固体火箭发动机真实热环境下EPDM绝热层烧蚀计算与试验研究

基于Hertz弹性碰撞理论和Thornton弹塑性假设,导出了粒子碰撞炭层过程中的压痕硬度理论表达式,根据弯管试验数据和试件扫描电镜分析提出了临界速度模型,对于三元乙丙橡胶(EPDM)炭化后形成的多孔炭化结构,结合裂纹侵蚀理论提出了两相流非完全弹性碰撞多孔炭化层体烧蚀计算模型。设计了用于验证烧蚀计算模型的模拟发动机旋转过载试验,保证了模拟发动机和真实发动机的天地一致性。结果表明:在模拟发动机真实飞行过程的热环境下,计算结果与实测结果能够基本吻合。研究结果对固体火箭发动机绝热结构的设计具有工程指导意义。

基于流固耦合的固体发动机复合喷管烧蚀型面演变

由于材料烧蚀性能不同,固体火箭发动机复合喷管普遍存在烧蚀台阶,严重影响喷管结构完整性,降低喷管性能。为了预示固体火箭发动机复合结构喷管内不同热防护材料交接处的烧蚀台阶型面演变过程,建立了一种能反映喷管两相流环境下防热材料烧蚀过程的流固耦合计算方法。依据热化学烧蚀与粒子侵蚀机理,考虑瞬态计算中烧蚀型面的退移,模拟了石墨-高硅氧/酚醛复合喷管烧蚀型面演化过程,验证了计算方法的有效性。模拟得到的收敛段烧蚀台阶型面与实验结果吻合较好,扩张段台阶计算深度略低于实验值。仿真结果表明:收敛段受热化学烧蚀与粒子侵蚀共同作用,两种材料粒子侵蚀速率的差异可达0.36 mm/s,是收敛段烧蚀台阶形成的主要原因,扩张段烧蚀台阶的产生仅受热化学烧蚀的影响,交接处退移速率最大差值为0.044 mm/s;烧蚀台阶形成后,拐角处暴露的石墨材料会受到较强的粒子冲刷效应;喷管喉部前端的石墨材料因烧蚀型面变化,喷管实际喉部向出口移动1.96 mm。

采用不同气相燃烧模型模拟含硼燃气扩散燃烧过程

为解决固冲发动机补燃室中含硼富燃燃气湍流扩散燃烧模型选择问题,以设计的平行进气燃烧装置为物理模型,以King点火模型与L-W燃烧模型为硼粒子点火和燃烧模型,湍流燃烧分别采用有限速率/涡耗散模型、涡耗散模型、有限速率模型,采用数值模拟方法对其燃烧过程进行数值模拟,获得了理想的含硼燃气湍流扩散燃烧的火焰结构、流场规律,得到不同燃烧模型下的燃烧特性。不同湍流燃烧机理对气相燃烧过程和颗粒相燃烧过程存在影响不同。不同影响的内在机理说明,燃烧模型模拟不同过程时存在能力差异。对于气相反应的模拟,涡耗散模型最剧烈,有限速率/涡耗散模型次之,有限速率模型最缓慢;对于硼粒子点火反应,有限速率/涡耗散模型最剧烈,有限速率模型次之,涡耗散模型最缓慢;对于硼粒子燃烧反应,涡耗散模型最快,有限速率模型次之,有限速率/涡耗散模型最缓慢。

中心进气旋转射流冲压燃烧室湍流流动数值模拟

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,对头部进气式固体火箭冲压发动机二次燃烧二维轴对称反应流场进行了数值模拟,研究了空气射流和燃气射流无旋、同向旋转和反向旋转3种进气方式对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空气射流和燃气射流以有旋状态进入补燃室时,燃料与空气的混合速度变快,化学反应更快,燃烧也更为充分。

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW 7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统。该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点。

基于King模型的含硼富燃燃气燃烧模拟

为解决含硼富燃燃气二次燃烧数值模拟时燃烧模型选择问题,提高数值模拟精度,根据二次燃烧实验装置建立简化物理模型,以King模型为硼粒子点火燃烧模型,以有限速率/涡耗散模型为气相燃烧模型,结合Fluent软件UDF功能,自编硼粒子点火燃烧程序,对实验工况进行数值模拟,得到流场参数和流场结构分布。模拟结果与实验结果对比分析表明,采用King模型的计算结果,可较好地预测硼粒子点火距离、流场压力等参数。

预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟 (Ⅰ)计算模型和方法

对液氧 煤油液体火箭发动机的预燃室进行三维湍流流动与燃烧过程的数值模拟。流动采用圆柱坐标系中的三维N S方程组 ,并用k ε双方程湍流模型闭合 ,用同位网格和SIMPLE算法求解 ,源项进行线性化处理以便于收敛 ;离散后的方程采用SIP法求解 ;燃烧采用单步快速不可逆化学反应 ;喷注单元和预燃室头部的喷雾可以考虑液滴颗粒轨道模型 (PSIC)。针对液氧 煤油液体火箭发动机的预燃室建立了耦合计算软件 ,通过考核算例获得燃气流场。

铝镁推进剂固冲发动机两相燃烧数值模拟

针对铝镁推进剂中心进气固冲发动机,湍流模型采用Reynolds应力方程模型,气相燃烧采用涡耗散模型,两相流采用颗粒随机轨道模型,铝颗粒燃烧采用Brooks燃烧模型,对二次燃烧和流动进行了三维、两相和化学反应流场数值模拟,对比和分析了冲压空气与一次燃气无旋、同向及反向旋转3种工况下补燃室燃烧流动特性及燃烧效率,并对不同工况下的发动机比冲进行了计算分析。研究表明,有旋工况下的铝颗粒燃烧效率均高于无旋工况,采用同向旋转可使补燃室出口总燃烧效率提高约10.02%,颗粒滞留时间可延长约0.699 ms,有旋工况下的发动机比冲均低于无旋工况。

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。

固体火箭发动机试验数据处理软件设计

针对火箭发动机地面试验中的数据处理需求,按照火箭发动机试验数据处理规范(通用产品)和火箭发动机试验数据处理方法(特定产品),使用LabVIEW7.1开发了发动机试验数据处理软件,实现了发动机试验数据的快速处理和试验报告的自动生成,满足了火箭发动机试验后数据处理要求。软件已成功应用于多种发动机产品试验数据处理中。成果获得2 0 0 9年度中国人民解放军总装备部科技进步三等奖。

基于燃气射流控制的可调进气道数学模型研究

针对固定几何形状冲压发动机超音速进气道在高马赫数状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室或燃气发生器引入燃气喷入外压缩面和喉道,实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案。采用数值方法计算了不同马赫数工况下,喷射条件变化时进气道的性能参数。根据流场数值计算结果,采用B样条理论建立了燃气射流控制可调进气道数学模型,利用此数学模型可确定进气道外部斜激波位置以及总压恢复系数随工作马赫数和射流喷射条件的变化关系。结果表明,随着射流入射角度和射流流量增大,射流调节能力呈增强趋势。

固冲发动机射流控制可调进气道研究

针对固定几何形状固冲发动机超音速进气道在超额定状态下工作时品质降低问题,提出从补燃室引入燃气喷入外压缩面和喉道实现对进气道外压缩波系和有效喉道面积进行调节的方案,采用数值模拟方法摸索了实现调节的燃气喷射规律,验证了方案的可行性。研究表明,采用射流控制方案可实现固冲发动机进气道调节,通过调节可使外压缩波系保持封口,进气道工作在额定状态,均化了入口流场;喉部射流注入可有效减小主流的流通面积,提高内收缩比,并减小了喉道出口下壁面附面层厚度,进气道出口总压恢复提高显著。

预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(Ⅱ)数值模拟结果及分析

用三维湍流N S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧 煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程。采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程 ,得到了喷注单元和预燃室内参数的详细分布。结果表明 ,预燃室结构设计合理 ,其出口处燃气浓度、温度分布均匀 ,质量加权平均温度与实际温度接近。同时表明 ,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列 ,喷注单元的流动和燃烧状况 ,液氧二次喷注孔的入口参数等 。

固冲发动机地面试验测控系统研究

针对固体火箭冲压发动机(以下简称固冲发动机)地面试验,在对原试验设备进行改进设计和建设的基础上,基于虚拟仪器技术搭建了参数测控硬件平台,同时利用LabVIEW7.0开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量和数据处理在内的发动机地面试验测控系统;应用该试验系统实现了固冲发动机地面试验的模拟进气参数控制与测量和固冲发动机试验过程参数控制与测量,实现了快速试验数据处理;完成的大量固冲发动机地面试验表明系统具有扩充性好、使用方便和稳定性高等特点。

非对称方形尾喷管内流场数值分析与推力特性研究

文中建立了非对称方形尾喷管及传统轴对称尾喷管的物理数学模型,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,对两种尾喷管三维内流场进行了数值分析,研究了非对称方形尾喷管内部流动参数的变化趋势及其推力特性。结果表明:在相同收敛段、喷管长度和扩张比的条件下,两种喷管内的流动参数变化趋势一致与轴对称喷管相比,非对称方形尾喷管推力略低,但能够保证喷管的推力性能水平。

C/C复合材料喷管烧蚀壁面退移流固耦合仿真研究

为了保障固体火箭发动机C/C喷管的可靠性,建立了一套正确反映发动机喷管烧蚀过程的流固耦合计算模型,以实现对喷管烧蚀率的高精度预估。依据热化学烧蚀理论以及喷管内燃气与喷管结构体界面的质量平衡和能量平衡关系,建立并验证了考虑壁面退移的C/C喷管流固耦合方法,实现了燃气流动、异相化学反应、结构体传热三者间的耦合。通过实验发动机喷管的烧蚀计算,论证了模型的正确性,并分析了不同金属铝含量对烧蚀率的影响,计算所得的烧蚀率与实验值最大相对误差为4.3%,与不考虑壁面退移的耦合算法计算结果对比,计算精度最高可提升46%。计算结果表明:C/C喷管在喉部附近烧蚀最为严重;推进剂中Al含量的增加导致燃气中氧化组分浓度降低,进而减少了烧蚀速率,这些结论与C/C喷管烧蚀相关研究结果一致。

旋转发动机燃烧室头部气-固两相流场结构分析

在固体火箭发动机性能的研究中,采用N-S方程、Reynolds湍流模型和颗粒随机轨道模型建立了旋转固体火箭发动机头部区域气-固两相流数学模型,针对安全性,使用FLUENT软件对不同转速发动机头部区域流场进行了数值仿真,分析和比较了有无旋转两种状态下燃烧室头部区域流场结构,研究了转速对燃烧室头部流场结构及热环境的影响。结果表明:发动机的旋转使燃烧室内部流动与传热发生显著变化,导致燃烧室头部压强升高,热防护环境恶化,而且,变化随着转速的增加而迅速加剧,影响发动机内弹道性能和头部热防护性能,为发动机设计提供安全保障的依据。

等离子体助燃含硼富燃燃气燃烧实验研究

等离子体能够有效地改善燃料的燃烧速率,缩短点火时间,改变火焰稳定性,被认为是最高效的辅助点火方法。为了验证等离子体对含硼富燃燃气燃烧的增强特性,利用一套带透明窗的燃烧实验装置开展了多次实验研究。实验结果表明,在补燃室环境中加入等离子体可使富燃燃气点火位置靠前,燃烧火焰面变大,高温反应区前移,从而改善了硼粒子的燃烧环境;通过计算对比有/无等离子工况下的补燃室二次燃烧效率,表明加入等离子后可使得补燃室二次燃烧效率提高5%以上,且随着放电功率的增加,等离子体助燃效果也显著增加,补燃室中增加的燃烧热与等离子体放电功率比值大约在7左右。

旋转固体发动机燃烧室-喷管两相流数值仿真

针对旋转引起的固体发动机内弹道性能和热防护性能变化影响发动机推力性能,从旋转对发动机内部燃气流动影响出发,用Reynolds时均N-S方程、Reynolds应力方程湍流模型(RSM)和颗粒随机轨道模型,在FLUENT软件上对不同旋转转速的固体发动机燃烧室-喷管内气-固两相流动进行了一体化数值仿真,比较了有无旋转两种状态下的流场结构,研究了转速对流场结构和发动机热结构的影响,并进一步研究了发动机的工作特性。仿真结果表明,发动机旋转使燃烧室内部流场结构发生显著变化,流场结构呈组合涡形式,粒子严重偏离发动机对称轴,导致燃烧室压强升高,推进剂燃速增大,发动机工作时间变短,热防护环境恶化,工作性能降低。这些变化随转速的增加呈现加剧趋势。研究结果为发动机设计提供了一定的技术支持。

气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析

针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明:喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4%;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。