多喷管超声速射流噪声的实验及数值模拟研究

为分析多喷管超声速燃气射流的噪声特性,对四喷管射流进行了实验和数值模拟研究.数值仿真采用大涡模拟结合Ffowcs Williams&Hawkings声学模型计算四喷管射流噪声,并与实验测量的噪声结果相对比以验证数值计算方法的可靠性.结果表明,仿真结果与实验结果变化趋势一致,其中远离地面的测点的总声压级与实验值相对误差为1.2%左右,验证了所采用的数值方法可准确预测多喷管超声速射流噪声;在高度欠膨胀状态下,四喷管的四束射流间存在相互干扰,并在四束射流合并后流动迅速转变为湍流状态;射流下游的大尺度湍流混合噪声是四喷管射流噪声的主要来源,总声压级沿射流方向最大.研究结果可为超声速喷管及其降噪方案设计提供参考.

多喷管燃气降噪方案可行性数值研究

根据燃气射流噪声的发声机理及辐射特性,提出了采用多喷管代替单喷管进行降噪的方案。以四喷管为例,构建相应的物理及计算模型,综合运用三维大涡模拟得到的近场瞬态流场数据与FW-H面积分相结合的计算气动声学方法,对射流流场及声学特性进行数值研究。通过与单喷管对比,得出多喷管结构在保证发动机质量流率及推力性能的前提下,降低了整个观测区域的噪声,尤其是射流下游,并且还改变了噪声辐射的指向性,起到了明显的降噪效果,验证了该方案的可行性。

低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究。基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型，数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5μm光谱的红外特性。获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像，并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较。考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响。结果表明，多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似，但光谱峰值无线性关系；对于低空四喷管发动机尾喷焰，红外特性随喷管间距增加有所增强，随飞行高度增加，喷焰红外辐射强度提高。

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。

多喷管引射器试验研究与数值模拟

为了探索多喷管引射器综合性能的影响因素,对五喷管超音速引射器用实验的方法得到动量修正系数与引射系统尺寸的关系曲线．在不同主喷管分布圆直径、混合管长径比、主次流压比以及扩压比情况下,对多喷管引射系统动量修正系数进行了实验研究和数值计算．结果表明:在所有工况下,引射性能随主次流压比和主流流量的增大而减小;随着主喷管数增加、喷管喉部直径减小、扩压管长度增加,引射器的性能在一定范围内得到提高．混合管长径比与主喷管分布方式的相互作用对引射性能的影响很大．同时使用FLUENT软件对不同几何尺寸下的引射器进行数值模拟,并与试验结果进行了对比,结果表明数值模拟结果与试验结果符合较好．

多喷管引射器的性能分析

应用气体动力学原理，推导了超音速多喷管引射器引射系数的计算公式。针对某型号发动机进气防砂滤清砂引射器，进行了性能特性计算和试验。结果表明，随着主次流压比降低、温度比增大，混合管与主喷管截面积比增大以及混合管长径比增大，引射系数均随着增大。在相同工况条件下，Ｌｍ／Ｄｍ＜７．０时，多喷管引射系数比当量收缩单喷管的引射系数大，且Ｌｍ／Ｄｍ越小，两者相差越大。

多喷管射流气动声学特性的数值研究

采用大涡模拟结合动力Smagorinsky亚格子模型对四喷管超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟。基于非稳态计算的结果,利用FW-H面积分方法对四喷管射流远场的声学特性进行计算,并将结果与单喷管得到的结果进行对比。结果表明,多喷管射流形成了复杂的流场,其产生的气动声场并不仅仅是单喷管简单的叠加,由于四股射流之间的相互影响使得声场也产生了新的特点,不但表现在总声压级数值上,还对改变了射流噪声辐射的指向性,最大声压级的位置由原来的50°左右变化到30°。

多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性可视化研究

为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布。在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算。计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础。

多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。

混合管结构对多喷管引射器性能的影响

为了揭示混合管结构对粒子分离器排砂用多喷管引射器性能的影响,采用标准k-ε湍流模型、标准壁面函数近似处理以及压力-速度耦合的SIMPLE算法,对多喷管引射器进行了数值模拟。对模拟结果的分析表明:针对圆柱形混合管,当混合管长径比Lm/d3等于0时,引射器性能最差;当Lm/d3大于2.4时,引射系数呈现下降趋势。对于混合管型面结构不同的引射器,当型面结构为圆柱形时,引射器性能最优;型面结构为椭圆形时,引射性能最差。方形和跑道形结构的混合管,引射系数出现交叉值,总体趋势上,方形混合管结构的引射器性能优于跑道形结构。

结构参数对多喷管超声速引射器启动性能影响的数值仿真

多喷管超声速引射器由于多股超声速一次流之间干扰严重会引入较大的能量损失,其启动压力较高且受引射器结构的影响较大,因此需要仔细考察其启动性能。采用三维雷诺平均方程RNG和k-ε双方程湍流模型,通过数值研究了引射喷管安装构型和引射管道型面对某矩形多喷管超声速引射器启动性能的影响。计算结果表明多喷管超声速引射器的结构对其启动性能影响较大,同时提出了适用于多喷管超声速引射器以提高其启动性能的结构。

超音速欠膨胀多喷管燃气射流的数值模拟

文中针对XX-XX联合动力装置尾喷管射流在超音速、欠膨胀状态下进行了三维流场数值模拟,对燃气流场中的压力、密度、马赫数的分布进行了理论计算,并对流场的激波结构进行了对比分析,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的湍流模型,差分格式采用具有TVD性质的二阶精度的VanLeer格式,流场计算采用贴体坐标。数值计算的结果表明,所采用的算法适合于模拟复杂射流流场,可用于火箭武器系统工程技术问题的研究。

多喷管火箭发动机尾流场流动与辐射特性的数值模拟分析

采用k-ε湍流模型和离散坐标模型(discrete ordinates method,DO模型),使用CFD技术对4喷管火箭发动机的尾流场进行3-D数值模拟,研究了不同飞行高度和不同喷管均布直径的情况下尾流的流动特性和尾流对火箭底部的辐射特性。结果显示飞行高度对火箭底部的辐射热流密度有很大影响:飞行高度增加时,尾流边界逐渐变宽、变长;喷管之间距离缩小时,尾流增长,火箭底部辐射热流密度增大,高温区域增大。研究结果对多喷管火箭的总体设计有一定的指导价值。

多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性研究

为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复燃反应的影响,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,实现了以液氢液氧和液氧煤油为推进剂的两种不同发动机尾焰的混合计算,得到了不同飞行高度下火箭动力系统的尾焰流场结构及其参数分布情况。结果表明:随着飞行高度的升高,尾焰的膨胀角度越来越大,尾焰间的相互作用加强。由于复燃反应及尾焰间相互作用影响,尾焰流场会出现局部高温区域,同时火箭底部及喷管周围会出现旋流,旋流会卷吸尾焰高温燃气,从而会对火箭底部进行烧蚀,需要对其采取相应的热防护措施。

多喷管运载火箭底部热环境研究

为深入研究多喷管运载火箭底部热环境特性,以芯级带四助推器火箭构型为模型,动力系统采用液氧煤油发动机系统,芯级底部安装2台,每个助推器安装1台。应用隐式密度基求解器求解耦合了SST-kω湍流模型的Navier-Stokes(N-S)方程,得到火箭上升过程中不同飞行工况下的全流场信息以及箭体底部对流热流。结果表明:箭体的外部流场会对底部热环境产生显著影响;随着飞行高度升高,底部壁面对流热流呈现先升高后降低的规律,在大约45 km达到最大值;喷流与自由来流相互作用的强度决定了高温气体对箭体底部的加热范围和热流大小。

多喷管两级式新型引射器分析

针对传统引射器流体混合程度不均匀、能量损失大、引射效率低的问题,提出一种新型多喷管两级式引射器模型,本结构模型一方面增加了一个进风口,并将其设置为对称式;另一方面创新性的将多喷管引射器与两级式引射器相结合;并建立数值仿真模型,对其关键结构参数与引射性能之间的相关性进行分析,以提升其引射性能。结果表明引射系数随混合室长度的增加先增加后降低,在L=13mm时有最优引射系数,约为0.68;引射系数随混合室直径增加先增加后降低,在D=5mm时有最优引射系数,约为0.65;引射系数随工作流体入口速度增大而先急剧增大后保持平缓、变化不敏感。本结构模型能够有效的提升引射系数,降低能量损失。

多喷管火箭起飞噪声环境预示方法

为提高多喷管火箭起飞噪声环境预示能力,该文基于Kudryavtsev方法提出了3点修正:利用分布源方法(distributed source method, DSM)修正自由喷流段声源指向性,并重新分配噪声源功率;通过噪声遮蔽模型估计发射台和勤务塔的噪声衰减;采用芯级多喷流等效为单喷流计算和助推单喷流独立计算的方法预示多喷流噪声。利用修正方法预示了某火箭起飞不同时刻勤务塔附近噪声环境。对比修正方法和Kudryavtsev方法发现,修正方法在火箭起飞2 s内最大预示误差小于5.0 dB,预示精度相较Kudryavtsev方法提高约10.0 dB;修正方法能更准确预示声压级峰值时刻,且峰值时刻附近声压级误差小于3.0 dB;修正方法的1/3倍频程声压级谱全频段预示误差小于6.0 dB,关键频段预示误差小于3.0 dB。修正方法预示精度更高,具有重要工程应用价值。

二次燃烧对多喷管运载火箭底部热环境影响研究

火箭飞行时,尾焰中富燃燃气将继续与空气中氧气发生二次燃烧,导致尾流场温度升高。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、混合RANS/LES湍流模型、DOM辐射模型和有限速率化学动力学模型建立多喷管火箭尾焰反应流模型,并通过与风洞试验数据对比验证了模型有效性。基于此,开展了6个不同高度下双喷管火箭和四喷管火箭反应流与冻结流流场对比分析。研究表明:二次燃烧主要发生在羽流混合层中,引起的流场峰值温度增幅随飞行高度增加而减小,最高可达10.16%,最低仅为0.86%。同一高度下,当羽流由近场向远场转变时,二次燃烧效应逐渐增强。相较于双喷管火箭,二次燃烧对四喷管火箭底部热环境影响更小。另外,多喷管火箭底部峰值热流随高度增加基本表现为先增大后减小的趋势。

多喷管二段式新型引射器数值模拟

为了进一步解决铁钢包烘烤器在烘烤过程中烟气抽吸问题,提出了多喷管二段式扩压引射器结构,并利用Fluent软件对新型引射器进行数值模拟,分析不同喷管数量以及二段式扩压结构对烟气引射效果的影响。结果表明,随着喷管数量的增加,接受室内工作流体产生的低压区更为明显;喷管数量的增加使得混合室内工作流体与烟气混合更为均匀,流速分布范围减小;二段式扩压结构消除了单级扩压室出口的速度死区或回流区,扩压效果更加明显。引射器整体引射效果得到极大改善,四喷管二段式扩压结构的引射器在工作流体相对压力为0.3 MPa、烟气相对压力为200Pa的情况下,引射系数高达1.42。

多喷管运载火箭尾焰对导流槽的冲击特性研究

本文以多喷管运载火箭发射平台为研究对象,采用数值模拟方法对动力系统尾焰冲击特性开展深入研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了多喷管运载火箭燃气射流模型,并分别得出运载火箭尾焰对单侧导流槽、双侧楔型导流槽和双侧圆锥型导流槽三种不同导流槽拓扑型面的冲击流场。数值研究表明:喷管中心轴线与导流槽相交点区域为导流面的压强、温度峰值点,双侧导流槽对降低多喷管尾焰射流交互的影响比单侧导流槽更好。双侧楔型导流槽将火箭燃气往两侧分流,双侧圆锥型导流槽沿着360°方向分流,且圆锥型导流面温度、压强峰值较双侧楔型导流槽降低18%、51%。本文的研究结果对运载火箭发射平台的燃气导流槽总体方案设计及其导流性能优化具有重要的理论意义和工程应用价值。