水工质微波等离子推力器喷管流场及推力性能研究

采用Delaunay方法生成三角形单元的非结构网格离散计算区域,利用格心有限体积法对水工质微波等离子推力器喷管流场和推力性能进行了数值模拟.揭示了水工质微波等离子推力器喷管的流动规律.研究结果表明:在喷管入口压强为0.35 MPa时,增加工质气体的总温,可以提高推力器的比冲,同时推力的变化很小.在收敛角和扩张角不变的情况下减小喷管喉径,能够略微提高推力器的比冲.而推力器腔体内压强变化很大.保持喷管喉径和出口直径不变,在喷管扩张半角从10°增大到40°的过程中,推力器的比冲和推力先增大后减小;扩张半角为17°时,推力器性能最佳.     

微喷管内气体流动的三维数值模拟

微尺度流体的流动仿真分析是微喷管优化设计的基础.采用Navier-Stokes理论对采用微机电系统技术制作的微喷管中的气体流动进行了三维数值分析,建立了微喷管流动的三维数学模型,给出了该模型的求解算法.对不同燃烧室压强和温度下的微喷管内气体流动的计算结果进行了分析,并与二维计算结果进行了比较.结果表明 微喷管内的流动状态没有因压强和温度的变化而发生根本性的改变; 在微尺度下,由于附面层效应,采用二维数值计算将高估微喷管的性能.     

Laval喷管设计及在天然气液化中的应用研究

提出通过超声速喷管使气体在高速流动条件下急剧膨胀而产生的低温效应液化天然气。结合双三次曲线法、BWRS真实气体状态方程、圆弧加直线方法及边界层黏性修正进行Laval喷管的设计,对喷管内甲烷气体的流动及液化过程进行研究,并分析入口温度、压力及背压对甲烷气液化过程的影响。研究结果表明:气体在喷管内流动达到超声速并导致低压低温,促使气体液化;入口温度的降低或入口压力的升高能促进气体液化,但过低温度(低于170 K)将使气体进入固相区,同样,提高压力时,由于比热比增大,当压力增大到2.5 MPa时也将使气体进入固相区,阻碍气体的液化;随着背压的升高,激波将进入喷管内,减弱或破坏气体的液化过程。利用超声速旋流分离器液化天然气时,应尽可能地回收压力能并保证激波不进入喷管和旋流分离段内。     

高超声速喷管中水蒸气凝结的数值研究

我们针对高超声速燃烧加热风洞喷管流动的大扩张比、高马赫数、高低温气体并存和高水蒸气含量的特点,发展了兼顾高温气体效应与水蒸气非平衡凝结过程影响的有限体积计算方法,对伴随水蒸气凝结的喷管流动的机理开展了数值研究.计算中,凝结模型采用Hill矩方法进行模拟.数值分析着重关注喷管进出口气流的参数变化.结果表明,燃烧加热风洞的凝结问题计算中,应考虑高温气体效应的影响,以保证结果的合理性;随总温、水蒸气含量等参数的不同,喷管流动中的凝结现象会呈现明显不同的特征,适量的水蒸气含量和较低的总温会使得凝结后的流场参数发生显著改变.     

喷管中气体流动特性分析

分析各种工况下气流流经渐缩喷管和缩放喷管各个截面压力和流量的变化规律,比较两种喷管的基本特性,确定工作条件对喷管中气体流动的影响。并介绍了实际气流曲线偏离理想气流曲线的因素。     

利用壅塞原理均匀分配高炉各风口的喷煤量

应用纯气体的壅塞原理,对由空气和煤粉组成的气粉两相流的壅塞现象进行了理论和实验研究,提出了一种基于壅塞原理的可均匀分配高炉喷吹煤粉流量的新方法.结果表明,在现有高炉喷煤系统的各输送支管前安装一组具有相同几何尺寸的“喉形喷管”并满足适当压力条件时,两相流将在各喷管内发生壅塞流动.此时,其流速和流量将保持一致且不受后续管路条件不同的影响,从而可起到均化喷煤量的作用.实验测定了质量流量与出口压强的关系,定义了临界压强比可作为判定壅塞发生与否的依据,并找出了临界压强比与固气比之间的变化规律,给出了实用喷管的选择依据和使用条件.     

送粉气流对冷喷涂流场及粒子速度影响的数值模拟

通过建立二维数值模型,利用计算流体力学软件进行数值模拟,研究了送粉气流压力和温度对冷喷涂过程中流场及粒子速度的影响.结果表明:喷涂中不可忽略送粉气流对流场及粒子速度的影响;为将粉末注入喷管,送粉气流的出口压力不能小于出口处的主气流压力,但增大送粉气流压力会使得进入喷管渐缩段的送粉冷气体流量增大,从而排挤高温主气流,同时也降低喷管气体流动的滞止焓,导致喷管喉部声速减小,不利于粒子加速;增加主气流温度对粒子加速效果不明显,而增加送粉气流温度可有效提高粒子撞击基板的速度,进而提高粉末粒子的沉积效率.     

不同热边界条件下微通道内气体的流动与传热特性

构建了微尺度条件下含黏性热耗散和压力功的总能形式的双分布函数格子Boltzmann(LB)模型,计算并分析了恒壁温与恒热流边界条件下,稀薄效应对速度驱动的平直微通道内气体流动与传热特性的影响.结果表明:在不同的热边界条件下,稀薄效应对微通道内气体流动特性的影响一致,即均使得气体流速增大,通道摩擦系数减小;由于气体温度场分布的差异,使得稀薄效应对气体传热特性的影响截然不同,在恒壁温边界条件下气体传热特性有所提高,而在恒热流边界条件下气体传热特性有所减弱.     

电气体发电中有热添加的喷管流动及热力循环分析

为了提高电气体发电循环的热效率,在有回热的布雷顿循环基础上,对喷管中膨胀的气体进行加热,使循环过程尽量接近Ericsson循环。用CFD数值模拟的方法研究了有热添加的喷管流动,并分析了喷管加热对循环热效率的影响,提出了一种可以提高电气体发电循环热效率的方法。计算和分析结果表明:定热流加热条件下,延长喷管渐缩段和增大入口高度能有效提高喷管流体速度和温度;受边界层的限制,壁面加热方式对主流区域影响不大,而内热源加热方式在主流区域效果明显;将壁面和内热源加热方式结合能够有效地将热量添加到喷管气流中,并能提高循环热效率。     

高过载下固体火箭发动机长尾喷管两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日两相流模型对不同过载及颗粒直径条件下的喷管内流场进行了数值模拟。分析了过载的加入和颗粒直径变化对喷管内流场的压强、温度、速度的影响。从结果分析得到:不同过载以及颗粒直径变化对喷管内部燃气压强、温度、速度的影响比较大,特别是对温度的影响尤为明显。在纯气相条件下时,燃气温度在喷管长尾段后部有明显的下降,但随着颗粒相的加入,在喉部附近以及扩张段中,两相流情况下的燃气温度高于纯气相情况下的燃气温度。     

轴对称等离子体射流的实验研究

等离子体射流具有广泛的应用前景。建立了轴对称等离子体射流的模型,得出层流状态下等离子体射流的长度与流量成正比。采用Ne、He、Ar在大气压下用介质阻挡放电的手段得到了等离子体射流,发现层流状态下等离子体射流长度与模型结论一致,但是随着激励电压的升高和气体流量的增大,等离子体射流会发生从辉光放电到丝状放电、从层流到湍流的转捩,射流长度会先增大后减小;工作气体的不同对等离子体射流的性质也有重要影响。     

火箭喷管等倾角螺旋槽铣削加工中刀具干涉分析

为解决具有多种母线轮廓的喷管外表面上铣削加工等倾角螺旋槽（斜航线）的难题，研究和开发了专用的六轴控制、四轴联动的数控机床和专门的数据处理系统，当用片铣刀进行铣槽加工时，由于是用直线段包络斜航线，存在刀具干涉问题；刀具干涉会引起螺旋槽长度方向和高度方向上的两种误差，因此对刀具干涉问题进行了系统的分析和研究，并提出了一种选择片铣刀直径的计算依据。     

双基推进剂火箭排气羽流的微波衰减

本文从电磁波在火箭发动机排气羽流等离子体中的传输特性,分析了电磁波频率、羽流等离子体振荡频率和磁撞频率对电磁波衰减的影响。概略地论述了自由电子密度和碰撞频率的有关理论,分析了一些实验规律,指出了固体推进剂设计与降低电磁波衰减的关系,对研究微波衰减小的固体推进剂设计有一定参考意义。     

四流道喷嘴涡流管能量分离特性的实验研究

以压缩空气为介质,对两种四流道喷嘴涡流管内的温度分布及能量分离特性进行了实验研究,得到涡流管内的温度分布曲线;实验结果表明:随着冷气流分量的增加,冷气流的温度逐渐升高,制热效应增加,制冷效应和冷热分离效应降低,喷嘴形式对涡流管制冷效应影响很大,实验测得的温度分布趋势与理论一致.     

基于离子回旋共振有质动力加速的螺旋波推力器的原理研究

基于离子回旋共振有质动力加速(ICR/PA)的螺旋波等离子体推力器为一种先进概念的无电极推力器,具有无电极烧蚀、比冲高、寿命长的优点,在未来的深空探测和卫星的动力系统中具有广泛的应用。分析了该推力器的结构组成、工作原理、发展现状,并利用准线性理论推导了基于ICR/PA加速方式的离子获得能量的过程,给出了推力计算公式。理论分析结果为后续推力器的设计提供指导。     

考虑磁控管不稳定性的微波徳拜介质加热

实际工作中的磁控管输出微波的功率,相位和频率均是不稳定的.本文采用有限元(FEM)计算方法,结合蛙跳技术首次模拟了考虑磁控管不稳定性时微波对矩形谐振腔中徳拜介质的加热.结果表明,磁控管的不稳定性会严重影响到微波对矩形谐振腔体中徳拜介质的加热,尤其是被加热的介质物理尺寸较小的时候这种影响更为明显.磁控管的不稳定性还会影响到微波加热的可重复性,因此在设计微波化学反应器,计算以磁控管作为微波源的微波加热时必须要考虑磁控管的不稳定性.本文建议在研究微波化学反应机理时采用稳定性更好的固态源.     

对螺旋波无电极等离子体推力器李萨如加速机制的研究

螺旋波无电极先进推力器(HEAT)是一种新概念的等离子体推力器,具有比冲高,寿命长,无电极烧蚀,可靠性高的优点,适用于未来的深空探测等长时间飞行任务。首先介绍了推力器的结构和工作原理,重点介绍了李萨如加速机制的原理,分析了HEAT的电子运动轨迹。并用等离子体的漂移扩散模型推导出了具体的推力计算公式,在粒子的回旋半径和推力器的比值为特定的值的时候,推力有一个最大值,理论分析结果为后续的推力器的设计提供指导。     

花瓣铺层碳/碳材料火箭喷管扩张段模态分析

针对花瓣铺层碳／碳材料固体火箭发动机喷管扩张段结构的特点，研究和建立了有限元计算模型，构造了模拟柔性支撑系统的弹簧约束模型．应用解答大型复杂结构的特征值问题的子空间迭代法，对喷管整体结构进行了自由振动和模态分析，导出了该喷管仿真模型的多阶自振频率和振动模态．     

变推力固体火箭发动机非稳态影响因素研究

为研究不同因素对喉栓式变推力固体火箭发动机非稳态调节特性的影响,利用Fluent软件的网格动态层变模型,对喉栓匀速调节过程中的内流场进行仿真计算,主要分析了喉栓运动速度、喷管主要结构参数以及推进剂压强指数对非稳态特性的影响.结果表明喉栓运动速度以及推进剂压强指数对非稳态调节特性影响最大,喷管收敛半角对非稳态调节特性影响较小,喉栓半径以及喷管扩张角对非稳态调节特性基本没有影响.     

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。