导弹助推器分离过程数值模拟研究 被引量：9

1

作者 王力 谷良贤 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期342-346,共5页

应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最... 应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考. 展开更多

关键词 航空 、航天推进系统 射流 拖尾段 重叠网格 助推器分离 时间相关边界 数值模拟

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柴油机的节能与维护保养 被引量：3

2

作者 李博平 《中国修船》 北大核心 1999年第5期18-19,共2页

为保证柴油机燃烧完全并提高功率和节省能源， 在日常维护保养中一定要注意检查各缸的最佳喷油提前角。此外还应检查喷油嘴有无堵塞和磨损而引起的雾化不良， 并保持适当的冷却水温和清洁空气滤清器。

关键词 柴油机 维护 保养 喷油嘴 雾化 节能

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发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟 被引量：11

3

作者 李国良 杨云军 +1 位作者 龚安龙 刘周 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期89-96,共8页

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验... 针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数2.5,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。 展开更多

关键词 发动机喷流 热喷方法 冷喷方法 喷管

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舰载机发动机喷管高温高压流动特性仿真分析 被引量：10

4

作者 赵留平 《舰船科学技术》 北大核心 2016年第1期145-149,共5页

舰载机发动机喷出的气体,在离开喷管后形成的具有高温和高压特性的高速射流,对舰艇周围环境和设备有较大影响。本文采用发动机喷流速度场模型,利用CFD软件对舰载机发动机喷管高温高压流动特性进行仿真分析,得到了超音速流动下中度欠膨... 舰载机发动机喷出的气体,在离开喷管后形成的具有高温和高压特性的高速射流,对舰艇周围环境和设备有较大影响。本文采用发动机喷流速度场模型,利用CFD软件对舰载机发动机喷管高温高压流动特性进行仿真分析,得到了超音速流动下中度欠膨胀和高度欠膨胀的特征和气体射流场随马赫数的增加所产生的变化特性。在此基础上,针对不同的偏流板倾角45°,60°,75°,90°,分析舰载机发动机喷流对偏流板的冲击流场特性,得到偏流板角度变化时流动特性和变化规律。 展开更多

关键词 舰载机 高温高压 喷管 偏流板

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多喷管运载火箭底部热环境研究 被引量：6

5

作者 闫指江 沈丹 +2 位作者 吴彦森 蒲鹏宇 宫宇昆 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2021年第1期105-109,114,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 运载火箭 喷流 底部加热 多喷管 液体火箭发动机

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基于计算流体动力学的发动机喷流影响下后侧飞机受力分析

6

作者 何昕 王琴 +1 位作者 郭东鑫 陈亚青 《科学技术与工程》 北大核心 2023年第33期14443-14451,共9页

实施运行起飞点后侧穿越跑道方式的关键是确定两机安全间隔,后机受到前机发动机喷流作用则是确定安全间隔的重要影响因素。基于起飞点后侧穿越跑道方式,采用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟方法对一定距离下... 实施运行起飞点后侧穿越跑道方式的关键是确定两机安全间隔,后机受到前机发动机喷流作用则是确定安全间隔的重要影响因素。基于起飞点后侧穿越跑道方式,采用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟方法对一定距离下前机发动机喷流直接作用于后机的场景进行研究。根据数值模拟结果,后机整体压力值最大范围分布在迎喷流一侧的垂直尾翼、水平尾翼表面和机身尾部。后机表面沿喷流方向上的受力为18404.1 N,结合其抗侧偏能力分析,认为基于最大安全裕度,为保证后机(空重)在前机发动机喷流作用下,还能保持在滑行道中线上运行,应在487 m的基础上再适当增加间隔。 展开更多

关键词 穿越跑道方式 数值模拟 飞机受力 发动机喷流 安全间隔

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旋翼洗流影响直升机红外辐射的计算分析 被引量：3

7

作者 陈海涛 卞恩荣 廖文和 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期600-604,共5页

针对在旋翼洗流作用下,高速、高温的发动机喷流对直升机的红外辐射特性有着相当大影响的问题,提出了一种计算分析方法。该方法首先利用自由尾流技术对旋翼下洗流场进行计算;在此基础上,将旋翼洗流视为一种横流干扰,以计算得出的洗流速... 针对在旋翼洗流作用下,高速、高温的发动机喷流对直升机的红外辐射特性有着相当大影响的问题,提出了一种计算分析方法。该方法首先利用自由尾流技术对旋翼下洗流场进行计算;在此基础上,将旋翼洗流视为一种横流干扰,以计算得出的洗流速度为边界条件,进行了发动机热喷流模拟;然后,计算了喷流截面的温度涡线分布,并以此确定了旋翼洗流影响下的机体温度分布;最后,计算和分析了旋翼洗流对直升机红外辐射强度的影响。对某型直升机计算分析表明,该方法稳定可靠,结果符合实际情况,适于工程分析和预估。该方法还可用于直升机机体温度场的工程求解。 展开更多

关键词 直升机 红外辐射 旋翼 下洗流 自由尾流 喷流

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面对称重复使用运载器尾部喷流风洞试验 被引量：3

8

作者 刘杰平 马元宏 +3 位作者 蔡巧言 任少洁 王苏宁 杨子盟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期50-59,共10页

研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相... 研究面对称重复使用运载器尾部发动机的喷流干扰特性对于飞行器设计具有重要意义。在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中开展了亚/跨声速飞行条件下的喷流试验。试验使用常温压缩空气作为喷流介质模拟发动机的高温燃气,采用的相似参数包括:飞行器的几何外形尺寸、飞行器的飞行马赫数、发动机喷管的出口马赫数、发动机喷流与自由来流静压比。试验结果表明了发动机喷流对全飞行器气动特性和体襟翼铰链力矩的影响随来流马赫数、喷管、体襟翼偏角等因素的变化规律。 展开更多

关键词 面对称重复使用运载器 发动机喷流 体襟翼 亚/跨声速 风洞试验

原文传递

发动机喷流干扰对底部热环境影响研究 被引量：2

9

作者 王迅 《宇航总体技术》 2021年第2期24-30,共7页

发动机底部热环境的准确预示是小型运载火箭研制的关键环节。为提升对小型运载器底部热环境的认识,开展了发动机喷流干扰对底部对流加热影响的研究。首先,采用计算流体力学方法,开展了发动机喷流流动的数值计算研究,分析了飞行高度、发... 发动机底部热环境的准确预示是小型运载火箭研制的关键环节。为提升对小型运载器底部热环境的认识,开展了发动机喷流干扰对底部对流加热影响的研究。首先,采用计算流体力学方法,开展了发动机喷流流动的数值计算研究,分析了飞行高度、发动机开关机、飞行攻角对底部对流加热的影响;然后,从流动机理出发,提出了一种降低底部对流加热的外形优化方法;最后,根据飞行试验测量结果,讨论了底部加热的主要来源。 展开更多

关键词 底部加热 热环境 发动机喷流

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发动机喷流对火箭气动特性影响 被引量：1

10

作者 任一鹏 郑晨 闵昌万 《气体物理》 2022年第5期38-49,共12页

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显... 开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。 展开更多

关键词 发动机喷流 火箭 气动特性 空气舵 控制特性

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不同点火时间导弹滑弹一体式发射数值模拟

11

作者 王博 马贵春 陈阳 《山西冶金》 CAS 2016年第2期8-10,共3页

使用计算流体力学软件Fluent对导弹滑弹一体式发射的过程进行模拟研究。通过对比导弹弹射后不同点火时间对机翼的气动干扰情况,找出使用滑弹一体式发射装置时合适的导弹发动机点火时间。

关键词 无人机 滑弹一体式发射装置 尾喷流

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发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

12

作者 张超 朱纪洪 +2 位作者 吴林峰 李环宇 李春文 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第4期22-27,33,共7页

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的... 飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。 展开更多

关键词 风洞试验 发动机引流 引流影响 大迎角 静态测力

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运载火箭簇式发动机喷流热环境数值研究 被引量：2

13

作者 孙培杰 丁逸夫 +2 位作者 严立 盛敏健 王平阳 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期3083-3090,共8页

针对液体火箭一级簇式发动机,建立了全箭三维模型,采用可压缩的冻结燃气流和DO模型辐射换热离散方法,研究了多喷管发动机工作时喷流流场参数分布规律和底部热环境随高度的变化关系。研究结果表明,随飞行高度增加,自由来流与发动机羽流... 针对液体火箭一级簇式发动机,建立了全箭三维模型,采用可压缩的冻结燃气流和DO模型辐射换热离散方法,研究了多喷管发动机工作时喷流流场参数分布规律和底部热环境随高度的变化关系。研究结果表明,随飞行高度增加,自由来流与发动机羽流之间形成干扰效应,喷流扩张角逐渐扩大,簇式喷管喷流之间形成干扰激波,并产生回流。当喷管间隙回流达到声速时,发动机底部压力会逐渐增大形成回流阻塞并形成局部高温区,随飞行高度变化,喷流高温区域前移,温度升高。高温反流直接冲击箭地底部,热流密度最大点出现在四个喷管中心底部位置,出现在箭体飞行20 km高度左右。研究揭示了不同飞行高度底部热流密度的变化机理。 展开更多

关键词 运载火箭 簇式发动机 羽流反流 喷流热环境

原文传递

固体火箭发动机静止试验振动特性分析 被引量：3

14

作者 施广富 韩亚平 丁佐琳 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1994年第4期7-12,共6页

以动力学、声学和信号系统分析等基础理论为依据,通过大量的实测数据,揭示了固体火箭发动机静止试验的全过程中在地面和高空模拟两种试验状态下,发动机壳体振动特性与发动机工作时产生的喷气噪声两者之间的内在关系。

关键词 固体推进剂 火箭发动机 振动分析 噪声 试验

全文增补中

动力喷流效应混合方法数值模拟研究 被引量：2

15

作者 龚志斌 李杰 +1 位作者 单继祥 张恒 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期565-571,共7页

从动力喷流效应精细化模拟需求出发,在 k-ω SST湍流模型基础上建立了IDDES混合方法,采用了有限体积五阶WENO格式提高空间离散格式精度,开展了动力喷流效应混合方法数值模拟分析及应用研究。基于自由发展喷管流动和ARN2喷管算例,开展了... 从动力喷流效应精细化模拟需求出发,在 k-ω SST湍流模型基础上建立了IDDES混合方法,采用了有限体积五阶WENO格式提高空间离散格式精度,开展了动力喷流效应混合方法数值模拟分析及应用研究。基于自由发展喷管流动和ARN2喷管算例,开展了动力喷流效应混合方法数值模拟验证分析,结果表明增加网格密度和提高空间离散格式可有效改善喷流速度分布预测结果,缩短喷管出口下游非物理流动稳定状态,瞬态流场结构更加清晰合理,湍流强度预测更加准确。在此基础上,针对较为实际的涡扇发动机模型,完成了动力喷流效应混合方法数值模拟分析,得到了内、外涵喷流和外界气流的相互干扰及掺混特征,得到了三维湍流结构特征。 展开更多

关键词 动力喷流效应 IDDES混合方法 空间离散格式精度 网格密度

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固体火箭发动机长尾管烧蚀机理研究 被引量：2

16

作者 杨雷 王礼恒 曹宏炜 《战术导弹技术》 1997年第4期39-49,共11页

长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算... 长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算给出了燃气在长尾管内的流线图、压力、温度、密度、湍动能以及湍动能的耗散率。测定了型号发动机在热试车时长尾管壳体外壁面温度分布,以及试车后内衬材料的烧蚀与碳化厚度。另外,还专门设计了模拟内衬材料烧蚀的实验发动机。 展开更多

关键词 导弹 固体火箭发动机 尾喷管 烧蚀

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JCCI发动机全工况燃烧和排放特性研究 被引量：1

17

作者 张强 隆武强 田江平 《内燃机工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期34-40,共7页

将一台单缸农用柴油机压缩比降至12,在缸盖上增加一个带液化石油气(LPG)供给通道和火花塞的点火室,将其改造为射流控制压缩着火(jet controlled compression ignition,JCCI)发动机,研究了全工况范围点火正时和负荷对JCCI发动机燃烧可控... 将一台单缸农用柴油机压缩比降至12,在缸盖上增加一个带液化石油气(LPG)供给通道和火花塞的点火室,将其改造为射流控制压缩着火(jet controlled compression ignition,JCCI)发动机,研究了全工况范围点火正时和负荷对JCCI发动机燃烧可控性的影响。试验结果表明:在大多数工况范围内,柴油预混合气的燃烧始点相位θ_(10)和燃烧中点相位θ_(50)随点火正时单调变化,且滞燃期对负荷不敏感,说明其着火相位可以通过点火正时直接控制;在接近全负荷工况时,滞燃期迅速缩短,部分柴油提前发生自燃,射流对着火相位的影响减弱;在大多数工况范围内,NO_x和碳烟排放均较低,且对点火正时敏感,减小点火提前角可以显著降低NO_x和碳烟排放,但是HC和CO排放较高。 展开更多

关键词 内燃机 射流 预混合 压缩着火

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考虑射流二次燃烧下的气动噪声数值模拟

18

作者 马丽璇 李恩义 《内燃机与配件》 2020年第24期27-30,共4页

为了研究复燃对火箭发动机射流声场的影响,建立了一个可以计算火箭发动机射流复燃流场和声学特性的模型:采用DES湍流模型模拟湍流流动;有限速率化学反应模型模拟固体火箭冲压发动机射流的复燃;以基于FW-H方程的声类比方法分析了分析射... 为了研究复燃对火箭发动机射流声场的影响,建立了一个可以计算火箭发动机射流复燃流场和声学特性的模型:采用DES湍流模型模拟湍流流动;有限速率化学反应模型模拟固体火箭冲压发动机射流的复燃;以基于FW-H方程的声类比方法分析了分析射流噪声。以2个典型算例进行了验证性模拟计算,并与文献中计算结果进行了对比,表明本文所采用的算法在计算射流流场二次燃烧和噪声预测的可靠性。分析了冻结流和化学非平衡流两种工况下的流场特性和声学特性。计算结果表明:当考虑燃烧时,在整体上总声压级有所增大,特别是在角度为0~30°方向上有所增加,相差最大可达6dB。 展开更多

关键词 火箭发动机射流 噪声 复燃 有限速率化学反应模型 FW-H方程

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面对称重复使用飞行器主发喷流干扰研究

19

作者 刘杰平 马元宏 +3 位作者 蔡巧言 胡国暾 张涛 吕俊明 《中国科学：物理学、力学、天文学》 CSCD 北大核心 2021年第10期94-101,共8页

主发喷流干扰研究是面对称重复使用飞行器设计中不可避免和忽视的重要问题之一.本文首先通过地面风洞试验发现主发喷流干扰在跨声速来流条件下呈较强的非线性特征,并从流场机理分析了其峰值出现的原因;然后针对典型亚跨超声速来流条件,... 主发喷流干扰研究是面对称重复使用飞行器设计中不可避免和忽视的重要问题之一.本文首先通过地面风洞试验发现主发喷流干扰在跨声速来流条件下呈较强的非线性特征,并从流场机理分析了其峰值出现的原因;然后针对典型亚跨超声速来流条件,采用多组分冻结流计算方法对地面风洞试验和真实飞行状态进行数值模拟,并对可能引起试验和计算结果差异的因素之一——模型舱内流动——进行了数值模拟分析. 展开更多

关键词 面对称重复使用飞行器 主发喷流干扰 风洞试验 数值模拟

原文传递

EQ6100射流燃烧系统汽油机

20

作者 裴普成 傅晓光 《汽车工程》 EI CSCD 北大核心 2000年第2期139-140,共2页

在东风EQ6100汽油机上,应用并发展“射流燃烧”技术,全面改善了发动机的性能,使其更具实用性。

关键词 汽油机 射流燃烧系统 性能 汽车发动机

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