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为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。 相似文献
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利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。 相似文献
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发动机喷管隔热涂层的设计和模拟计算 总被引:5,自引:0,他引:5
喷管是各种喷气或反作用发动机的重要部件,发动机通过高温和高压燃气由喷管向后喷出而获得向前的推力,燃气以对流和辐射的方式向喷管壁面放热,导致喷管温度急剧上升,为此采取等离子喷涂陶瓷涂层隔热防护, 实际连续测量喷管壁温几乎是不可能的,因此通过模拟计算预示喷管工作过程中的壁温分布是非常重要的.本文根据高温发动机喷管的受热特点,对喷管内壁设计了6种热喷涂涂层,利用Marc软件及Mentat 前后处理程序,建立了轴对称喷管的物理模型,仿真计算了在不同涂层下喷管受固定温度热载时的温度场,分析了受热最严重的喉截面瞬态受热温度分布,为合理选择喷管基材及涂层材料、优化涂层提供科学的依据. 相似文献
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柔性喷管SRM三维两相内流场数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
针对柔性喷管固体火箭发动机的复杂多相流数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用k-ωSST湍流模型和颗粒轨道模型,建立了气固两相三维内流场计算模型。分析了发动机内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、固相粒子沉积浓度和颗粒运动轨迹;重点分析了喷管无摆动和摆动5°状态下的发动机内流场变化特性。研究表明:2种工况下的燃烧室平均压强、温度场及喷管出口速度变化幅度较小,但对喷管柔性连接缝内的流场速度影响较大,固相粒子最大沉积率产生于发动机后封头的绝热层内壁;喷管无摆动时,柔性连接缝内的粒子沉积率较低,随着喷管摆动幅度增加,粒子沉积浓度大幅度升高。 相似文献
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固冲发动机补燃室流场条件下硼燃烧试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
建立了一套固冲发动机地面模拟试验系统,用于研究补燃室流场条件下硼的燃烧,该试验系统用乙醇与氧气反应加热硼颗粒,并与空气二次燃烧的方式,模拟含硼固冲发动机的工作过程,其一次燃烧产物主要为H2、CO和硼颗粒,补燃室总温、静温值为1300~1400K,总压、静压值为0.4~0.5MPa,马赫数值为0.35左右,与真实固冲发动机相关参数值相符合。基于此试验系统,采集了燃气发生器、补燃室进气口、掺混区、燃烧区和喷管等位置的凝相燃烧产物。扫描电镜(SEM)、X射线衍射(XRD)和X射线能谱(EDS)分析结果表明,硼在反应过程中呈颗粒状,整体形貌变化不太明显,大部分的硼在补燃室中完成反应,燃烧区硼的反应量最大,靠近喷管区域次之,掺混区域最少。 相似文献
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导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为分析研究火箭发动机喷流噪声特性的影响因素,设计了火箭发动机喷流噪声实验系统;采用BK数据采集系统及噪声处理软件进行噪声数据的采集和分析,研究发动机混合比以及导流槽对火箭发动机喷流噪声特性的影响。结果表明:随着发动机混合比的上升,发动机从富燃燃烧状态转换到富氧燃烧状态,噪声声压级降低;导流槽对喷流噪声有遮蔽作用,且随着导流槽距喷管出口距离的增大,遮蔽作用下降,噪声声压级上升。 相似文献
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为了更真实地反映发动机尾焰流场的特征,以某型运载火箭为例,对其流场数值进行模拟.运用计算流体力学方法,以3维双喷管发动机为模型,考虑尾焰工况为氢气、一氧化碳、二氧化碳、水蒸气组成的混合气体,对运载火箭的发射流场进行模拟仿真,分析尾焰流的近场激波系结构和参数分布特征等.分析结果表明:混合气体情况下的流场各个参数分布和激波系结构与理论分析结果一致,地面上距离喷管中心1 m位置处受最大压力,大约为0.4 MPa,在两喷管中心温度最高,为2700℃,为后续相关实验测量提供了参考和理论依据. 相似文献
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为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H2O、HCl、SO2等强极性组分和H2等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于这些组分及其混合物在高温高压条件下的黏性系数和导热系数计算方法,计算了双基推进剂(DB)、改性双基推进剂(CMDB)和复合推进剂(CP)3种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500~3 800 K)和压强(8~20 MPa)下的黏性系数、导热系数和普朗特数,得到了固体火箭发动机燃气黏性系数和导热系数随温度变化的幂指数函数规律和典型普朗特数取值。所得结果对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。 相似文献
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为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H2O、HCl、SO2等强极性组分和H2等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于上述组分及其混合物在高温高压条件下的扩散系数计算方法,并计算了典型双基推进剂、复合改性双基推进剂和复合推进剂三种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500~3 800 K)和压强(8~20 MPa)下的扩散系数和输运准则数(施密特数和路易斯数),得到了固体火箭发动机燃气扩散系数随温度和压强变化的幂指数函数规律(典型双基推进剂燃气的扩散系数随温度变化的幂指数为1.646 55、典型复合改性双基推进剂和典型复合推进剂为1.629 52),以及路易斯数、施密特数的典型取值(典型双基推进剂燃气的施密特数为0.772、路易斯数为0.91,典型复合改性双基推进剂燃气的施密特数为0.675、路易斯数为0.9,典型复合推进剂燃气的施密特数为0.74、路易斯数为0.83)。这对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。 相似文献
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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。 相似文献