多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性研究

为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。

火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数

文章在总结、分析国内外发射燃气喷流缩比试验相似参数的基础上,提出了模拟火箭发射初期燃气喷流缩比试验五个基本相似参数。利用发射燃气动力学理论较为系统地说明:满足这五个相似参数,缩比模型试验的燃气流场结构与原型试验的燃气流场结构保持线性几何相似关系,空间对应位置处流场参数一致,缩比发射设备承载与原型发射设备承载之间保持平方缩比关系。同时指出燃气喷流流场结构与燃气物性密切相关,燃气物性不同的喷流流场之间不存在严格意义的流场分布相似及动力学相似关系。

地外天体起飞羽流导流气动力效应仿真

探测器自地外天体采样返回过程中,发动机羽流作用于起飞平台后返流至起飞器表面,产生气动力效应及干扰力矩。针对圆锥形羽流导流结构,利用计算流体力学/直接模拟蒙特卡罗(CFD/DSMC)耦合方法,对起飞器距离起飞平台200~700 mm,偏转角度0°~5°范围内的羽流导流气动力效应进行了仿真计算。计算结果表明,随着上升距离增加和偏转角度增大,起飞器受到的力矩出现了反向增加现象,严重影响起飞稳定。研究发现,上述现象产生的主要原因为偏转角度增加时,起飞器距离起飞平台较远一侧的羽流与起飞平台作用点由圆锥导流结构逐渐偏移至平面位置,导致羽流作用于起飞平台后的流动方向由贴近起飞平台向侧面流动急剧转变为反弹至起飞器底面方向流动,从而使远离起飞平台的一侧所受力矩高于靠近起飞平台一侧,产生反向力矩。

导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究

为分析研究火箭发动机喷流噪声特性的影响因素,设计了火箭发动机喷流噪声实验系统;采用BK数据采集系统及噪声处理软件进行噪声数据的采集和分析,研究发动机混合比以及导流槽对火箭发动机喷流噪声特性的影响。结果表明:随着发动机混合比的上升,发动机从富燃燃烧状态转换到富氧燃烧状态,噪声声压级降低;导流槽对喷流噪声有遮蔽作用,且随着导流槽距喷管出口距离的增大,遮蔽作用下降,噪声声压级上升。

深弹引信错位式隔爆机构设计与仿真研究

为了提高引信隔爆机构的安全和可靠性,设计一种新型的泄爆式隔爆机构。应用非线性有限元软件LS-DYNA对隔爆机构的可靠性进行了数值模拟分析,通过试验对比分析数值模拟结果,试验与数值模拟结果基本一致。试验和仿真结果表明,带有导流槽的隔爆机构对水压杆的破坏作用不明显,导爆管没有发生殉爆,能够很好的实现隔爆的目的。采用导流槽式的隔爆机构满足了传爆序列的安全设计要求,并且在实现隔爆目的的条件下铝制水压杆比钢制式的更有着易加工和低成本优势。

带凹腔稳焰器的导流片式旋流燃烧器流场特性分析

为提高微粒捕集器喷油助燃再生用燃烧器的点火和稳焰能力,基于课题组前期设计的轴流式直叶片旋流器供风系统,引入凹腔稳焰器、导流片、尾气双圆管等典型结构,提出两种燃烧器模型,并采用冷态流场数值计算对两种燃烧器模型进行分析,以中心回流区和尾气燃烧室的回流为依据,研究模型内旋涡位置和大小的流场特性。对比分析得出:带凹腔稳焰器的导流片式旋流燃烧器的点火和稳焰性能优越,其中尾气管为双圆管对称射流的模型A比尾气管为双圆管切向旋流的模型B更适用于微粒捕集器再生用燃烧室的设计需求。