三维喷管设计

为了简化设计过程并获得满意的设计性能,以圆转方和圆转矩形喷管为例,对已有的三维喷管型面设计方法进行比较和总结,运用数值方法分析了型面转换起始位置和喷管出口高宽比的确定,提出了一套三维型面的直接生成方法,并给出相应的设计准则。经过实际设计和加工的检验,证明了设计方法的工艺可行性。在能够保证三维喷管的制造工艺条件以及冷却通道布置要求下,型面转换的起始位置可以尽量接近喉部;喷管出口截面的宽边不要超过窄边的1.5倍,应尽量接近于方形。

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角、内膨胀比、总膨胀比、燃气总压和飞行高度这五个主要因素 ,并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算 ,提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论。其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据 。

线性塞式喷管型面快速设计方法

为了发展一套快速有效的塞式喷管型面设计方法,分析了塞式喷管的总膨胀面积比、内膨胀面积比和内喷管倾角与塞式喷管膨胀能力之间的联系,采用二阶和三阶多项式来分段描述塞式喷管的所有型面曲线,并给出了确定各段型面曲线的方法。研究了膨胀面积比对外形尺寸的影响,设计了两套不同类型的实验塞式喷管型面来进行冷流实验验证。结果表明:所设计的塞式喷管具有很好的高度补偿能力。

塞式喷管主喷管角度特性

首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型 ,并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面 ,在此基础上 ,通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响 ,并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角 ,还分析研究了底部高度、内膨胀比、总膨胀比、总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律。针对特定的塞式喷管实验发动机 ,进行了初步的变角度实验 。

固液火箭冲压发动机工作性能分析

固液火箭冲压发动机兼具固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机的优点,为了研究其性能,建立了理论分析模型,计算了设计点性能以及非设计点工作特性.结果表明,固液火箭冲压发动机的比冲高于固体火箭冲压发动机,当液固比为1时,比冲提高1.82倍,液固比越大,比冲越高;随余气系数的增加设计点比冲先增加而后减小;非设计点比冲随飞行马赫数的增加先增加而后减小,对应不同的飞行高度,有一个临界点使比冲最大,高度越低临界点马赫数越小;推力系数随飞行高度的增加而增加,低马赫数下的比冲随飞行高度的增加而减小,高马赫数下的比冲随高度的增加先增加而后减小.按等余气系数调节燃油流量会使发动机性能变化较大,要获得稳定的飞行性能应研究其他的加热规律.

高度补偿喷管的氢氧热试研究

采用气氧作氧化剂、气氢作燃料,对具有高度补偿特性的塞式喷管和双钟型喷管进行了点火热试.介绍了气氢/气氧试验系统,以及试验喷管的结构形式、设计参数和装配照片,喷管试验件采用耐烧蚀的钨渗铜材料加工,成功进行了多次短时间点火热试.给出了试验测量参数曲线、点火热试照片和数据结果,获得了不同高度下塞式喷管和双钟型喷管的热试性能数据,和当量钟型喷管相比两者都具有较好的高度补偿特性.以推力系数效率为例,塞式喷管在低空压强比下达到92%-95%,双钟型喷管低空下为96%-98%,高空下则都在95%左右.

水下超声速喷嘴起动/关机过程射流的动态不稳定性研究

为了研究水下超声速喷嘴出口燃气泡的发展及射流的动态不稳定机制,应用高速摄像的流场可视化方法,开展了水下欠膨胀超声速喷嘴起动和关机过程的冷流试验研究。试验结果表明:喷嘴起动初期高压气体喷出后很快建立起射流形态,没有出现间歇性断裂泡流形态;喷嘴起动阶段的射流动态不稳定特征仅出现在较低压比下的过膨胀状态,而关机阶段的超声速射流在较高压比下的欠膨胀状态即开始出现高度不稳定振荡,射流在欠膨胀到过膨胀的过渡阶段回击频率高达10Hz;起动与关机阶段动态不稳定性的差异与气/水之间相互作用过程有关,入口压力的持续升高有助于抑制射流边界的颈缩,而入口压力的降低过程则进一步加剧了水环境对射流边界的作用,射流表现出更高的不稳定性。

二维塞式喷管再生冷却换热的数值模拟

为了解塞式喷管再生冷却的换热特性 ,建立了二维型面塞式喷管计算模型 ,采用数值模拟的方法 ,研究了不同工况下塞式喷管的流场和换热特性。计算中 ,假定塞式喷管中的流动为冻结流动 ,考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热 ;采用二阶迎风格式离散控制方程 ,及 DO( Discrete Ordinates)模型离散求解辐射换热方程 ,水蒸气的吸收系数根据 Leckner公式计算。计算结果表明 :内喷管的受热情况最严重 ,需要重点考虑 ;塞锥的热防护随工作状况而改变 ,地面工况下塞锥的受热最严重 ,随着压比的升高 ,塞锥的受热逐渐减轻 ,最后不随环境压强而改变 ;

矩形内喷管塞式喷管的数值计算与实验研究

为了了解内喷管为二维矩型的塞式喷管性能,设计了一个二单元的实验塞式喷管,并对模型进行了数值模拟和实验研究。数值模拟采用无波动、无自由函数耗散(NND)差分格式求解三维NS方程,利用空气冷流实验方法评价了喷管性能。研究模型的内喷管喉部面积为4×60mm2,内喷管面积比为4,总面积比为24.05,设计压力比为500。计算得到了正确的流场结构和塞锥表面压强分布,结果与实验数据吻合很好,效率数值最大相差1%。模型的性能也比较理想:最大的推力系数效率为0.995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,推力系数效率在0.97～0.995之间变化。不同压强比下全锥塞式喷管的塞锥表面压强分布规律,可以作为研究截短型塞式喷管塞锥压强分布的基础。

外流对塞式喷管性能的影响

为了了解外流对塞式喷管性能的影响 ,本文从N S方程出发 ,采用NND格式对塞式喷管有外流的流场进行了数值模拟 ,重点研究了外流马赫数和外流迎角对塞式喷管的影响。研究表明 ,在一定飞行高度下 ,外流会使塞式喷管的性能降低 ,并且外流为亚声速时对塞式喷管的影响较小 ,在跨声速和超声速时影响较大 ;当外流有迎角时 ,会改变塞式喷管推力矢量 ,正迎角会使塞式喷管性能得到补偿 ,负迎角则会降低塞式喷管的性能。随着背压减小 。

气氧酒精多管点火器试验研究

多管同步点火是塞式喷管的一项关键技术 ,介绍了气氧酒精多管点火器的设计和试验情况 .研究了推进剂的混合比、点火器的工作时间、燃气导管的材料和几何尺寸、点火器的冷却方式 ,以及补氧燃烧措施对多管点火性能的影响 ,同时对高空情况下的点火方法进行了初步探讨 .最后确定了多管点火器的工作参数 。

塞式喷管与当量钟型喷管性能的实验测定和分析

为了合理地评价塞式喷管是否具有高度补偿特性,利用空气作为工作介质,对实验塞式喷管和钟型喷管进行了冷流比较实验研究。三种不同的喷管效率计算方法对两种喷管的实验结果进行了处理,得到不同的性能曲线,分析比较两种喷管在不同高度下的效率。与当量实验钟型喷管相比,实验塞式喷管具有高度补偿特性,算法一和算法二分别比较了喷管性能的不同方面,评价喷管性能时可以综合考虑。

瓦状特征型面塞式喷管三维计算与实验

为了进一步了解瓦状塞式喷管的性能,采用NND差分格式求解三维N S方程和空气冷流对6单元瓦状特征型面塞式喷管进行了数值模拟和实验研究。研究模型的内喷管面积比为4,总面积比为40,设计压强比为1047。计算得到了流场马赫数和塞锥表面压强分布、喷管推力系数效率,以及不同压强比下中心平面、过渡平面和边缘平面的塞锥表面压强变化规律。计算结果与实验数据吻合得较好,效率数值最大相差1%。实验塞式喷管最大的推力系数效率为0 995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,效率在0 93～0 995之间变化。和以前简化型面的4单元瓦状塞式喷管相比,实验和数值模拟均说明塞锥特征型面的优化设计提高了喷管性能,更充分体现了塞式喷管的高度补偿特性,可以成为未来工程应用的选择方案。

塞式喷管性能的数值模拟与实验验证

通过特征线法在塞式喷管中的应用 ,研究了塞式喷管主要结构参数对其性能的影响 ,同时 ,研究了塞式喷管的高度特性 ,最后还对塞式喷管合推力与发动机轴向夹角的高度特性进行了研究和分析。理论研究结果得到了实验的验证 。

塞式喷管效率高度特性分析

通过理论分析,结合塞式喷管具有高度补偿特性的特点,根据气流流动的情况,将塞式喷管的推力分为两部分,建立了两个不同的塞锥表面压力分布的数学模型,来分析塞式喷管发动机效率的高度特性非单调性变化的规律以及塞锥表面压力分布对其的影响。结果表明,在高的环境压强下工作时,由塞式喷管的高度补偿能力所获得的推力是引起效率高度特性曲线非单调变化的原因;在低的环境压强下工作时,由于塞锥的截短,效率高度特性曲线在设计点之前达到最大值。

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案,从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发,用k-ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性,比较了优化型面与简化型面的高度特性,研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明,塞式喷管在低空具有高度补偿能力;塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失,在低空尤为明显;从低于设计压比的某个压比开始,塞式喷管失去高度补偿能力而进入类似钟型喷管的膨胀状态,截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低;简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。

塞式喷管流场变化对性能的影响

为了更清楚塞式喷管的流动机理以便合理的设计塞式喷管 ,本文从 N- S方程出发 ,采用 NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟。重点研究了塞式喷管在高低空流场的发展和外流对塞锥流场及其性能的影响 .研究表明 ,在设计高度以下 ,塞式喷管的高度补偿作用很大 ,并且外流对塞式喷管影响很大 ;而在设计高度以上 ,塞式喷管的补偿作用消失 ,而外流的影响同样可以忽视。

离解组分复合对超燃尾喷管性能的影响

采用13组分33步反应的H2/Air化学动力学模型,对超燃冲压发动机尾喷管化学非平衡流动和冻结流动进行数值模拟。计算表明,离解组分的复合现象存在于超燃冲压发动机尾喷管内流动中,并对尾喷管性能产生影响。随飞行马赫数的增加,离解组分复合现象更显著,对尾喷管性能产生的影响也越大。在飞行马赫数为8.0的计算工况下,化学非平衡流动模型计算所得尾喷管性能与冻结流动模型相比高出约2%,该条件下忽略NO2,H2O2等组分以简化化学反应机理,对尾喷管性能计算结果的影响甚微。

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍了固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统 ,给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用。总结了实验研究结果 ,并同数值模拟计算结果进行了比较 ,主要结果包括燃烧室压力、底部气锥流量、内膨胀比、侧喷管倾角、底部压缩角等对塞式喷管性能的影响 ,并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。

环簇式塞式喷管在固体火箭发动机上应用探讨

对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空发动机的应用算例。结果表明,内喷管喉径是影响环簇式塞式喷管尺寸大小的最主要设计参数;在单元数足够多时,环簇式塞式喷管可比相同面积比的钟形喷管的尺寸更小,重量更轻,推力效率更高;明确了环簇式塞式喷管实际应用所需解决的关键问题。