通气参数对水下两相冲压式发动机内推力影响的数值模拟研究

排水下两相冲压式发动机是基于泡状两相流在Laval喷管中运动的理论开发的一种新型发动机。采用CFD数值分析的方法对水下两相冲压式发动机的工作机理进行了初步的研究。在定常流动工况下,不考虑空气的可压缩性和热交换,设来流速度和通气角度不变,得到了发动机内推力随通气参数变化的规律。通气速度为超音速的情况下,得到发动机的内推力随着通气速度的增大而增大,但是当通气速度达到一定范围时,发动机的内推力波动较大。通入单一空气时,温度对发动机内推力几乎没有影响。通入的空气体积流量不变且其中含有水蒸汽时,空气的湿度越大,发动机内推力就越小。

环境压强对水下两相冲压式发动机推力影响的数值模拟研究(英文)

文章应用CFD商业软件FLUENT6.3模拟了水下两相冲压式发动机的内流场以及分析了环境压强对发动机内推力的影响。假设流动为稳定流动,空气是不可压缩的并且空气和水之间没有热量交换。在航行速度,环境压强和喷气角度不变的条件下,发动机内推力随着空气的质量流量增大而增大;内推力的动态分量随空气的质量流量增大而增大,静态分量几乎保持不变。在航行速度,通气量和喷气角度不变的条件下,发动机内推力随着环境压强增大而增大;内推力的静态分量随环境压强增大而增大,动态分量几乎保持不变。

模型参数对水下两相冲压式发动机内推力影响的数值模拟研究

基于均质平衡流理论,考虑两相混合物的速度滑移,对水下两相冲压式发动机内流场进行了数值模拟,分析了水下两相冲压式发动机的内部结构参数变化对水下两相冲压式发动机内推力的影响。在给定来流速度条件下,发动机内推力随着进水道入口截面直径减小而增大,但是增幅减小,内推力随通气量的变化趋势没有改变;内推力和使内推力达到最大值的通气量最佳值随着进水道出口截面直径增大而增大;内推力随着喷管出口截面直径增大而增大,而通气量最佳值则减小;单独改变发动机进水道、混合室和喷管的长度以及混合室出口截面直径对发动机内推力的数值和变化趋势没有显著影响。

基于多方法协作优化方法的非壅塞式固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计

固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。

热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构分析

为了评估热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构特性,初步发展了数值模拟方法。将AHL3D计算的超燃发动机三维内流场结果作为输入条件,然后通过参考焓法得到热环境数据,最后将发动机流道的热环境数据和压载数据输入到热/力响应有限元计算程序。通过对地面试验发动机的非稳态热分析计算结果表明,数值模拟方法适用性较好;沿轨道飞行发动机在发动机点火前机体最大温度可达825 K,喷涂绝热涂层能够降低机体温度;发动机机体的应力和位移随着时间的增加而增大。

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型,Ma在0～1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征,并对其Ma在0～1范围的性能进行了分析,结果Ma在大于等于0.7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置,而更低马赫数范围(包括Ma=0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场,详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响,发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量,从而也主要确定了发动机的性能,其中构型因素主要决定了掺混的质量,从而决定了低速模态的性能。

混合冲压发动机的理论性能探讨

提出了可充分利用比冲性能高、燃料流量控制范围广和燃烧稳定性良好等优点的液体燃料冲压发动机与管道火箭组合的混合冲压发动机方案。探讨了其理论性能,证明了其可行性。

火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N S方程的基础上 ,数值模拟了火箭基组合循环 (RBCC)发动机引射模态进气道 /混合段 /燃烧室 /尾喷管 /引射火箭内的流动过程 ,分析了引射模态流道中的复杂流动结构 ,从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理 ,讨论了RBCC实验模型的混合性能 ,最后与实验结果进行了比较 ,二者吻合较好。

基于NSGA Ⅱ算法分布度改进的ATREX发动机性能优化方法研究

为使飞行轨迹上膨胀式空气涡轮冲压发动机(Air Turbo Ramjet Expander,ATREX)推力满足飞行器要求,同时比冲为对应推力下的最优值,基于改进分布度的NSGAⅡ算法建立了以推力、比冲为优化目标的ATREX多目标优化模型。本文首先提出了基于个体优化目标间直线距离的筛选函数,改善了NSGAⅡ算法优化结果的分布度;然后基于改进的NSGAⅡ算法建立了ATREX性能多目标优化模型,获得了地面状态发动机推力、比冲最优解。在优化结果分布度接近前提下,与基于原NSGAⅡ算法建立的ATREX性能多目标优化模型对比,基于改进NSGAⅡ算法建立的优化模型所需初始种群个数及迭代时间均下降30%左右。

引射式火箭冲压组合推进系统的数值仿真

为了研究利用火箭作为引射器的引射式火箭冲压发动机的性能及内部流动机理,建立了一维总体性能计算模型,对火箭冲压组合发动机的性能参数进行了数值计算;此外,又基于CFD技术,对火箭冲压组合发动机的内部流场进行了数值仿真。总体性能计算结果表明,引射式火箭冲压发动机可以产生推力增益和提高比冲;流场计算结果表明,火箭主流与二次空气流在引射掺混过程中参数匹配是合理的。由此可见,所建立的计算模型是正确合理的,采用火箭发动机和亚燃冲压发动机的组合方式是可行的。

吸气式涡轮冲压发动机性能模拟及验证

为验证吸气式涡轮冲压发动机(ATR)模型的精度,参考国外公开的试验数据,对现有ATR模型进行了修正.使用修正后的模型模拟了ATR节流性能和过渡态性能.计算结果和试验数据对比表明:高换算转速条件下的计算结果与试验结果相对误差在1%以内;低换算转速条件下,由于燃气发生器燃气性质和燃烧室出口燃气性质不准确,相对误差有所增加,但未超过5%.全换算转速范围内各参数变化趋势相同.对比结果表明该ATR模型可以很好地模拟ATR慢车以上工况的性能,同时证明了现有ATR模型的可靠性和合理性.

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性，探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果，提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。

高超声速武器系统作战能力

首先,讨论了高超声速武器发展情况;然后,介绍了高超声速武器,包括高超声速巡航导弹、高超声速下滑弹头和高超声速侦察机的战术技术特性;接着,给出了高超声速武器系统作战能力的计算方法,并列举了高超声速进攻和高超声速防御2个武器系统的作战能力计算公式;最后,分析了高超声速武器系统作战能力计算的重要性。

“火箭”推助飞行

近日，美国空客公司的“超音速喷气式飞机”获得了美国专利和商标局的发明专利。这种超级飞机有效使用三种不同类型的发动机——涡轮喷气式发动机、火箭发动机和冲压式发动机三种，分别在不同状态下使用。

美国高超音速计划

《简氏防务周刊》(2001年9月5日)载文认为,高超音速武器平台将引发战争革命。这里译出该文的主要观点。

用煤作飞机燃料不是梦

未来的新型超音速喷气飞机从美国纽约飞到日本东京可能只需要几个小时,而这种新型飞机的发动机竟然是用煤作能源。