FY-2型发动机燃烧室计算模型

本文提出了一个液体火箭发动机双组元自燃推进剂高压燃烧过程的计算模型。模型考虑了偏二甲肼的分解反应、四氧化二氮的离解反应、高压蒸发、液滴二次雾化以及燃烧室横截面上混合比和流强分布的不均匀性。应用该模型对FY-2型发动机的三种喷注器结构的燃烧效率及能量释放分布进行了理论计算,计算结果与试车数据和现象相当吻合。     

液体推进剂液滴高压蒸发研究

本文改进了现有的液体推进剂液滴高压蒸发模型,提出了一个计算高压下液滴蒸发时环境介质气体在液滴中溶解的子模型,该模型中采用了改进的R-K气体状态方程。利用本模型对丙烷在氮气中的高压蒸发进行了计算。结果表明在高压下液滴蒸发时间随压力和环境温度的增加而减小,当压力超过某临界值时,液滴将达到超临界状态。高压下环境介质气体在液滴中的溶解是非常明显的,并且压力愈高溶解性愈大,因此在推进剂高压燃烧中必须考虑溶解性对于液滴蒸发的影响。     

自燃推进剂组元液滴的高压平衡蒸发计算模型

本文详细分析了自燃推进剂组元液滴在高温高压燃烧室环境下的蒸发——分解燃烧过程,提出了该种液滴的高压平衡蒸发计算模型.模型考虑了液滴界面移动、非理想气体效应、流体物性的变化以及组元的分解和离解效应.应用本模型计算了UDMH和N2O4液滴在不同介质压力、温度和对流强度下的平衡蒸发常数.计算表明,存在一个介质界限压力,超过这一压力就达到超临界蒸发.对于UDMH,当T_∞=3200°K,Le=1.0时,界限压力P_∞=54大气压,而对于N2O4,P_∞=120大气压.计算还表明,UDMH的蒸发速度远大于N_2O_4的蒸发速度.因而可以得出结论,在一般液体火箭发动机的工作条件下,UDMH为超临界蒸发,而N2O_4为亚临界蒸发,而且发动机的燃烧效率主要受N_2O_4的蒸发速度所控制.这一结论已为发动机试车所证实.     

自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室设计简化模型

本文提出了一个自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室设计简化模型。与 Priem 基本模型不同,本文考虑了燃料分解反应,液滴二次雾化以及燃烧室截面上混合比和流强的不均匀性对燃烧效率的影响。文中导出了计算所需的全部公式,提出了计算程序。应用本方法计算了 C 发动机的燃烧效率。计算效率与试验结果相当符合,其误差在1～5%以内。文中还给出了燃料总蒸发速率和单位长度上的蒸发速率随该发动机燃烧室轴向距离变化的曲线。曲线表明,分解反应,液滴二次雾化和液滴尺寸分布对蒸发速率的影响很大。最后讨论了本模型使用的条件。     

有限气体容积内的液滴传热传质模型与理论分析

用传热传质学基本原理,建立了液滴在有限高温气体容积中的传热传质模型,对液滴在有限高温气体容积内的动态传热传质过程进行了数值求解,分析了有限气体容积和气体初始温度对液滴直径、蒸发速率、蒸发效率的影响。结果表明:在有限气体容积条件下,液滴直径随时间的变化规律与常见的d2规律有明显差异,气体容积越小,液滴蒸发速率越小,蒸发效率越低;气体初始温度越高,液滴蒸发速率越大,蒸发效率越高。     

毛细管末端凝胶推进剂液滴形成过程数值研究

要开展凝胶推进剂液滴燃烧特性的实验研究,必须首先形成凝胶推进剂液滴,在毛细管末端形成液滴是常用的液滴生成方法之一。为了揭示毛细管末端凝胶推进剂液滴的形成过程,求解了轴对称坐标系下的N-S方程,采用VOF(volume of fluid)方法捕捉液滴形成过程中气液交界面的演化规律,研究了无量纲液滴颈部直径DN/D0和无量纲液滴高度L/D0随时间的变化规律,并且与实验结果进行比较,验证了数值模型的可靠性。计算结果表明:在液滴形成过程中,液滴不是一直处于稳态;液滴颈部存在较大的剪切率,导致粘度下降,进而加快了颈部的断裂和自由液滴的形成;颈部断裂后,与液滴相连的部分迅速与液滴融合,出现很大的正向速度,而与毛细管末端相连的部分迅速收回,出现很大的负向速度。     

一甲基肼的高压蒸发研究

对一甲基肼的高压蒸发进行了研究,计算了一甲基肼液滴温度和半径的变化历程,并对各种不同环境压力下的结果进行了比较。计算了蒸发常数、传热数和传质数,所得结果同已有的实验数据相比较是吻合的,且考虑了不同的Le数对蒸发界限压力的影响,说明了此蒸发模型和计算方法的合理性。所得结论对于分析液体火箭发动机的燃烧过程是重要的。这一方法还可以用来计算其他燃料的蒸发。     

水下航行器不同燃料燃烧性能的仿真研究

为了解热动力水下航行器不同燃料的燃烧性能,利用FLUENT软件,分别对OTTO-Ⅱ单组元燃料和HAP+OTTO-Ⅱ+H2O的三组元燃料在旋转燃烧室内的两相湍流燃烧进行了数值仿真.湍流计算采用标准模型κ-ε、气相燃烧采用ED模型、液相采用离散液滴模型.得到两种燃料在燃烧室内的温度分布,化学反应速率分布、燃烧产物CO2和CO的质量分数分布以及两种燃料液滴的运动轨迹,并对计算结果进行了比较和分析.结果表明,三组元燃料的燃烧性能要优于单组元燃料的燃烧性能,但由于三组元液滴蒸发较慢,对燃烧稳定性造成影响.     

通风条件对测试厂房内推进剂毒气扩散影响的数值仿真

为获得某型导弹在测试厂房内发生推进剂泄漏后,推进剂蒸发产生毒气的扩散规律,开展了测试厂房通风条件对偏二甲肼泄漏蒸发形成蒸气的扩散过程数值研究,分析了通风风速5m/s时,测试厂房内有毒气体的浓度分布情况,以及不同进风风速、进风方向对偏二甲肼蒸气扩散的影响。研究结果表明,在所设定的泄漏状态下,通风系统以5m/s进风风速和水平进风风向工作时,有利于室内偏二甲肼蒸气的排出。     

基于动力学和扩散分段控制的Mg/H2O反应模型及数值分析

为了数值研究宽广温度范围内Mg/H2O的反应特性,分别建立了考虑部分MgO在液滴表面凝聚的Mg/H2O扩散燃烧模型和基于Arrhenius公式的Mg/H2O反应动力学模型.数值研究了Mg/H2O反应速率在扩散控制和化学动力学控制下随反应条件变化的规律.研究结果表明,Mg液滴扩散燃烧时间计算结果与文献值相符;提高温度和水...     

柴油油滴蒸发和燃烧过程的理论计算

提出了柴油油滴蒸发和燃烧过程理论计算方法.对油滴蒸发考虑了不定常蒸发和定常蒸发2个阶段,提出了一个求解蒸发时,油滴直径瞬时变化的代数方程式.对一台直喷式柴油机进行了实例计算,计算得到的瞬时燃烧放热率和气缸压力,与试验值符合很好.     

运动液滴蒸发时传热传质过程的理论分析

对突然置入气体环境中的运动液滴的非稳态蒸发过程进行了传热传质过程的理论分析,建立了初始瞬间液滴非稳态蒸发的数学模型,并对模型进行数值求解.结果表明,在一定情况下,运动液滴突然置于气体环境中的初始瞬间,由于气液界面上与周围环境之间存在较大的浓度差,使得液滴在初始瞬间的蒸发速率很大,将会使气液界面的温度有所下降,这一温度的下降范围与液滴的初始温度、环境的初始温度以及液滴的运动速度有关.     

RLPG 雾化模型中的液滴直径关系

应用激光衍射瞬变喷雾场测量系统，进行了再生式液体炮（ＲＬＰＧ）环形喷嘴雾化特性的实验研究，得到了环形喷嘴瞬变喷雾场平均液滴直径的经验关系式，并与ＲＬＰＧ雾化模型中几个常用的液滴直径关系式进行了比较，得到了一些有价值的结论。     

舰船真空海水淡化装置热力分析

针对目前舰船上广泛使用的真空式海水淡化装置进行热力分析,建立起海水淡化装置的数学模型,以50 t/d真空式海水淡化装置为例,通过对不同蒸发温度和不同工作蒸汽压力进行模拟计算,得到海水淡化装置的产水量、工作蒸汽耗量及冷却水流量随蒸发温度和工作蒸汽压力的变化规律,所得结论与装置的实验及实际运行情况有很好的一致性,证明所建立的数学模型是合适的,所得结论可以指导装置的使用管理及海水淡化装置的设计.     

基于非线性动力学的液体火箭发动机高频不稳定燃烧过程

采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。用高压蒸发理论对火箭发动机喷雾过程进行了描述。采用计算燃烧学的方法对发动机燃烧室内的湍流两相燃烧过程的稳定燃烧状态和高频不稳定燃烧现象进行了数值模拟。通过分析和讨论,得出了火箭发动机高频不稳定燃烧过程的波动过程类似于奇异吸引子的结论。     

气动剥离液滴的附面层分析方法

本文根据附面层理论,对高速气流中的液滴,因气流和液滴表面相互作用而产生的气动剥离现象进行了分析,建立了气液两相附面层耦合问题的理论分析模型,得到了发生气动剥离时的最小气流速度的计算公式,为液体燃料在高速气流申雾化机理研究提供参考。     

低温推进剂供应管道系统充填过程的动力学模型

研究了低温推进剂液体火箭发动机供应管道系统充填过程的建模问题。低温推进剂的充填相变过程采用均相模型,对推进剂充填管道系统进行有限元分割,应用基本守恒定律于充满推进剂的单元和充满气体的单元,两相单元采用等效流容方程,建立了低温推进剂管道充填过程的有限元状态变量模型。充填的容腔视为两相单元,建立了其动力学模型。利用本文的模型,对液氢、液氧推进剂的管道充填过程进行了仿真计算,给出了有关计算结果。     

火箭发动机燃烧室内气体非定常流动数值模拟

应用新的ＰＩＳＯ算法对液体火箭发动机内非定常流动过程进行了数值模拟计算。算法采用一步隐式预测、两步显式校正完成每一时间层计算,而不是通常的多次迭代计算,因而大大缩短计算时间。