锻压人才网 招贤纳士网联盟网站
切换行业
当前位置:首页资讯中心 行业资讯 压迫带动器层级流体数据摹拟探讨

压迫带动器层级流体数据摹拟探讨

发布时间:06-01  

分离模型变为轴对称的助推发动机相对于冲压发动机的轴向运动,分离过程可以采用轴对称模型进行仿真计算。定常初场计算结果根据实际设计方案,在冲压发动机工作前有堵盖封堵进气道,因此在定常初始流场计算中将进气道唇口封堵。另外,考虑到助推发动机连接处不能密封,在助推发动机连接处留有缝隙。



火箭推进按接力点参数进行了二维定常初场计算,使用的控制方程为基于B-L湍流模型的准二维轴对称N-S方程,空间离散采用一阶Roe'sFDS格式,时间推进为全隐式方法,物面边界条件采用无滑移绝热壁面条件,远场边界条件应用特征边界条件处理。



从计算得到的云来看,在冲压发动机头部、发动机连接处由于物面的转折气流受到压缩,出现了很强的压缩波,沿一定角度扩展并逐渐衰减,而在助推发动机尾部则有膨胀波沿一定角度扩展并逐渐衰减。由于堵盖封堵了进气道唇口,导致局部产生了滞止高压回流区,使得唇口前部产生脱体弓形波。在助推发动机底部上下膨胀波间的区域由于气流粘性产生了两个低压回流区。由于在连接处助推发动机的锥形外壳体和连接缝隙的相互干扰使冲压发动机内部流道压力升高。



非定常分离计算结果在定常计算基础上,进一步对助推发动机在燃烧室压力、稳定翼和重力作用下的分离过程进行了仿真计算。计算结果如3至5所示。其中,假设冲压发动机始终以恒定速度飞行,而助推发动机在燃烧室压力、稳定翼和重力沿轴向分量作用下相对冲压发动机移动,忽略摩擦力沿轴向分量的影响。



从计算结果来看,由于助推发动机没有迅速退出,导致冲压发动机出口节流,进气道出现喘振现象,使发动机内流道产生抽吸现象,形成燃烧室的低压。燃烧室压力周期性变化趋势如6所示,变化范围在0.05 ̄0.75MPa之间,频率约为10Hz。



根据流场数据进行分析,可以得到退出分离过程中助推发动机相对冲压发动机的运动行程和加速度变化曲线,如7和8所示。可以看出,在助推发动机退出过程中由于进气道喘振流场的耦合,使得助推发动机退出速度和加速度受到扰动,而且这种扰动随着退出过程明显加剧,甚至出现了负加速度阶段,阻滞了助推发动机的退出。随着助推发动机退出冲压发动机喷管,发动机内流场恢复到发动机冷态通流状态,助推发动机加速度不再受冲压发动机影响,表明分离结束。



结论综合分析众多因素,得到以下结论:(1)助推发动机头部退到冲压发动机喷管喉部的时间约为0.25s,完全退出冲压发动机的时间约为0.35s,结合实际情况分析认为由于冲压发动机
也受气动力作用向x轴正向做加速运动,而且冲压发动机与助推发动机之间存在摩擦力,实际分离时间会有所延长。(2)由于助推发动机不能迅速退出燃烧室,冲压发动机内流道不能实现通流,因此必须在助推发动机退到喷管喉部以后方能进行冲压发动机点火。(3)由于在助推发动机退到喷管喉部位置时燃烧室内部正好处于高压状态,内部流速也很低,适于点火,可考虑在这一时刻点火。(4)转级结束时刻要求发动机推力达到接力点额定推力的90%,因此冲压发动机的实际转级时间将大于0.35s。

我要评论
昵称:
QQ咨询