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为了解塞式喷管底部压强特点,找出快速、准确计算底部压强的方法,实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强.在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态,将塞式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为"三段",即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段,在各段,底部压强使用不同的计算方法.把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起来,找出塞式喷管底部压强的一般规律,建立了适合于工程应用的底部压强计算模型.结合40%和20%截短塞式喷管的实验数据,验证了底部模型的正确性.塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动,该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度. 相似文献
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论述了4453N小型塞式环形烧蚀喷管火箭发动机的研制过程,探讨了发动机及其子部件如喷注器、燃烧室、塞式喷管等的设计方法,结合试车数据,应用逐步逼近法设计了高效率的喷管外形.该发动机成功试验了200ms后石墨质的塞杆发生故障.在随后的研究中,提出了几种不同的塞杆方案.最后,就该发动机的发展前景及其可行性做了研究分析.对在亚音速、跨音速、超音速飞行状态下,用CFD研究流场的可靠性做了论述. 相似文献
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底部结构对塞式喷管性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
为了了解内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,提出了对应着同一个内喷管的三种不同间隙宽度的塞锥。采用数值模拟的方法,得到了不同间隙宽度的线性塞式喷管在不同工况下的流场和性能。比较了不同间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,结果表明:增加内喷管间隙会增大线性塞式喷管的面积比和设计压比;内喷管间隙变宽,塞锥表面的压强下降,塞式喷管的性能下降,间隙宽度增大一倍,塞式喷管性能下降1%~3%。另外在计算过程中发现,内喷管的性能是整个线性塞式喷管性能的主要组成部分,占了整个塞式喷管性能的三分之二以上。 相似文献
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结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。 相似文献
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全面介绍了多个塞式喷管的热流实验研究。实验获得了固体推进剂、气氧/酒精及气氧/气氢三种推进剂组合塞式喷管的热试车性能。实验塞式喷管包括了瓦状塞锥和平板塞锥等两种塞锥形式。实验结果表明,塞式喷管特别适合用于飞行高度范围跨度大的固体或液体火箭发动机。气氧/酒精瓦状直锥塞式喷管热试车的效率达到了95%,验证了瓦状塞式喷管的高度补偿特性。一单元塞式喷管和单侧三单元塞式喷管气氢/气氧发动机热试实验成功进行了爆震波多管点火。一单元塞式喷管发动机在CNPR=110附近,效率达到93%~95%;在CNPR=450附近,效率达到96%~98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%~96%。单侧三单元塞式喷管发动机在CNPR=50附近,效率达到92%~93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%~96%,预计在设计点的效率不低于98%。 相似文献
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Aerospike nozzle contour design and its performance validation 总被引:1,自引:0,他引:1
A simplified design and optimization method of aerospike nozzle contour and the results of tests and numerical simulation of aerospike nozzles are presented. The primary nozzle contour is approximated by two circular arcs and a parabola; the plug contour is approximated by a parabola and a third-order polynomial. The maximum total impulse from sea level to design altitude is adopted as objective to optimize the aerospike nozzle contour. Experimental studies were performed on a 6-cell tile-shaped aerospike nozzle, a 1-cell linear aerospike nozzle and a 3-cell aerospike nozzle with round-to-rectangle (RTR) primary nozzles designed by method proposed in present paper. Three aerospike nozzles achieved good altitude compensation capacities in the tests and still had better performance at off-design altitudes compared with that of the bell-shaped nozzle. In cold-flow tests, 6-cell tile-shaped aerospike nozzle and 1-cell linear aerospike nozzle obtained high thrust efficiency at design altitude. Employing gas H2/gas O2 (GH2/GO2) as propellants, hot-firing tests were carried out on a 3-cell aerospike nozzle engine with RTR primary nozzles. The performance was obtained under two nozzle pressure ratios (NPR) lower than design altitude. Efficiency reached 92.0–93.5% and 95.0–96.0%, respectively. Pressure distribution along plug ramp was measured and the effects of variation in the amount of base bleed on performance were also examined in the tests. 相似文献
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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。 相似文献
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二次抛物线型面喷管参数的优化选择 总被引:1,自引:0,他引:1
二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面,对其参数进行优化选择是必要的,在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下,优化方法是把比冲作为目标函数,利用一维等熵流的气动力公式,二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法,确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。 相似文献
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采用轴对称无粘流动模型,计算固体火箭发动机喷管喉部上,下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲,喉部流量和推力效率的影响,经与实验数据比较,证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上,下游曲率半径,并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。 相似文献