发射井口引射流场理论计算与仿真

针对发射井口引射流场,改进了环形线汇描述方法。推导了速度势和速度的计算公式,建立了流场的FLUENT仿真模型并进行了计算,对理论计算和软件仿真的结果进行了对照验证,根据改进的环形线汇速度计算公式,求取了流场特征曲线的近似方程并进行了验证。结果表明,改进的环形汇线的模型和FLUENT仿真的计算结果高度吻合,验证了理论公式的准确性和仿真模型的正确性;随着入口速度和箭井间隙的增大,轴向速度和径向速度的最大幅值均显著增大,随着火箭半径的增大,轴向速度和径向速度的最大幅值保持不变,但径向速度的正向峰值缓慢增大;特征曲线的近似方程可较准确地描述流场特征。研究结果揭示了发射场坪引射流场的变化规律,为分析发射场坪流场提供了有力工具。

圆排波瓣喷管引射器高效掺混流场数值计算

采用贴体曲线坐标、SIMPLEC算法和完全压力修正 ,在非正交性非常大的结构型同位网格上求解了圆排波瓣喷管引射器内流场的不可压Navier Stokes方程 ,湍流采用标准k ε涡黏模型 .计算得到了引射器中热混合效率沿混合管轴向的变化规律和流向涡的演变规律 .混合管中的流向涡阵列大大强化了主次流的掺混 .但该型引射器的总体热混合效率不高 ,实验的 3种主流温度下最大热混合效率为 0 874.将混合管出口截面速度分布和温度分布的数值模拟结果与实验值比较 ,两者比较一致 ;

圆排波瓣弯曲混合管引射实验与数值模拟

将圆排波瓣喷管配以不同的弯曲混合管组成引射混合器 ,实验研究了弯曲混合管的几何参数 ,试验结果表明 :当弯曲角β=40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ与同样直径的圆柱混合管相当 ;当β>40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ相比于同样直径的圆柱混合管有较大的下降 ,φ随β的增加下降很快 ;φ随混合管截面比λ的增加先增大后下降 ,虽然峰值小于圆柱混合管的最大引射流量比 ,但是峰值对应的值却近似等同于圆柱混合管的截面比 ;φ随次流进口截面比 σ的增加而接近线性增大。进行了 1 /2的 1 2波瓣喷管弯曲混合管引射混合器的 3 D不可压流流场的数值模拟 ,模拟结果表明 :当 β>40°时 ,弯曲混合管引射流量比 φ下降的主要原因是弯曲混合管转弯部分由于主流射流冲击 ,静压力较高 ,从而弯曲部分附近的有效流通截面积减小 ,严重影响了次流的出流。另外 。

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。

复杂流场环境下导弹适配器分离仿真方法研究

以某箱式垂直发射导弹为背景,开展了导弹在考虑燃气流引射流场作用下的适配器分离仿真方法研究。利用燃气流仿真提取四组适配器在发射箱口的引射作用流场环境,并开展适配器风洞试验,获取在高风速(类引射流场)下的适配器气动参数。建立了导弹运动、适配器分离运动、翼面展开运动三个运动体的数学模型,采用三维实体运动干涉算法定量得到适配器分离过程与弹上关键部件:舵面、安定面、弹翼等的三维位置关系,分析了引射流场发射环境中的适配器分离规律,得到真实热发射流场下适配器的分离特性。