火箭燃气射流实验研究——兼论实验与电子数字计算机相配合

本文着重介绍与火箭燃气流对发射装置最大冲击效应(含热效应)有关的燃气射流混合区的实验研究及其方法。它论述了燃气流实验与电子数字计算机相配合的问题,并导出了一套实验研究流场特性和结构用的公式。本实验研究业已作为建立低空火箭燃气射流物理数学模型的基础。     

火箭燃气喷射流理论和计算

对火箭密集度产生极大影响的火箭燃气喷射流,其理论和计算至今仍不完善。本文拟就这一问题作一尝试。 本文第一部分论述火箭燃气喷射流的若干机理。这里在火箭燃气喷射流流动结构内增加了羽状流转移段,并作出转向模型和火箭燃气喷射流边界层混合区的诸普遍相似剖面。 在第二部分中,利用一元稳定等熵流理论得到羽状流转移段诸参数,应用非等温湍流射流理论且通过射流积分第一和第二方程问题,并考虑火箭发动机喷射流燃烧的影响,确定与温度比有关的结构参数和特性参数。 最后,利用电子计算机模拟发射两种火箭系统,获得较满意的结果。     

高温、高速冲击射流传热特性的影响因素分析

为了研究高温、高速燃气射流冲击导流板的传热特性,对高温、高速燃气射流冲击传热特性进行仿真和实验研究,确定了SST-SAS模型的准确性.在此基础上,研究了不同入口条件（湍流强度、口径、速度/温度比）,及板间距、倾斜角度、板体温度等因素对板面Nu数分布、高温冲击面积的影响,并对高温冲击区的平均Nu数进行了统计分析,结果表明:湍流强度、速度温度比、板间距和倾斜角度对板面Nu数分布以及高温冲击面积产生较大的影响,而入口口径和壁面温度对其影响不大;并且高温冲击面积的平均Nu数的变化与高温冲击面积的变化正好相反,且数值比低温、低速冲击射流的Nu数高1个数量级,取值范围为1 321～3 873.      

单兵火箭燃气射流冲击噪声场的形成与发展

该文以单兵火箭冲击射流流场为研究对象，采用数值模拟技术，对定向器管尾附近区域的燃气流场进行了数值计算，给出了发动机工作早期阶段冲击射流噪声场形成过程的计算结果。通过对计算结果的分析可知：对于开放式定向器尾管结构，燃气射流压缩空气产生的冲击波会对局部发射环境造成较为严重的破坏，在进行单兵火箭结构设计时应充分考虑这一影响因素，采用合理的设计结构以避免这一现象发生。     

舰载导弹垂直发射装置对燃气流冲击的频响实验

通过舰载导弹垂直发射装置对燃气冲击响应的实验测量,给出了发射装置压力室典型位置的频响函数,对发射装置燃气流和压力室的振动特性有了更清楚的了解.     

环境温度对超音速氧气射流特性影响的数值模拟

通过数值模拟的方法研究了不同环境温度条件下超音速氧气射流的特性,并与前人的实验结果进行了对比分析.研究结果表明:与低温环境条件相比,高温环境条件下超音速氧气射流的速度衰减受到抑制,射流核心段长度得到延长;不同环境温度条件下,氧气射流的温度随着氧气射流的扩散不断升高,最终趋于环境温度;射流的压力分布趋势与射流速度分布趋势一致.数值模拟得到的射流速度、温度和压力结果与实测值吻合度较高.     

超音速射流流场中湍流模型

为了确定适用于超音速射流流场数值模拟的湍流模型,首先从理论上分析常用的五种湍流模型之间的差异及其适用范围;其次,采用五种湍流模型,分别对不同马赫数下超音速射流流场进行数值模拟,将数值模拟结果与实测值和理论值进行对比分析.结果表明:剪切压力传输k--ω模型与其他模型相比,通过对输运方程的修正,保证其在计算射流流场时具有较高的准确性;在喷管内部和外部射流流场的模拟中,剪切压力传输k--ω模型的计算结果与理论值和实测值具有较高的吻合度,在五种湍流模型中最适合于超音速射流流场的数值模拟研究.     

含有限速率化学反应火箭燃气射流流场的数值模拟

该文在归纳、总结、分析以往火箭燃气射流流场数值模拟的基础上，结合含有限速率化学反应火箭燃气射流流场的特有规律，利用推导的ＴＶＤ组合数值模拟算子，对某火箭燃气射流流场进行了数值计算。由于含化学反应流体的流动和单一组分混合流流动之间存在着较大的差异，特别是化学反应的存在在一定程度上影响了系统能量的改变，进而改变整个流场中的压力和温度分布，同时化学反应和激波之间的相互增强作用引发了流场中的异常压力和温度，结合数值模拟的结果，分析了产生这些现象的原因，并且和以往的计算结果进行了对比。     

GDI喷油器高温汽油的近场射流特性

基于高温汽油喷射平台,利用米氏散射技术和近场摄影方法,研究不同喷射压力和燃油温度下汽油在GDI喷油器中的近场射流特性。研究结果表明:随着燃油温度升高,喷嘴出口处的燃油射流向外膨胀,射流中段向内塌缩。当燃油温度达到一定数值后,在喷孔附近的射流出现马赫盘现象;在相同喷射压力下,汽油射流膨胀角在低温区基本与常温射流锥角保持不变,进入中温区后快速增大,到高温区逐渐趋于平缓;马赫盘大小随着燃油温度的升高而增加,马赫盘位置受燃油温度的影响不明显;在相同燃油温度下,射流膨胀角、马赫盘大小和马赫盘位置均随着喷射压力的提高而增加;高温汽油射流的油滴粒径比常温汽油射流的更小。     

楔形体回流区的射流汇合

本文建立了两股二维不可压缩湍流射流在楔形体后汇合的数学模型,分析了汇合点位置、回流区中压力分布、射流形状和汇合点下游的流动情况,并测量了整个流场的速度分布、湍流能量分布和压力分布.     

单级压力调节阀的阻尼孔射流响应特性分析

为揭示带阻尼孔的压力调节阀的稳定性机理,运用流固耦合方法计算了阶跃和周期性流量脉动信号激励下阀芯的响应过程,得出了不同阀腔结构条件下阀芯的轴向振动特征和阀口前端阀芯表面压力分布及其变化规律。研究发现,阀内阻尼孔射流流束冲击阀芯表面,使得阀口前端阀芯表面呈现射流冲击区和静压区两部分,阀芯的轴向振动幅值主要取决于射流冲击区和静压区二者液压力的相位差,当静压区和射流冲击区的液压力相位差趋于180°时,阀芯及其轴向振动幅值将大幅减小。研究结果为压力调节阀的设计提供了新思路。     

不同伴随流条件下的集束射流流场特性

针对不同伴随流参数条件下的集束射流和普通超音速射流流场特性进行数值模拟和试验研究。研究结果表明:伴随流气体影响喷管出口温度和压力,导致超音速主射流速度和温度出现重复波动;高温、大流量伴随流气体形成的低密度和高速环境可保护超音速射流,降低射流径向的扩展率和轴向速度的衰减速率;伴随流气体温度越高,流量越大,射流速度和温度核心段长度越长。与普通超音速射流相比,伴随流气体改变射流半速度宽度和涡量的分布;伴随流温度越高,流量越大,射流在更长的距离内保持较低的湍流强度。     

振荡脉冲射流喷嘴钻头井底压力特性研究

本文以测试喷嘴射流轴心冲击压力为依据,对振荡脉冲射流喷嘴的有效喷距、射流和脉动特性、井底压力分布规律进行了研究分析．结果表明,在相同条件下,脉冲射流喷嘴的有效喷距比普通连续射流喷嘴提高1.5倍,脉动幅值提高1.7倍,井底压力分布更有利于清除井底岩屑。     

火箭燃气喷射流的试验和数学模拟程序

引言为利用电子计算机对火箭燃气喷射流进行试验和数学模拟研究,本文通过新建立的火箭燃气喷射流模型,编制出适应719机(CJ—709机)和DJS—6机的通用程序,实现了手(人)工计算无法完成的多种功能,诸如,快捷计算燃气喷射流场成千上万个点的特性参数,自行描绘羽状流场等压线和无因次量剖面,运用均匀分布伪随机点的概率统计模拟方法迅速算得变化复杂的发射装置有效迎气形面,连续运算数十发火箭弹的后喷气流对发射装置的冲击力以及冲击中心随射弹飞行距离的变化,程序中附加或更换一些系数、参量或表达式     

超声速横侧射流混合特性的大涡模拟

采用大涡模拟方法研究了Gamba超声速燃烧室内的横侧射流流场中大尺度涡旋结构以及当地混合特性.超声速来流受到音速射流流体的阻碍,形成了复杂的激波和涡旋结构.由计算结果中的平均马赫数分布图可以清楚地看到激波结构,包括弧形激波、λ激波、桶状激波以及马赫盘;采用Q准则表征三维涡旋结构,可以看到稳态的反向旋转涡对(CVP)、尾迹反向旋转涡对(TCVP)、马蹄涡以及非稳态的射流剪切层涡等结构;此外,由平均流线图可以看到,TCVP结构与CVP结构的旋转方向相反,不对称的CVP结构导致燃料质量分数展向分布不均匀.引入概率密度函数方法分析当地混合特性,结果表明射流近场混合主要发生在射流出口上游回流区以及桶状激波下侧和射流剪切层下侧的射流尾迹区内;射流远场混合分数的概率密度分布从β分布逐渐过渡为高斯分布.研究射流浓度衰减特征,结果表明氢气质量分数沿射流浓度最大迹线呈指数-0.7衰减.     

压力比对高压SF6断路器喷口中冷态气流场影响的研究

为了辅助高压SF6断路器灭弧室的设计和优化,以拉法尔喷口结构为基础,对3种长度喷口结构下的冷态SF6气流场进行了数值计算和分析,通过对比压力与马赫数的变化特点,研究了上、下游压力以及喷口长短对气流场分布的影响.确定了3种长度喷口对应的临界压力比值,并着重分析了压力比与激波产生和运动之间的关系,讨论了物性参数所引起的计算误差.结果表明:不同长度的喷口结构,临界压力比不同,当上下游压力比低于临界值时,喷口中产生激波,反之则无激波产生;激波的位置随着压力比以及喷口的长度而变化;当喷口下游气体始终处于超音速流动时,出口压力与设定值无关,仅随着入口压力的增加而增大.此外,有效地导入气体属性能够降低数值仿真中的误差,提高仿真结果的精度.     

淹没非自由射流压力衰减规律的实验研究及井底水力参数计算

本文通过实验的方法对淹没非自由射流的压力衰减规律进行了实验研究,以试验数据为基础提出了射流轴心压力衰减和截面压力分布的计算模式,并利用得到的模式对射流到达井底的水力参数(水马力、冲击力、冲击压力梯度等)进行了计算推导。进而提出了以并底水马力为目标参数的优选设计方法。     

起始冲击波和抑制器抑制效率的比较实验研究

发动机燃气射流产生的起始冲击波对于承载体具有破坏作用，必须采取抑制措施减弱其影响。多孔抑制器就是采用抑制措施之一。该文对具有不同开孔率的超始冲击波抑制器的抑制效率进行了对比实验研究。实验中采用了实验发动机，并且测量了燃气射流所产生的起始冲击波在弧面刚性斜板上的反射压力。通过于子波的分析方法，对压力数据进行了分析，获得了基于子波系数的频带能量谱和冲击波强度指数。提出了评估抑制器抑制效率的2抑制效率，即峰值抑制效率和强度指数抑制效率。研究结果表明，抑制器对火箭导弹发射的起始冲击波有抑制作用，开孔率较小时在近场有较好的抑制效果。     

平面激波冲击柱形气体界面的实验研究

采用高速纹影法实验研究了马赫数为1.2的平面激波冲击下柱形气体界面的演变发展过程.采用环约束的方法,利用肥皂膜技术形成了柱形界面.在单次实验中得到了平面激波与柱形界面作用的全过程,观测了波系发展以及气体界面的演化.结果表明,在激波冲击下SF6气柱下游界面会产生射流结构并最终发展成蘑菇形状;而氦气气柱受到激波冲击后会出现反相,上游界面发展出射流结构并穿透下游界面,最终界面发展成两个独立的涡结构.通过测量比较界面尺寸的变化,可以较清楚地了解界面变形的物理规律.最后将SF6气柱实验中获得的激波和气体界面的速度与一维气体动力学预测结果进行比较,吻合较好,从而验证了环约束方法在Richtmyer-Meshkov不稳定性实验研究中形成气体界面的可行性.     

扇形射流的空气动力学特性

基于两种不同的射流孔宽度及宽广的射流参数范围,对扇形射流垂直入射至主流时进行了空气动力学试验研究.测量了不同射流参数下管内的轴向压力分布,并且对不同结构的射流槽的试验结果进行了比较.结果表明:射流出口为锐边时,压力峰值出现在射流下游的稀薄区域;射流出口为圆边时,压力峰值出现在射流入射区.最后,测量了垂直入射时的局部水力损失,发现在高流速比下,水力损失的试验结果明显低于理论计算值.