推力室气动加热及结构传热耦合分析

采用再生冷却技术的推力室具有能量利用率高等的优点,但在高超声速流动中,非工作状态下的气动加热作用会对内部推进剂造成影响,是结构设计中必须考虑的环节.通过仿真手段探讨的侧向放置的推力室在无喷流状态下的气动加热及结构传热问题,时该类推力室适用范围的拓展有着重要意义.     

液氧/甲烷发动机推力室再生冷却耦合传热数值研究

为了解液氧/甲烷火箭发动机推力室再生冷却的换热特点,采用数值模拟的方法,对液体火箭发动机推力室身部燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热、冷却剂与冷却通道间的对流换热进行了三维耦合数值计算.在计算中,假定推力室内流动为冻结流动,考虑了跨临界甲烷物性随温度和压力的变化.针对某甲烷再生冷却推力室进行CFD计算,计算结果与实验数据吻合较好.     

再生冷却氢氧推力室传热计算方法研究与优化

推力室传热计算对液体火箭发动机的研制非常关键,然而传统的再生冷却传热计算模型在针对氢氧火箭发动机时存在较大的误差。通过对推力室燃烧与流动过程的分析,并结合部件传热试验数据,考虑到雾化蒸发过程、燃气雷诺数大小以及普朗特数拟合公式计算偏差等因素的影响,提出改进的再生冷却传热计算模型。分别使用这两种模型对某型氢氧发动机推力室在不同工况下的传热过程开展计算,并与试车试验结果进行对比,发现改进的再生冷却传热模型具有更高的计算准确度和更好的针对不同工况的适用性。     

氢氧膨胀循环发动机启动仿真研究

基于IRC方法对液体火箭发动机进行模块化建模,在此基础上搭建了闭式膨胀循环发动机启动仿真模型,对发动机的启动过程进行了研究。研究结果表明：仿真模型与试车数据吻合较好,仿真模型得到了验证,调节涡轮旁通阀的时序可以有效改善启动过程中燃烧室压力超调。     

某型发动机自反馈调节阀动态仿真分析

基于FLUENT软件提供的计算方法和物理模型,利用动网格技术及用户自定义函数（User-define Function,UDF）,对发动机预燃室调节阀的自反馈调节过程进行动态数值模拟,并分析阻尼参数对调节效果的影响。结果表明：自反馈机构可实现对不同压力扰动的及时响应,具有稳定流量的效果,改变阻尼参数可对调节响应速度和流量稳定性进行优化,其中摩擦力对调节影响最显著。     

大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法

针对大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性问题,讨论了气液同轴式喷嘴、隔板和整流栅等主要控制方法及其控制机理.对喷注单元和隔板进行了声学实验,获得了气喷嘴长度、节流直径以及隔板高度、间隙等结构参数对燃烧室声学特性的影响规律.研究表明,合理设计气液喷嘴和隔板可有效控制高频燃烧不稳定性;对未来重型运载大推力补燃火箭发动机...     

端面燃烧混合火箭发动机的基础研究--燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液混合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性.介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等.     

冷氦换热器传热设计及试验研究

为满足某火箭二级发动机氧贮箱增压需求,在二级发动机上设计了一种蛇形管式冷氦换热器,并对其进行传热论证。在发动机试验时搭建了一套冷氦试验系统,对冷氦换热器的性能进行试验验证,验证后修正了换热器传热系数。结果表明：冷氦换热器传热计算合理,修正后的蛇形管长度与试验基本一致。     

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。     

不同构型固冲发动机补燃室绝热层传热烧蚀

针对固冲发动机补燃室结构,建立了不同构型条件下补燃室三维流场带化学反应流场模型与不同构型条件下补燃室内二维绝热层传热烧蚀模型.运用FLUENT软件模拟了补燃室内燃气的流动与燃烧.运用ANSYS软件对补燃室内绝热层进行了热分析数值计算,求解了绝热层的温度场.根据材料的热解温度范围,判断出材料的烧蚀分层.针对2种不同结构构型的凹坑,进行了冲压发动机地面联管试验,计算结果与试验结果基本吻合.结果表明,文中所建立的绝热层传热烧蚀计算方法可以较好地模拟出材料的传热烧蚀过程.     

固体燃料冲压发动机燃烧室燃烧特性数值模拟

采用12组分、17个化学反应的模型和二阶矩湍流燃烧模型,通过计算药柱表面热传导率,得到了燃面退移速率,对固体燃料冲压发动机燃烧室内部的燃烧流动进行了数值模拟,分析了空气流量、空气总温和入口直径对燃烧室温度分布、C4H6分布和燃面退移速率的影响.分析表明,减小空气入口直径、增加空气流量和总温都会使燃面退移速率增加.     

特种车辆柴油机燃烧室与共轨系统模拟匹配计算与分析

针对某型特种车辆柴油机,建立三维工作过程模型,进行模拟计算。通过比较模拟计算结果与试验测量数据对模型进行验证。选用不同结构的直口型和缩口型燃烧室,模拟匹配共轨系统,进行数值计算与分析。计算结果及分析表明：采用改进后的燃烧室与共轨系统匹配,能明显提高该型柴油机的性能。     

大功率柴油机进气涡流与燃烧室优化匹配的多维仿真研究

为了得到柴油机进气涡流与燃烧室口径比、燃烧室形状的匹配关系及其对缸内气体流动和混合气形成的影响,对某型大功率柴油机进气涡流与燃烧室的优化匹配进行了多维仿真研究。研究结果表明:进气涡流与燃烧室进行优化匹配,能显著地提高柴油机的动力性;随着燃烧室口径比的增大,最优匹配的涡流比也相应增大,当口径比为0.8时,指示功率最高;对于油束撞壁情况,进气涡流主要影响燃油蒸气在燃烧室壁面附近的分布情况;对于油束未撞壁的情况,进气涡流影响相邻油束之间的干涉和燃油蒸气的空间分布;不同的燃烧室形状应匹配不同的涡流比,在几类燃烧室中,缩口燃烧室匹配的涡流比最大,其动力性也最好;随着涡流比的增大,燃油蒸气区的流场加强,影响燃油蒸气的输运及燃烧特性。     

液体火箭发动机喷雾液滴内部流动及传热数值模拟

液体火箭发动机喷雾液滴在表面剪切力的作用下形成内部环流,影响液滴内部传热特性,进而影响喷雾蒸发燃烧过程.将一种基于光滑压力修正的非交错网格sIMPLE算法推广到一般曲线坐标系,并对液滴表面特殊边界条件进行数值处理,然后采用代数法生成正交贴体结构网格,求解气相及液相轴对称不可压流动控制方程,得到运动液滴内部稳态流场及其温...     

火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

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。