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1.
用数值模拟的方法研究了液体火箭发动机高频振荡燃烧的形成和发展过程。气相控制方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程在Lagrangian坐标系下描述,并采用高压蒸发燃烧模型。从计算的结果可以看出,当燃烧室内发生高频振荡燃烧时,在喷注面附近和燃烧室收敛段这两个区域内压力的波动幅度较大;通过对压力、混合气体温度及速度在振荡燃烧情况下的比较,得出了振荡燃烧发生时发动机内部两相流场的脉动频率与燃烧室固有频率相耦合的结论。  相似文献   
2.
姿控发动机脉冲工作的管路瞬变特性   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
采用有限差分格式的特征线方法 ,对某姿控推进系统发动机真实推进剂管路在脉冲工作情况下的瞬变特性进行了数值研究 ,对影响发动机多次脉冲启动的重要参数进行了定量计算 ,对比分析了试验结果与计算结果的一致性。说明该方法可方便地对包括许多管路、阀门和推力室的复杂系统进行动态性能分析 ,所得结果对于液体火箭发动机管路工程设计具有重要参考价值  相似文献   
3.
通过对变结构导引下升力式飞行器直接撞击目标和制导炸弹攻击目标两种攻击方式的仿真计算,发现升力式飞行器直接撞击时虽然能够进行大范围机动,但是攻击目标单一、命中速度低,而制导炸弹攻击时,虽然能够攻击多个目标,命中速度高,但是打击范围小。综合两种方式的优点,对一种组合方式攻击进行仿真计算,发现采用该方式攻击不但能够通过大范围机动对多目标实施打击,而且还能保证较高的命中速度,验证了该组合攻击方式的可行性。  相似文献   
4.
一甲基肼的高压蒸发研究   总被引:3,自引:0,他引:3       下载免费PDF全文
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。  相似文献   
5.
应用计算流体动力学方法对液体火箭发动机燃烧室内高频不稳定燃烧现象进行了数值仿真。气相方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程用Lagrangian坐标系下进行描述,湍流模型采用高雷诺数的k-ε双方程模型。在燃烧室内加入正弦形脉冲扰动评定燃烧稳定性。引用Rayleigh热释放声放大机理对计算结果进行了分析,并对不同的扰动系数和液滴初始直径描出了燃烧稳定性极限图  相似文献   
6.
采用计算燃烧学方法对火箭发动机非线性燃烧不稳定工作过程进行了并行数值模拟。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。编制了串行和并行程序 ,并在并行计算环境下进行了测试。从计算结果可以看出并行计算的效率较高。  相似文献   
7.
本文针对抑制液体火箭发动机不稳定燃烧的声学装置——赫姆霍兹声腔和四分之一波长管声腔进行了研究。讨论了在声腔设计安排中正确选择声腔的数目,且比较了不同长度声腔的阻尼特性。通过考察声吸收系数的方法来最优化系统的阻尼,得到了可供设计参考的结论。  相似文献   
8.
通过数值计算得到了升力体飞行器的气动参数,利用Radau伪谱法将助推-滑翔飞行器弹道优化问题转化为非线性规划问题,分别对主动段和滑翔段进行优化,通过仿真得到了飞行器从助推到滑翔的完整弹道,分析了主动段性能指标对飞行器最大射程的影响。研究结果表明,采用主动段关机点速度最大为性能指标的优化方案,其射程最大,且实现难度适中。  相似文献   
9.
防御弹道导弹逐渐受到世界各国的重视,扩大拦截窗口是重要的发展趋势之一。平流层飞艇有可能通过艇载激光武器或者中继反射地基激光两种方式拦截自由段弹道导弹,为评估这两种方式的拦截效果和可行性,本文分析了平流层飞艇搭载高能激光武器的可能性以及中继反射作战方式的特点,建立了激光烧蚀模型,采用数值计算方法对激光的烧蚀效果进行了研究,结果表明平流层飞艇部署位置应距离导弹发射点800~1000km,平流层中继激光飞艇能够在短时间内引爆弹头,艇载激光武器采用烧蚀弹头防热层的方法同样可以达到拦截弹道导弹的目的。  相似文献   
10.
助推-滑翔飞行器可达区域影响因素研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
利用Radau伪谱法将连续的助推-滑翔飞行器轨迹优化问题转化为非线性规划问题,通过仿真得到了飞行器完整的可达区域,着重分析了升阻比、终端速度以及终端倾角对飞行器可达区域的影响.研究结果表明,可达区域呈现出类椭圆结构,其地理区域覆盖能力由助推火箭关机点速度决定;与终端倾角对飞行器可达区域的影响相比,飞行器升阻比特性和终端速度的影响相对较大.  相似文献   
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