉道下游产生更大的射流穿透深度和回流区,具有更好的喉道面积控制效果。随着主射流流量增大,喉道辅助注气流量逐渐增大,有效喉道面积逐渐减小。主射流流量较大时,可以形成开放的回流区,使喷管实际的膨胀比减小,提高喷管的推力性能。     

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。     

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。     

一种基于微推偏技术的斜切喷管设计方法

对某锥形斜切喷管扩张段在喉部流线偏离喷管轴线情况下的流场进行了三维数值模拟,得到喷管侧向力曲线。提出将斜切喷管出口设计在侧向力零点附近,以减小上游非平衡扰动带来的推力偏心震荡。仿真结果表明,该方案是有效的。针对实际工程问题中结构的局限性,提出减小预置推力偏心震荡的可操作性建议。     

Laval型雾化器气液流动特性研究

喷嘴出口气流速度和气液质量流率比是影响液态金属雾化效果的两个主要因素。为改善雾化效果,对现有环缝型雾化器进行改进,出口采用Laval型。建立了喷嘴出口速度、气体与金属质量流率的表达式,获得稳定气、液质量流率比的坩埚背压与金属液面高度的关系。通过实验方法建立了采用限制型Laval喷嘴导流管出口负压值与雾化压力之间的关系。     

柴油机喷孔内空化过程及影响参数的试验研究

柴油喷油器内部燃油的高速流动易导致喷孔内部出现空化,影响燃油的流通,因此研究喷孔内燃油空化过程具有重要的意义。在比例放大透明喷孔可视化试验台架上,完成了不同进出口压力下的喷孔流动特性试验,研究了喷孔内的空化规律和对喷孔内流率特性的影响。试验结果表明：当固定入口压力时,随着出口压力的降低,在无空化阶段,流量系数基本不变;当出现空化进入空化发展阶段,空化增强并向出口方向发展,质量流率继续增加,流量系数有所下降;在空化饱和阶段,质量流率不再增加,流量系数加速降低;喷孔的入口压力不影响空化初生和空化饱和对应的临界空化数;喷孔直径不影响空化初生点,但影响空化饱和点,喷孔直径越大,越难达到空化饱和,对应的临界空化数越小;喷孔长度影响空化初生点和空化饱和点,喷孔长度越长,越难发生空化,也越难达到空化饱和,对应的空化初生和空化饱和的临界空化数越小。     

瞬态泄压条件下不同喷口结构的底部排气弹尾部流场特性

为了分析底部排气（简称底排）弹出膛口时,底排燃烧室瞬态泄压过程中喷口结构对底排弹尾部流场特性的影响,采用改进的对流迎风矢通量分裂（AUSM+）格式、SST k-ω湍流模型,编程求解二维轴对称Navier-Stokes方程。通过数值模拟方法研究环型喷口和圆孔型喷口底排弹尾部流场结构和特征参数变化,对比分析了不同喷口尺寸下的底排弹尾部流场特性。计算结果表明：在泄压过程中,圆孔型喷口尾部流场由高度欠膨胀射流发展为亚音速射流,而环型喷口尾部流场由高度欠膨胀环状射流在中心轴线上挤压形成中心射流后,再发展为亚音速环状射流;环型喷口在泄压后期有效削弱船尾拐角处的膨胀波,流线更为平滑;在泄压中后期,环型喷口底部平均静压和平均静温更高,增压减阻效果更好;同种喷孔排气面积比越大,降压速率越快,压力回升过程越慢,但排气面积比对泄压过程末态流场参数影响较小。     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

喷管对连续旋转爆轰涡喷组合发动机性能影响的数值研究

采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明:旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性; 共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。