固体火箭发动机装药燃面计算方法

通过引入残值函数记录燃面位置,在笛卡尔离散网格上运用惠更斯原理进行燃面显式推移,实现了固体火箭发动机三维复杂药柱的燃面推移模拟和燃面计算功能;采用此算法分别对具有复杂几何构型的药柱和由不同燃速特性的推进剂构成的药柱进行燃面推移模拟。结果表明,此算法精度高、稳定性好,可准确捕捉燃面交汇、分离、消失等复杂拓扑结构变化,适用于复杂装药的燃面计算。

燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响

利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。

基于残值函数法的双燃速药柱内弹道分析

残值函数法采用残值函数记录燃面位置,通过惠更斯原理模拟燃面的推移过程。此算法可以准确捕捉由于燃速间断的存在导致燃面的交汇、分离、消失等复杂拓扑结构变化,且不需要进行网格重构,稳定性好。采用残值函数法模拟了双燃速药柱的燃面推移过程,通过数值仿真与试验结果的对比可知,残值函数法准确捕捉了高低燃速推进剂交界面处燃面复杂拓扑结构的变化,解释了双燃速药柱发动机内弹道呈现的转级过程中压强大幅度波动现象的原因。分析了不同燃速交界面位置对发动机内弹道的影响,对药柱的优化设计及成型要求具有指导意义。

凸拐角附近激波与湍流边界层干扰的数值模拟研究

采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够使流动产生局部集中的顺压梯度,导致壁面摩擦系数在拐角处出现峰值,因此分离点难以越过拐角向上游运动,而再附点发生前后运动。与尖拐角情况不同的是,钝拐角产生的局部顺压梯度不足以阻止分离点越过拐角,因此分离点和再附点都会发生运动。此外,尽管凸拐角产生的顺压梯度能抑制分离点附近的近壁小尺度涡结构,但在经过入射激波作用之后,近壁小尺度涡结构在再附点附近显著增强。

固体火箭发动机加压固化理论及仿真研究

为建立工程上更实用的加压固化压力的计算关系式,同时分析加压固化成型下药柱脱模的可行性。在已有研究成果的基础上,推导了考虑复合材料壳体各向异性、壳体封头变形及药柱可靠脱模等多因素的加压固化压力的计算关系式;利用该计算关系式得到某高装填燃烧室在考虑药柱应力平均降低1/3的条件下的加压固化压力为2.12MPa。结合理论计算结果,利用有限元仿真分析手段开展了该燃烧室带芯模的加压固化成型全过程仿真分析。仿真结果表明,加压固化成型下药柱4个典型位置的应力相对常压固化成型平均降低31.5%,与理论计算结果基本吻合。最后,利用2.12MPa的加压固化压力完成了该燃烧室的加压固化成型试验,CT探伤结果未见异常。

固体火箭发动机喷管扩张段型面参数对其性能影响仿真分析

固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。

高背压进气道中内外流耦合作用的大涡模拟

采用大涡模拟研究了出口堵塞比为50.8%的轴对称进气道流动,重点考察了内外流耦合作用下流动的非定常特性。采用国家数值风洞(NNW)工程仿真软件进行数值模拟,得到的壁面平均压力、瞬时压力分布与试验数据符合良好。分析表明:为匹配出口背压,进气道在喉道区域形成激波串结构,使内流道流场分为上游超声速区、中部激波串区以及下游亚声速区;在激波串区,剧烈的逆压梯度产生了分离激波、激波串、分离区及分离剪切层等复杂结构;伴随着激波串运动和边界层大尺度分离,进气道壁面压力出现宽频脉动特征。脉动压力的时空分布表明:内流道脉动压力以扰动波的形式传播,为此建立的声反馈模型能较好地预测亚声速区的主导频率。相关性分析表明:激波串运动受上下游流动耦合作用,其中,频率为St=0.7的运动主要受上游流动影响,频率为St=0.9的运动主要受下游压力扰动波影响。