自进式喷嘴仿真分析

多分支小井眼完井技术可以提高低渗油田的开发效率,最大化发挥油田的经济效益。自进式喷嘴作为多分支完井的核心部件,影响着多分支管线的破岩效率和钻进深度。文中建立了自进式喷嘴的三维模型,通过流体仿真软件,分析了喷嘴在前后喷孔不同配置情况下的破岩力及推进力,优选出推进力大、破岩力强的喷嘴配置,为提高多分支管线的破岩效率和钻进深度提供了理论基础。

喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响

用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算 ,研究了喷管收敛半角、喷管喉部上游圆弧曲率半径和喉部圆柱段长度对喷管流场的影响。研究结果表明 ,喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大 ;喷管流量随喷管收敛半角的增大而减小 ;喷管流量随喷管喉部上游圆弧半径的增大而增大。所提供的结论可供喷管设计人员参考。

飞机红外辐射特性及其探测技术研究

根据红外辐射的基本原理,提出了基于温度场分布的飞机红外辐射计算方法。依据红外探测器的工作原理,得到经大气传输和目标与背景对比后探测器接收到的有效目标信息。通过探测器对某型飞机探测距离的计算和分析,总结出了影响探测效果的五个主要的飞机红外辐射特性:光谱特性、方位特性、高度特性、速度特性和发动机状态特性。在此基础上讨论了红外探测器的设计和使用上以及飞机红外隐身上应注意的问题。

固体火箭发动机喉衬材料

介绍和综述了固体火箭发动机喉衬用主要材料，包括难熔金属、石墨、碳／碳复合材料、陶瓷材料等，并比较了其优缺点及运用范围，给出了这些材料的热震与烧蚀性能的一些研究进展．

石墨渗铜喉衬材料烧蚀机理分析

通过研究石墨渗铜材料的微观结构和石墨渗铜喉衬的热传导测试结果,以及石墨渗铜与发动机高温燃气的化学反应,得出了石墨渗铜喉衬的烧蚀机理。结果表明,在石墨渗铜材料发动机喉衬烧蚀过程中仅能出现铜的相变和表面液态铜流失及石墨基材本身的热化学烧蚀和机械剥蚀。而不能出现铜蒸气的自发汗现象,且铜元素不与燃气发生反应,在此基础上提出了适用于石墨渗铜喉衬稳态烧蚀速率估算的公式。

固体火箭发动机喷管结构完整性分析

通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。将燃气简化为一维等熵流,以确定喷管内型面所承受的温度和压强载荷。基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。然后,将温度场分析结果导入结构分析模型,用点-点接触单元模拟喷管材料之间的接触状态,对温度和压强载荷联合作用下的应力场进行了分析。结果表明,喷管结构是安全的。

发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算

给出了一种理论模型和基本计算方法。采用有限元法对某固体火箭发动机喉衬结构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场进行了理论计算,计算结果与实测值比较一致,喉部直径实测值与计算值相对误差约为 2%。

固体火箭发动机喷管结构缝隙设计

通过热和结构计算,对固体火箭发动机喷管缝隙设计进行了分析。将燃气简化为一维等熵流以确定喷管内型面所承受的温度和压力载荷,基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。导入温度场分析结果,并用点-点接触单元模拟不同材料之间的接触状态,计算了温度和压力载荷联合作用下喷管的位移场和应力场。综合多个时刻的计算结果得到发动机工作过程中喷管结构缝隙和接触应力的变化趋势,并据此对设计缝隙提出了修改意见,结果可为发动机喷管设计提供参考。

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率,即用计算流场的方法确定了喷管二维两相流损失和边界层损失,用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失、喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算,计算结果与实际结果比较符合,精度偏差在1%之内。

潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N S方程,固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型,计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术,建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟,计算结果与文献进行比较,符合较好。推广到实际三维装药型面时,发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟,比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化,研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和 A12 O3 沉积对喉衬的保护 ,提出 C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算方法。 3个实验发动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合 。

侧向互击型层板喷注单元的喷雾特性

对侧向互击型层板喷注单元的喷雾特性进行了试验研究。利用PDA测量了喷雾场下游典型截面上各点的液滴速度、直径、体积通量等参数。分析了喷注单元的雾化过程和喷雾特点,同时研究了混合比和喷注单元的结构参数流道截面积比、喷口宽度的影响。实验结果表明,混合比的提高有利于雾化和喷雾分布;喷注器的结构参数对雾化质量、液雾的空间分布特性具有重要影响。在喷口槽宽合适时,存在最佳的流道截面比,有利于改善雾化。对于一定的流道截面比和混合比,存在最佳的喷口尺寸使雾化质量和喷雾分布最优。结果表明,对于侧向互击型层板喷注器,通过合理的选结构参数,能够控制推进剂的雾化、空间分布和混合,实现所需要的喷雾分布。

某型发动机喷管的多学科设计优化

以某型发动机喷管为研究对象,在iSIGHT软件平台上利用单级优化算法对其进行多学科设计优化,目标为权衡喷管推力和质量的综合改善。采用了较为稳健的组合优化策略,依次进行试验设计、全局探索和局部寻优。优化目标函数是通过对多个优化目标的线性加权平均获得的。改进的计算结果表明了MDO在喷管设计中的可行性和实用性。

某型号固体火箭发动机喷管型面设计与数值计算

根据某型号固体火箭发动机总体设计要求及限制条件,给出了喷管型面设计方法.采用计算流体动力学(CFD)方法,用单方程(Spa lart-A llm aras)湍流模型,分析计算了不同入口压力下喷管内流场特性和壁面压力、温度分布等.根据流场计算结果求出了发动机瞬时推力,并与地面推力试验结果进行了对比.

四对角喷管外向辐射角系数的数值模拟

研究了四对角喷管复杂几何体系幅射角系数的数值计算方法，并给出部分典型计算结果。基于两种坐标系和坐标变换的这一计算方法具有计算工作量小，代码效率高的优点，为小间距四发动机并联推进变轨飞行方案热可行性分析作好了准备。

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 ;

固体火箭发动机延伸喷管展开动力学分析

为获得延伸喷管展开特性参数,根据实际测得的延伸锥展开各种摩擦阻力之和,利用分析力学及数值分析有关理论对延伸喷管进行展开动力学分析与计算。计算得到的展开位移和试验测得的展开位移曲线吻合,展开时间和试验值相比误差仅为4.7%。分析计算对延伸喷管技术研究具有重要参考价值,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据。

粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法

发展了一种保持燃气参数不变的情况下能实现粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法,并研制了试验装置。该试验方法是将两相流燃气中的一部分粒子收集起来,以减少流经喷管的粒子流量,通过改变收集孔和收敛角的大小来调节粒子流量。采用该方法开展了变粒子流量的喷管烧蚀试验,试验结果验证了该方法是有效的,试验条件下喷管喉部平均线烧蚀率随粒子流量减小而降低。

固体发动机喷管出口凝相微粒粒度分布研究

应用激光全息光学诊断方法对固体火箭发动机喷管出口凝相微粒分布进行了测量 ,并得出了其分布曲线。

凹回转曲面纤维缠绕架空分析及应用

针对诸如带喷管固体火箭发动机的凹曲面过渡段等负高斯曲率面的缠绕,应用微分几何曲面理论推导出了凹回转曲面的纤维缠绕架空条件及判据,并对不同的过渡段曲线进行了分析,分别给出了判别公式。通过缠绕实验验证了架空判据的正确性和实用性,表明采用单叶双曲面比采用凹圆曲线回转曲面具有更好的缠绕工艺性,且其直纹线的缠绕角恰好为不架空的临界缠绕角;缠绕时,为了保证运动的平稳性,需要剔除奇异点,进行平滑处理。