用热像仪测试发动机燃气流场温度

通过试验研究,利用红外热像仪测试固体火箭发动机燃气流场的辐射温度,并通过高温风洞的标定数据,对测试结果进行了分析处理。提出了解决发动机燃气流场红外辐射测温时辐射系数设置的方法。

防热试验用高温超声速燃气流场热环境分析

对用于防热系统试验考核的高温超声速燃气流场的流场结构和热环境特性进行了计算和分析。将CFD模拟方法与工程计算方法相结合,对两类锥形喷管形成的燃气流场进行了数值模拟计算和流场结构分析,并与试验过程中高速拍摄的图片进行了比对。利用模拟得到的流场气动参数,计算了沿流场轴向位置球头驻点模型的热流和压力,并与试验测量数据进行了对比,结果吻合较好。锥形喷管形成压缩波和膨胀波交替的流场结构,导致流场气动参数与模型热流和压力形成正弦变化的特点。

机载导弹发射时燃气流场的数值模拟

采用了求解三维、非定常、雷诺平均的 N avier- stokes方程的方法 ,对反坦克导弹的发射发动机燃气流场进行了非定常数值模拟。紊流模型为二方程模型方程 ,计算网格为结构化网格。计算值与试验值符合很好。

基于导流控制底排增程原理的燃气流场数值仿真

导流控制底排增程原理是一种既可改善底排增程效率又可以提高其射弹精度的新技术新原理 .该文结合对传统底排增程原理的特征分析 ,导出了导流控制底排增程原理成立的压力条件 ,给出了基于导流控制底排增程原理的导流控制体内外压力场与速度流场的初步数值仿真结果 .

不同导流型面对燃气流场的影响研究

导弹垂直热发射过程中,高温高速燃气射流会对周围结构产生强烈的冲击烧蚀,影响发射系统的稳定性和安全性。排导技术是实现箱式垂直热发射的关键技术之一。作为影响反喷流产生的上游机构,导流器的几何结构直接影响燃气流的排导效率和发射系统的通用性。基于计算流体力学方法,研究了不同型面导流器对燃气流排导和发射箱内环境的影响。建立了某箱式双联装垂直热发射系统三维流场模型并进行了网格划分,对网格无关性进行了验证;利用缩比实验验证了计算模型的有效性。结果表明,与斜平面导流器相比,圆弧型导流器对燃气流向上排导起抑制作用,在燃气流冲击下其压强和温度更低;圆弧型导流器中反喷现象减弱,发射箱内热环境有所改善,弹体结构受到的热冲击更低。

燃气流场算法程序实现及对比

为了对常用计算格式进行对比,选取更适合燃气流场模拟的计算格式,采用有限体积Roe格式、AUSM+格式与NND格式开发了燃气流场计算程序,并通过二维前台阶激波反射算例验证了程序计算结果的可靠性。在此基础上得到了三维喷管燃气内流场和自由喷流外流场的仿真计算结果。得到了3种格式计算结果在规律上具有一致性,表现出了良好的数值稳定性和激波捕捉能力;在燃气流场的模拟中,6种格式细节上存在差异:AUSM+格式在流动边界处易产生数值振荡,而NND格式在压力出口边界附近存在数值振荡;由于6种格式数值耗散不同,在喷管径向数值变化幅度上也存在差异的结论。

舰载导弹垂直发射过程中甲板面燃气流场仿真分析

基于三维、雷诺平均N-S方程和k-ε二方程的紊流模型,采用数值计算方法对舰载导弹垂直发射过程中燃气流对甲板面及其上设备的影响进行了仿真分析。通过数值模拟,得到了导弹发射过程中产生的燃气流作用在弹舱盖、排气盖及甲板面上的压力分布规律,并给出了一些特性曲线,最后与实际试验结果进行了比较验证。

舰载导弹垂直发射装置燃气流场数值模拟

应用Fluent软件数值模拟三维垂直发射装置燃气流场,得到导弹发射过程中发射装置内燃气流场分布。通过分析发射装置内燃气射流、压力室底板燃气冲击区和排烟道内的流场分布特性和变化规律,为垂直发射装置的设计提供参考。

水蒸气相影响下的Laval喷管水下燃气流场数值模拟

为考虑水蒸气相对Laval喷管水下燃气流场发展的影响,建立了Eulerian多相流模型,通过Fluent开展了水下点火的数值模拟.建立了二维N-S流动控制方程和水蒸气汽化-凝结控制方程,并通过网格无关性检验验证了仿真模型的适用性.获得了喷管出口处燃气泡的发展过程,即成长、壮大、断裂的循环现象.通过与实验结果对比,验证了仿真模型的可靠性,并将稳定的燃气流场划分为成长区、断裂回击区和收缩闭合区.引入水蒸气相,发现燃气泡成长区滞后,断裂回击效应降低.闭合区提前,收缩现象降低.燃气-水交界面模糊.水蒸气相包裹着燃气泡,分布在燃气-水交界区域内.

大型导弹自排导热发射燃气流场研究

对大型导弹自排导热发射全过程的燃气流场进行了详细的仿真分析,揭示了发射过程的燃气流场规律,给出了发射过程导弹所受燃气温度和压力冲击的规律、时间及强度,仿真结果与试验结果吻合较好。研究表明,通过合理设计,大型导弹自排导热发射燃气流可通畅、顺利排导,作用在导弹的温、压载荷较小,时间较短,为大型导弹自排导热发射方式的可行性提供了研究依据。

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。

燃气源控制气流绝热热流数值模拟

提出了一种新的求解复杂稳态全速度统一流场的方法,即先采用PISO算法计算一假想的非稳态流场用以获得一时间点上的流场参数分布,然后将这一时间点上的流场参数作为初场,用SIMPLE算法进行稳态流场的计算,进而得到较满意的收敛结果。用这种方法计算了某燃气源控制气流在假定固体壁面为绝热边界的条件下的三维热流流场,得到了流场的各参量分布情况,并与冷流的计算结果进行了比较分析。

垂直弹射系统弹射初始阶段内流场数值分析

针对燃气活塞弹射装置在垂直发射系统中的应用,采用计算流体软件Fluent的源项法,用UDF(用户自定义函数)编译来实现火药燃气的质量、动量、能量向高压室的注入,对弹射初始阶段高压室和低压室内燃气流场进行了数值分析,得出以下结论:高压室压力在破膜前快速上升,破膜后缓慢上升的趋势,在高压上下两端压力应力集中,低压室呈中间和两端压力应力集中现象,同时高压室形成的低速燃气经导管产生激波形成超声速燃气流撞击低压室,并分析了压力和速度对弹射装置的影响。计算结果表明,该方法能够较好地仿真弹射装置燃气流场的特性,为弹射装置优化设计和装药设计提供理论依据。

舰载火箭弹垂直发射系统流场数值仿真

针对某舰载多管火箭炮占甲板空间大、在方位和高低上存在发射死角等问题,提出了新型的火箭弹垂直发射系统。为验证发射系统可行性,应用FLUENT软件对弹的发射过程进行了数值模拟,得到了发射装置内燃气流场特性和变化规律。结果表明,发射过程中装置底部空腔压力较小,对发动机安全运行不构成威胁,并且底部压强对弹体产生的增程力也不明显,影响可忽略,最后和试验数据进行了比较验证,为装置的改进提供了试验和理论依据。

复燃现象对导流器排导流场影响数值分析

为探究导弹发射过程中复燃现象对导流器排导流场的影响,将模拟发射过程中燃气化学反应的方法应用于实际的流场分析,以计算流体力学方法为主要的研究手段,对发射过程燃气流场进行了深入研究。分别使用标准k-ε湍流模型与Realizablek-ε湍流模型对经典的燃气流平板冲击问题进行仿真计算,通过与实验数据比较,证明在圆孔射流冲击平板问题中Realizablek-ε模型的计算结果更加符合实际流动的物理特性;并基于有导流器的发射试验平台三维流场模型,得到了对称面及导流器周围流场的温度、压强及不同组分的分布情况,对比了化学反应射流与化学冻结射流之间的差别。结果表明,复燃现象主要发生在燃气射流与空气的混合层及射流冲击壁面处,化学反应射流流场中复燃区域的温度高于化学冻结流流场对应区域的温度。

内埋式航炮膛口流场特性数值模拟研究

为研究飞行速度对内埋式航炮膛口流场特性的影响,基于Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,采用Roe格式分别对4种飞行速度条件下的菱形机翼中内埋航炮膛口流场发展过程进行了数值模拟,对比分析了静止条件和超音速飞行状态下膛口流场的基本特征以及冲击波强度变化关系。结果表明:超音速飞行时形成由火药燃气冲击波、分离激波、滑移面等波系构成的膛口流场结构;在一定飞行速度范围内分离激波尺寸与来流马赫数正相关;膛口附近冲击波超压峰值变化与飞行马赫数有关。

导弹箱式垂直热发射过程燃气流冲击效应研究

为了研究导弹箱式垂直热发射过程燃气流场对导弹及发射装置的影响,使用计算流体力学方法,将燃气流场与导弹运动耦合计算,采用域动分层动网格更新方法模拟了导弹的发射过程,采用多组分冻结流计算燃气流场,得到了导弹热发射过程中流场分布及导弹、发射箱的热、力载荷分布情况,并采用发射试验进行了验证。研究结果表明,导弹在箱内运动过程中,弹表面基本为负压,各测点导弹截面出箱以后,压力迅速升高为一个大气压;在点火时刻弹尾部产生一个775 K的温度峰值,在整个运动过程中,弹表面温度基本保持在300 K;发射箱的温度变化经历先升高,出箱后降低,运动一段距离到超临界状态又升高,随着导弹远离发射箱,箱内表面温度逐渐降低;导弹运动过程中,发射箱内基本为负压,喷管运动至观测点截面附近时,该观测点压力降至最低,之后缓慢升高,到超临界状态,压力下降形成一个波谷,随着导弹远离发射箱,箱内壁面压力逐渐升高为一个大气压。

导流格栅对发射箱内流场环境影响研究

为研究导流格栅结构对发射箱内部燃气流场的影响,以某型导弹发射箱内流场为研究对象,对后盖在燃气作用下的裂片打开及前盖胀破过程进行研究,并对不同导流格栅结构下的流场仿真结果进行分析和试验验证。结果表明导流格栅结构能够提高压力波向前盖方向传播的速度,有效缩短前盖的开盖时间;增设导流盘来改变格栅结构在一定程度上能够对前后盖开启产生影响,相对于无导流盘,前盖开启时刻的提前幅度为14%。研究结果对发射箱前后盖的碎裂开盖方案优化具有一定的指导意义和工程实用价值。

封闭状态储运发射箱箱壁压力的子波分析

为研究火箭导弹在封闭式储运发射箱内发射时 ,由于密封盖的反射作用使弹箱间隙内存在的复杂燃气流场 ,通过对测量数据进行子波分析 ,得到了管 (箱 )壁压力时间历程曲线中的燃气射流段是由射流激波振荡 (低频 )和射流噪声 (高频 )两种流动成分组合而成 ,激波振荡沿管壁向弹头方向是衰减的 ,它在低频段聚积的能量与起始冲击波一起都对储运发射箱式定向器具有破坏作用。

垂直冷弹发射装置装药燃烧数值分析

针对燃气活塞弹射装置,采用加质源项法,通过UDF(用户自定义函数)编译,向高压室注入火药燃气的质量、动量、能量,实现了复杂燃烧化学反应的数值模拟,得到了高压室压力和速度分布及变化规律,分析了压力和速度对弹射装置的影响;计算结果表明,装药燃烧数值模拟与理论计算基本吻合,能够较好地仿真弹射装置高压室燃气流场的特性,为弹射装置进一步优化设计和装药设计提供理论参考。