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.

半柔壁喷管型面设计与校准方法研究

半柔壁喷管是跨超声速风洞柔壁喷管的一种类型,由喉道块、可变型面的柔板及出口端板等部分构成。半柔壁喷管具有长度短、支撑机构数量少、建设成本低、系统可靠性高、运行维护成本低等优点。鉴于半柔壁喷管的各项优点,航空工业气动院的0.6 m连续式跨声速风洞和2.4 m连续式跨声速风洞均采用半柔壁喷管。本文以0.6 m风洞的半柔壁喷管为例,详细介绍航空工业气动院的半柔壁喷管型面设计方法,主要内容包括曲率连续的喷管无黏型面设计方法、曲率连续的附面层位移厚度计算方法、喷管型面的迭代设计方法、半柔壁喷管设计方法和喉道块上游型线设计方法。本文提出了一种根据计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)和流场校测结果调节附面层位移厚度的喷管型面校准方法,有效地提高了喷管型面出口马赫数的精准度。半柔壁喷管流场校测结果表明,半柔壁喷管菱形区的马赫数偏差小,流场均匀性良好,达到国军标先进水平。

任意长度喷管型面设计方法在气动激光器喷管设计中的应用

将一种新的任意长度喷管型面设计(ALN)方法应用于气动激光器喷管型面设计,在相同的喷管出口设计马赫数、喷管喉部高度及喷管扩张段长度条件下,设计了4条ALN方法喷管型面,并和一条最短长度(MLN)喷管型面作对比,采用2维气动激光器增益场仿真方法对5个喷管的小信号增益场进行仿真。计算结果表明:ALN方法可以有效地实现增益场分布的控制,选择合理的设计参数得到的喷管长度比MLN喷管更短,小信号增益更大。

基于计算流体力学的工业超音速喷管型面优化

为了评估2种不同型面工业喷管出口位置气流参数的差异性,采用计算流体力学数值分析方法,对2种不同型面的工业喷管进行多种工况条件下的数值模拟。计算结果表明:2种喷管在相同的入口工况参数条件下,曲线型喷管与直线型喷管相比,出口位置各项气流参数的均匀性均具有明显的优势。2种喷管在多种工况条件下,曲线型喷管出口位置气流的平均静温、平均静压、平均总压与直线型喷管出口位置对应的气流参数相比,最高分别增加了0.8%、2.25%、3.43%。采用根据超音速特征线理论设计出的曲线型喷管作为工业常用喷管可减小喷管内部机械能损失、优化喷管出口流场品质,提高工业生产工艺技术的效率和精确性。

固体火箭发动机喷管型面的研究进展

固体火箭发动机喷管型面设计直接关系到喷管效率和推力大小,是喷管设计中的重要研究课题。本文从喷管型面设计方法、型面参数优化和喷管流固热耦合分析等方面综述了国内外对固体火箭发动机喷管型面的研究进展。总结出了直接优化方法、特型喷管的设计方法、六次Bézier曲线、双三次样条曲线构造扩张段型线和B-Spline曲线和特征线方法等喷管型面的设计方法,并介绍了计算流体动力学(CFD)和随机优化方法在固体火箭发动机(SRM)设计优化中的运用。分析了固体火箭发动机喷管涉及到的流固热耦合问题,并结合文献介绍了经典CFD算法、CBS有限元算法和格子波尔兹曼在研究流固热耦合问题上的运用。

喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响

通过计算喷管二维两相流和边界层比冲损失,研究了喷管扩散段型面对其性能的影响。研究结果表明:在喷管扩散段长度一定的情况下,膨胀比有一最佳值,超过该值,喷管性能反而下降;在膨胀比一定的情况下,在一定长度范围内喷管越长,其性能越高。从而得出,为使综合性能达到最佳,在一定膨胀比下喷管扩散段长度应取喷管出口直径的1～1.25倍。该结论可供设计人员参考。

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。

液氧/煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响

通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性,将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较,分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明,采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的马赫盘和连续激波等基本结构、特性;相比于钟形喷管,锥形喷管和内型面为直线的喷管由于喷管扩张段内燃气存在非轴向流动,造成大量能量损失的同时引起了斜激波的产生,导致喷管出口膨胀更加剧烈、尾焰中连续激波更加明显。

某型号高超声速风洞喷管加工工艺研究

根据某型号高超声速风洞喷管工件的结构和尺寸分析了加工要点。喷管内型面具有加工难度大、加工工艺复杂以及质量要求高等特点。通过工装设计,结合现有设备,优化了加工工艺,在降低生产成本的同时提高了生产效率。实践证明:此种优化工艺的方法使喷管型面的加工质量和加工效率得到有效提高,对此类工件的机械加工具有一定的借鉴意义。

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键。采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能。比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小。

电弧湍流平板烧蚀矩形喷管研制及应用

为发展电弧加热器超声速湍流平板烧蚀试验技术,需研制新的矩形型面喷管。选取型面和锥面两种方案,通过数值模拟分析,最终采用了型面喷管方案。通过改进喷管结构,采用整体结构设计、加工的方法,研制的喷管使用良好,能够达到试验要求。并成功应用于材料匹配试验和边界层内的凸起物形貌烧蚀试验。

脉冲爆震发动机非稳态排气及喷管设计分析

为初步得出适用于脉冲爆震发动机的喷管设计准则,基于数值模拟和理论分析方法,对脉冲爆震燃烧非稳态排气过程及适用的喷管设计方法进行了分析。脉冲爆震燃烧的非稳态排气过程可分为4个阶段:爆震波传播阶段、压力速降阶段、压力平台阶段和低压排气阶段。以直管中的C_(2)H_(4)/O_(2)脉冲爆震燃烧为例,排气压力在90.6 p_(∞)~1.72 p_(∞)范围内变化,若采用非稳态喷管设计方法,则可调喷管的扩张比对应为13~1。若采用固定型面喷管,则应当尽可能避免过膨胀状态下的激波损失,喷管设计点参数可使用排气压力平台区燃气参数进行计算,推力系数可达到95%左右。固定型面喷管设计点的气体参数对应最后一道泰勒膨胀波传播至出口时的燃气状态参数,可用经典爆震理论公式推导求解,从而实现脉冲爆震燃烧室固定型面喷管的快速设计。

喷喉圆柱段对发动机性能的影响

本文介绍使用轴对称喷管流场计算程序计算固体火箭发动机喷喉圆柱段长度对发动机性能的影响,以及通过发动机实验对该计算结果的验证。研究结论是:喷管最好用圆弧连接上下游型面;如果必须有圆柱段,则应使 l/r_1<0.3为宜。

多轴液压系统同步控制关键技术研究

针对半挠性璧喷管型面系统控制结构复杂,且其控制参数具有非线性和强耦合性,难以保证同步控制精度的问题。以阀控缸的压力流量方程为理论指导,推导了半挠性璧喷管型面伺服油缸的输出位移xp与滑阀阀芯开度xv传递函数,并以此提出改进型环形耦合同步控制算法。而后,以伺服油缸输出位移xp与滑阀阀芯开度xv传递函数为基础,将各伺服缸的输出位移及位移跟踪误差作为研究对象,在Matlab/Simulink中对改进型环形耦合控制算法与虚拟主轴控制算法进行对比仿真分析。分析结果表明相比于虚拟主轴控制算法,采用了改进型环形耦合控制算法的控制系统,各伺服缸活塞杆的输出位移曲线分布间距更加紧密,线型更加平滑且其输出位移更接近理想值,反应了改进型环形耦合控制算法能够有效的提高位移同步控制性能,对后续的型面同步控制器设计工作提供了充足的设计依据。

不确定性优化方法及应用

对不确定性优化方法进行研究并应用。建立悬臂梁结构优化模型和火箭发动机喷管型面优化模型,分别进行确定性优化与不确定性优化。优化过程中对悬臂梁结构采用蒙特卡洛仿真方法,对火箭发动机喷管型面进行了响应面近似。优化结果显示:不确定性优化确实得到了更加可行的设计结果。