可渗透壁自适应高度补偿喷管工作机理数值研究

提出了一种带有可渗透壁面的自适应高度补偿概念喷管(可渗透喷管),对该喷管的典型工作状态进行了数值模拟并对其高度补偿机理进行了解释。数值模拟结果显示,在低落压比条件下,外界大气透过喷管可渗透段进入喷管内部,抑制了喷管壁面处的回流产生,削弱了壁面处分离斜激波的强度,从而提高了喷管的低空推力性能。而在高落压比条件下,喷管内部燃气透过可渗透段壁面泄出,削弱了燃气的膨胀能力,使得喷管的高空推力性能有所损失。当可渗透喷管的低空推力性能提升幅度大于其高空推力性能损失时,喷管即具备了高度补偿能力。对喷管的推力构成分析表明,低落压比时,喷管可渗透段处外界大气流入所导致的喷管内压升高是其具有高度补偿能力的主要原因。基础扩张比的大小对可渗透喷管高度补偿性能影响显著,可渗透喷管比传统喷管的推力提升幅度最高可达34%,不同基础扩张比的可渗透喷管低空推力补偿能力相差最大25%。将不同基础扩张比喷管的高度平均比冲进行对比可发现,存在最优的喷管基础扩张比,该可渗透喷管高度平均比冲比传统喷管高度平均比冲高3%。

固体火箭发动机斜切喷管两相流场特性数值模拟研究

针对固体火箭发动机斜切喷管两相流问题,运用Realizable k-ε湍流模型和颗粒轨道模型,采用单元内颗粒源法进行三维两相耦合计算,对斜切喷管内两相流场特性及气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,并分析颗粒在Rosin-Rammler分布下直径大小对斜切喷管两相流场特性及推力的影响。分析结果表明:颗粒相的存在导致喷管轴线附近存在一个燃气温度较高、流动速度较低的区域,且斜切部分壁面附近存在无颗粒区。随着粒径增大,颗粒运动越集中于轴线附近且轨迹比较平直,无颗粒区域越大,同时发动机喷管轴线处气相速度先增大后减小,燃气温度先减小后增大;且颗粒直径越大,此温度和速度变化越小。两相流状态下计算的斜切喷管推力大于纯气相推力,且随着颗粒直径的增加,推力减小。

固体火箭喷管两相粘性跨音速流场计算

本文进行了固体火箭喷管两相粘性湍流跨音速流场计算.粘性的气相控制方程用隐式近似因子分解法求解,粒子方程采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解,粘性湍流选用代数模型,气相和凝相充分地偶合.CFL数可以取500左右,收敛速度快,使粘性两相跨音速喷管流场计算耗费的机时达到工程计算可以接受的程度.通过计算,获得了在粘性和粒子同时作用下的流场参数分布.这对固体火箭发动机流场需要同时考虑粒子和粘性作用的专题研究大有裨益.

用隐式近似因子分解法计算喷管跨音速流场

本文用隐式近似因子分解法结合贴体曲线坐标计算了定常、无粘、跨音速喷管流场,选择了参数变化比较剧烈的小喉部曲率半径喷管,陡壁收敛段喷管和潜入喷管三种算例.计算结果表明,该方法收敛快,并且具有良好的精度.Courant数可以取至7.这种隐式法与显式法相比较,花费的机时少得多.本文的方法可望推广到求解N-S方程、PNS方程,和二相有粘喷管流动计算.

跨音速单转子压气机三维湍流流场的数值计算

用有限体积表示的三维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程显式格式的时间推进法，对一个单转子压气机的三维湍流流场进行了计算。方法中应用了Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ湍流模型。这个单转子压气机是第３９届国际燃气轮机会议作为考核三维流场数值方法的盲题。计算结果与实验实测的结果进行了比较，证明本文提出的方法可以用来验证叶轮机械气动设计。

固体火箭发动机喷管分离流动数值模拟及试验研究

对地面条件下大面积比喷管出现的分离流动进行了数值计算分析和试验。首先,利用商用CFD软件进行做数值计算,计算了多种工况,分析了燃烧室压强、喷管型面对分离流动的影响;然后,利用某型号固体火箭发动机进行喷管分离流试验,测得了喷管壁面上沿轴向的压强分布数据。试验捕捉到的与流场数值计算中得到的分离点位置相近,验证了流场数值计算的准确性,数值计算和试验为进一步深入研究打下基础。

火箭尾喷流对带孔平板冲击流场的数值模拟

采用计算流体力学方法 ,从雷诺平均二维非定常轴对称 N-S方程出发 ,选用 Mac Cormack有限差分格式 ,对火箭喷流进行了数值模拟 ,计算结果和实验数据吻合较好。在此基础上 ,数值模拟了火箭发射时与带孔平板形成的冲击流场 。

跨音速湿空气非平衡凝结流动的数值研究

跨音速流动条件下湿空气中的水蒸气由于快速膨胀而发生非平衡凝结,凝结潜热对跨音速气流进行加热,会显著改变气流的流动特性。通过对商用计算流体动力学软件FLUENT进行二次开发,建立了湿空气非平衡凝结流动的数值求解方法。该方法可用于二维或三维、粘性或无粘、内流或外流的求解中。采用该方法分别对缩放喷管、透平叶栅以及绕CA-0.1圆弧翼型的湿空气非平衡凝结流动进行了数值分析。计算结果表明:湿空气凝结引起缩放喷管中的凝结激波、导致叶栅流动中总压降低;对于翼型周围的流动,在相对湿度分别为50%、57.1%、64.1%时,依次计算得到了单激波、λ激波、双激波。

喷管分离流动与侧向载荷定常数值模拟

利用商业CFD软件,进行了三维、有粘、定常计算,模拟了某液体火箭大面积比喷管地面条件下的分离流动.计算了多个不同入口总压下的工况.其结果预示了该喷管的分离流动在不同入口总压下的激波模态变化,并获得了非对称分离及其造成的侧向载荷的分布情况.计算为进一步相关研究打下了基础.

固体火箭喷管颗粒尺寸分级两相跨音速流场计算

本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数.

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响 ,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量 .研究采用数值计算和试验测量相结合的方法 ,控制方程为三维、雷诺平均 Navier- Stokes方程及 k-ε二方程的紊流模型 ,并且对该发动机进行了燃气流场的测试 ,对流场中的总压强进行了直接测量 ,进行了两次试验 ;在两次测点位置 ,试验结果与数值计算值相差分别为 3%和 7% ;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度 。

过载条件下长尾喷管发动机三维两相流场数值研究

利用Euler-Lagrange模型方程,对某长尾管发动机内的三维两相流动进行了数值模拟,分析了不同颗粒直径、不同过载组合、不同铝粉含量对发动机内颗粒的分布特征的影响。计算结果表明:气相流场和两相流场区别明显;随着颗粒直径的增加,颗粒聚集浓度增加,且颗粒的运动规律变化明显;过载的变化对发动机装药段颗粒分布特征影响明显,对长尾段影响小,横向过载对颗粒运动轨迹和聚集浓度影响显著,纵向过载影响小;随着含铝量的增加,颗粒聚集浓度增加。

潜入式摆动喷管两相内流场数值模拟

气相采用三维薄层近似N S方程,固相采用拉格朗日坐标系下颗粒轨道模型,计算方法采用显式ENO差分格式和分区多块网格技术,建立了固体火箭发动机内流场模拟软件。对轴对称JPL喷管进行模拟,计算结果与文献进行比较,符合较好。推广到实际三维装药型面时,发现颗粒数目增加导致计算效率降低。采用软件中的气相计算模块对潜入式摆动喷管内流场进行数值模拟,比较了喷管摆动角在发动机喉道附近引起流动变化,研究了非对称流动对喷管内表面压强的影响。

火箭喷管内三维非对称流场的数值模拟研究

利用特征线方法数值模拟了双圆弧和抛物线两种特型喷管中的三维非对称定常等熵的超音速流场。计算出的喷管侧向力数据与实验结果吻合。沿喷管轴线方向，侧向力曲线具有明显的摆动特性，且在轴线上存在着零点。计算表明，抛物线喷管的侧向力曲线滞后于双圆弧喷管，并具有不同的摆动波长，说明型面是影响侧向力摆动特性的重要因素。

应用TTM网格研究冲压增程弹丸进气道内外流场

基于TTM贴体网格生成法,研究了某冲压增程弹丸超音速进气道内外流场数值模拟中单区域网格生成问题,流场求解采用了二阶隐式TVD格式。NACA0012翼型跨音速流场算例结果表明,所采用的算法和编制的程序可靠,能够适用于具有亚、跨、超音速三种流态共存的复杂流场数值计算。对超音速进气道数值模拟结果显示,得到的流场复杂波系结构是合理的,来流马赫数和攻角变化显著影响着进气道性能。

合成射流激励器增强同向燃气氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。

塞式喷管流场数值模拟

采用NND2M差分格式 ,从考虑k ε湍流模型的理想气体三维薄层近似N S方程出发 ,对塞式喷管内外流场进行了数值模拟。计算结果与国外文献十分一致。通过流场分析 ,对塞式喷管流动机理有了清楚的认识。计算表明NND2M差分格式及相应计算软件适合于模拟复杂喷流流场 ,可用于塞式喷管发动机的研究。

两相流环缝塞式喷管设计方法

在常滞后两相流假设下,提出改进的Angelino理想型面法和改进的"二次曲线+三次曲线"造型法设计两相流环缝塞式喷管;计算了这两种改进方法设计的塞式喷管性能。算例表明:在两相流条件下与未考虑两相流效应的气相理想方法设计的型面相比,改进的Angelino法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%;改进的"二次曲线+三次曲线"造型法设计的型面长度减小近6%,性能提高约4%。

高超声速喷管非平衡尺度效应的数值分析

采用轴对称热化学非平衡全N S方程, 数值分析了高超声速喷管流场中非平衡引起的尺度效应。并给出计算条件下喷管轴线上的物理量和化学组元分布。计算结果表明, 在喉部下游不远处流动趋近于化学冻结和热力冻结状态。流场 (特别是核心无粘流区) 的特性不仅取决于流动尺度的相对值, 也取决于其绝对值。

喷管摆动对固体火箭发动机内两相流动的影响

采用颗粒轨道模型(欧拉-拉格朗日模型)以及分区网格技术,对带潜入式摆动喷管的固体火箭发动机中的三维两相流动进行了一体化数值模拟,得出以下结论:凝聚相的存在对发动机中的两相流动有明显的影响,喷管中粒子浓度高的区域速度低,温度高;喷管的摆动造成发动机后翼槽内流动的不对称,并对发动机的性能造成明显的损失,当喷管摆动到一定角度时候,喷管摆向一侧的后翼槽内出现漩涡;喷管的摆动影响发动机后翼槽内以及壁面上粒子浓度的分布。