用高精度迎风格式模拟潜入式喷管流场

为了研究固体火箭发动机潜入式喷管内部工质的流动特性 ,首先采用改进的 L U-SGS方法和高精度、高分辨率的 MUSCL TVD格式数值模拟了 JPL美国喷气推进实验室喷管 ,数值模拟结果和实验结果吻合得很好。证明了这种方法可以准确地捕捉到流场中可能出现的各种复杂流动。用同样的数值计算方法模拟了固体火箭发动机潜入式喷管 3个时刻的准三维流场 ,对复杂的计算区域做了分区处理 ,为复杂的边界条件做了简化处理模型。分析了燃烧室潜入段处涡的形成和发展过程以及入口湍流度对喷管的气动参数的影响 ,为设计高性能的固体火箭发动机提供了有益的帮助     

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量.研究采用数值计算和试验测量相结合的方法,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的紊流模型,并且对该发动机进行了燃气流场的测试,对流场中的总压强进行了直接测量,进行了两次试验;在两次测点位置,试验结果与数值计算值相差分别为3%和7%;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度,计算模拟结果可以用于工程设计中.     

基于热化学轴对称烧蚀的仿真

基于烧蚀理论与计算机语言设计了固体火箭喷管烧蚀软件的主程序及系统框架.火箭喷管烧蚀是在高温高压冲刷氧化气流作用下发生的,利用极端环境下的热化学烧蚀模型,通过Fortran编程对喷管内热流场及烧蚀进行数值计算,并结合Matlab与VC++自身的特点,采用混合编程技术实现火箭烧蚀软件的前后处理.由算例可知,该软件能够对喷管烧蚀进行仿真,并能够脱离编译环境在Windows平台上使用,使初始参数输入界面化,数值解图形化.     

航天发射火箭尾焰冲击流场三维数值研究

航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

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.     

高温长时间风洞喷管冷却结构CFD研究

高温长时间工作的风洞喷管需要冷却,这需要在喷管上开冷却通道槽。本文采用冷却效率较好的矩形冷却通道,研究喷管冷却的影响因素。文中建立喷管冷却结构三维模型,详细分析喷管的传热类型同时考虑辐射换热,基于简单准确原则对计算三维模型作一系列简化假设,最后采用CFD技术进行数值模拟。了解冷却通道高宽比对喷管冷却的影响规律,指出考虑和不考虑辐射换热喷管冷却效果的差别,同时明确气流总温对冷却效果的影响程度并提出改善措施。     

TVD格式在三维非对称流数值模拟中的应用

数值格式为有限体积的隐式ＴＶＤ格式，具有高分辨率、快速稳定收敛、适用于复杂型面流场的特点。该文对典型的锥形喷管和抛物线扩张段喷管内的三维流场进行了数值模拟，得出喷管内物理参数的分布和倾斜入流对喷管侧向力及其力矩影响的变化曲线，计算结果和实验数据吻合良好。该方法可以推广到任意曲面型面喷管内流场的数值计算。为进一步进行曲面型微推偏喷管的设计奠定基础。     

大长径比自由装填式固体发动机温度载荷响应分析

以某自由装填式发动机为例,采用三维粘弹性有限元方法,获取不同长径比发动机药柱在高温（＋60℃）和低温（-40℃）时的结构响应,探讨不同长径比自由装填式固体火箭发动机药柱在温度载荷作用下的位移、应力和应变场变化规律。研究结果表明,对自由装填式固体火箭发动机长径比对位移场的影响最为显著,长径比分别为14.5和8.0时,发动机药柱的最大轴向位移高温时减小44.1%、低温时减小43.9%。大长径比自由装填式固体火箭发动机重点关注点火具安装及药柱支撑方式设计。     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.     

一种固体火箭发动机针对喷管喉径变化的辨识方法

固体火箭发动机在工作过程中,喷管喉径的变化规律是一个典型的“黑箱问题”。本文利用控制论中的辨识技术对喷管喉径的变化规律进行研究,利用实验数据并建立数学模型,通过数值仿真来预示喷管喉径的变化规律。最后通过算例,验证了该方法的可行性。     

某发动机喷管内流动与换热的瞬态模拟

为准确预测发动机喷管内部的流动及传热特性,以Navier-Stokes方程、重整化群(RNG)k-ε湍流模型为基础,借助计算流体力学软件Fluent对喷管内流场及温度场进行了瞬态数值模拟。计算结果表明:发动机燃烧初期,喷管内燃气呈亚音速状态流动,喷管整体温度还比较低;随着时间的推移,喷管内开始出现激波,燃气的速度突然降低,温度突然上升,由于激波的影响,气流在激波下游形成低速高温区域;随着燃气的膨胀,激波逐渐移出喷管,喷管内燃气呈超音速状态流动,喷管整体温度较高。研究结果可为喷管的设计及优化提供一定的参考。     

固体火箭发动机喷管化学烧蚀的动态数值模拟

为分析固体火箭发动机喷管的化学烧蚀过程，准确预测喷管壁面烧蚀率，在Fluent平台上采用UDF二次开发方法，结合壁面化学反应模型和动网格技术建立了动态烧蚀模型，实现了喷管型面衰退和内流场变化的双向耦合作用.针对推进剂中不同Al质量分数的工况，利用动态烧蚀模型对70-lb BATES发动机喷管的二维非定常流固热耦合过程进行了数值仿真计算,论证了模型的准确性.结果表明：烧蚀率计算值与试验值基本一致；烧蚀率随推进剂中Al质量分数的增加而降低；动态烧蚀模型能更准确地预测喷管壁面烧蚀率；型面衰退改变了喷管流场，在喉部附近产生了更高的压强和温度；采用动态烧蚀模型计算的喷管在喉部壁面附近的H2O和CO2的浓度更高.     

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测试系统对装药初温,喷喉误差,喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温,喷喉形状尺寸误差,多喷管安装误差,喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响,获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。     

基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究

为研究固体火箭发动机点火时点火药颗粒在燃烧室内流动与燃烧特性,以N-S方程,k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型+UDF接口进行二次开发编程,对某型固体火箭发动机点火瞬态过程进行数值仿真分析.计算结果表明:发动机点火过程中,点火药颗粒呈链式反应;点火药颗粒在喷入燃烧室后迅速燃烧,有利于推进剂点火,缩短点火延迟时间;点火药颗粒在燃烧室内运动复杂,在发动机内流场中出现压强震荡、局部高温区域和内外通压强差等复杂现象,这些现象随点火药量的不同而变化,对推进剂点火、药柱结构完整性产生较大的影响.      

偏心距引射喷管气动性能研究

基于流固热耦合理论,采用标准k-ε湍流模型,通过对Navier-Stokes方程和三维热传导方程联合进行求解。对偏心距引射喷管与传统引射喷管进行了数值模拟,得到了较为精确的流场特性,为后期偏心距引射喷管的红外特性计算提供必要的依据。在数值计算中对于固体域、流体域均采用结构化网格,并在两者边界面上采用耦合方法。对偏心距引射喷管的抽吸特性、推力特性以及最佳偏心距等喷管性能分别进行了深入研究,得出了偏心距引射喷管较传统引射喷管具有泵抽能力强的结论。得到了抽吸能力最强且推力损失较小的最佳偏心距引射喷管,其工程应用前景广泛。     

单缝流体推力矢量喷管的气动特性

流体矢量喷管重量轻,便于维修,应用前景可观。但二次流的存在造成了流场振荡,因此研究矢量喷管的流动特性具有重要的理论和工程意义。运用数值模拟方法,通过在二元收扩(2DCD)喷管的扩张段引入二次流,研究激波控制的流体推力矢量喷管的气动特性。利用分离涡模拟(DES)湍流模型进行矢量喷管非定常流场的数值计算,先后得到了流场的流线、涡量系数、密度梯度和熵的分布。结果表明:随着流动的发展,激波不断发生振荡,上、下壁面唇口处生成的涡沿着剪切层外侧不断向下游脱落;尾流内上剪切层的摆动角度和熵增皆大于下剪切层。     

射流角度对流体控制矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的三维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对某型喷管射流注入时的全流场进行了数值模拟,计算结果和试验数据符合良好。为研究射流注入角度对喷管流场的影响,数值模拟了9组射流角下的喷管流场,计算结果表明:射流垂直壁面注入时产生的推力矢量角最大,逆流注入气流对喷管流场的改变要明显大于顺流注入气流的影响,但产生的损失也较大。     

基于Abaqus的喷管喉衬强度仿真

 应用有限元仿真软件对结构进行强度分析时,要求仿真结果与结构实际情况相符合。在对结构进行建模时,要保证模型简化方式与结构实际情况一致,以减小模型简化对仿真结果造成的影响。喷管喉衬是固体火箭发动机中的重要零件之一,在发动机工作过程中起到压缩燃气的作用,因此对喉衬进行强度仿真十分重要。本文基于Abaqus仿真计算软件,以某固体火箭发动机的喷管喉衬为例,建立喉衬的3种有限元简化模型,分别进行有限元强度计算,并对仿真结果进行对比讨论。结果表明不同的简化模型可能会对仿真结果造成重大影响。因此,在采用有限元仿真分析时,应针对具体情况进行分析,以保证计算结果的精准度。     

喷口修形对二元喷管红外特征影响的数值研究

为降低排气系统的红外特征,以轴对称喷管为基准,设计了一种出口宽高比为4∶1的二元喷管;并对二元喷管出口型面进行不同尾缘修形。在商业软件中计算了二元喷管的温度场、速度场、压力场和组分浓度场的分布,采用自主开发的红外软件NUAA-IRSE,用反向蒙特卡罗法计算各喷管的红外辐射特征;并与基准轴对称喷管的计算结果进行对比。计算结果表明:二元喷管及对其尾缘修形后,遮挡了部分排气系统内部的高温部件,强化了尾喷流的掺混,在大部分探测方向上抑制了排气系统的红外特征;在喷管推力系数下降小于2%前提下,尾喷流红外最大降低36%,高温壁面红外最大降低28%。     

隐式有限体积TVD格式在羽流场中的应用

火箭羽流会造成噪声、烟雾、热辐射、环境污染和信号衰减等多种效应,因此研究排气羽流问题至关重要。采用三维隐式有限体积TVD格式,通过求解定常可压缩Euler方程,数值模拟了来流马赫数为1．0、1．5、2．0和喷管出口压力比为1．0、2．0、3．0时的火箭羽流场,并对各流场参数和噪声进行了计算和比较。所采用的二阶格式具有分辨率高、收敛快速稳定、可较好模拟复杂计算区域和流场波系等优点。声压级在相交激波点附近出现剧烈变化,喷管出口处的激波和排气羽流造成强噪声。