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火箭倒飞逆向喷流干扰特性数值模拟研究
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作者 张培红 贾洪印 +3 位作者 赵娇 吴晓军 周桂宇 张耀冰 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期120-128,共9页
有动力垂直回收是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。垂直回收过程中,火箭倒飞产生的大分离非规则流动,以及发动机逆向喷流与主流相互作用导致的复杂气动干扰,对数值模拟方法提出了严峻挑战。基于NNW-FlowStar软件和非结构混合网... 有动力垂直回收是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。垂直回收过程中,火箭倒飞产生的大分离非规则流动,以及发动机逆向喷流与主流相互作用导致的复杂气动干扰,对数值模拟方法提出了严峻挑战。基于NNW-FlowStar软件和非结构混合网格技术,采用球头逆向喷流标模,以及自主开展的火箭倒飞逆向喷流风洞试验标模,对数值模拟方法进行了验证,研究不同双喷喷流状态对火箭倒飞逆向喷流干扰特性的影响。结果表明:NNW-FlowStar软件可以较好模拟火箭倒飞逆向喷流干扰特性,数值模拟结果与试验结果吻合较好,计算得到的流场结构与风洞试验一致;不同组合喷流形式呈现出不同的喷流干扰特性和流场结构,不同喷流方案轴向力差异明显,对力矩特性影响也较大,甚至会导致全箭本体的纵向静稳定性发生变化,在超声速来流状态采用双喷状态2即2个水平喷管的方案减速效果较好。 展开更多
关键词 火箭倒飞 逆向喷流 干扰特性 NNW-FlowStar 数值模拟
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高空大气风切变时空分布特征
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作者 杨钧烽 程旋 +3 位作者 王建美 张依鸣 胡雄 肖存英 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期192-202,共11页
火箭发射阶段容易受到高空大气风场影响,火箭设计需要考虑风切变特性。基于2000—2022年美国国家环境预报中心(NCEP)再分析资料,利用综合矢量风的方法整体分析了东亚区域地面至30 km的高空大气风切变特征,并结合大气环流和高空急流分析... 火箭发射阶段容易受到高空大气风场影响,火箭设计需要考虑风切变特性。基于2000—2022年美国国家环境预报中心(NCEP)再分析资料,利用综合矢量风的方法整体分析了东亚区域地面至30 km的高空大气风切变特征,并结合大气环流和高空急流分析了其时空分布成因。研究表明:最多风向、最大风速和风切变都具有显著的季节、高度和水平变化。利用20年的台站气球探空数据进行了差异性分析,再分析资料低估了实际风切变强度。将计算的高空大气风切变应用到两型火箭发射段风攻角的评估。结果表明:风切变在5 km以下和7~18 km高度影响显著。研究结果有助于全面掌握中国风切变分布特征,为火箭风场设计提供参考。 展开更多
关键词 风切变 综合矢量风 高空急流 火箭设计 攻角
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引射进气构型对引射进气与主次流相互作用特性影响实验研究
3
作者 李新珂 姚达豪 +3 位作者 渠镇铭 陈文娟 罗飞腾 龙垚松 《推进技术》 北大核心 2026年第1期116-132,共17页
RBCC发动机引射模态是由一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用主导的,其对于引射进气特性、模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC流道特征模型,从收缩几何、流动组织角度进行了四个不同进气构型的宽工况冷喷流引射实... RBCC发动机引射模态是由一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用主导的,其对于引射进气特性、模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC流道特征模型,从收缩几何、流动组织角度进行了四个不同进气构型的宽工况冷喷流引射实验,获得了引射进气特性、主次流相互作用内流特性与规律。研究结果表明:随着一次流流量、总压比增加,二次流进气马赫数、流量逐渐增大至某一最大值,而引射流量比呈先增加后减小的趋势,针对本文实验最大引射比对应的主次流总压比大约在2倍左右,而最大引射流量对应的总压比在9~10倍之间;适当增加收缩比、收缩角对二次流引射进气能力具有协同提升作用,但存在一个提升幅度上限。从主次流内流过程来看,随着一次流流量、总压比增加,内流道压力分布整体上逐渐降低,马赫数分布逐渐提高,同时下游的引射增压比呈增大趋势,但主次流总压损失更大;较大收缩比、收缩半角时内流道压力更低、马赫数更高。随着总压比增加,主次流速度比、对流马赫数呈现减小趋势,而压力比、密度比则逐渐增大,较大收缩比、收缩角时主次流速度比降低、对流马赫数减小。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 主次流相互作用 引射模态 支板火箭 进气构型 实验研究
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Periodic atomization characteristics of an impinging jet injector element modulated by Klystron effect 被引量:4
4
作者 Anlong YANG Bin LI +2 位作者 Shangrong YANG Yunfei XU Longfei LI 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2018年第10期1973-1984,共12页
An experimental study on the Klystron effect of periodic injection modulated by pressure drop fluctuations on subsequent atomization is conducted. Time-resolved atomization backlit images and atomization Mie scatter i... An experimental study on the Klystron effect of periodic injection modulated by pressure drop fluctuations on subsequent atomization is conducted. Time-resolved atomization backlit images and atomization Mie scatter images are captured by using the high speed camera. It is found that periodicity of forced atomization relies on pressure drop fluctuation amplitude and phase differences between atomization and pressure drop fluctuations relate to fluctuation frequencies. This feature of periodic atomization induced by Klystron effect corresponds to periodicities and high amplitudes of pressure fluctuations in unstable combustion chambers and chaos and low amplitudes of pressure fluctuations in stable combustions chambers. Drastically periodic varying of gross surface area of droplets with time was shown in Mie scatter images. The importance of periodic impinging jet atomization modulated by pressure drop fluctuations for acoustic liquid propellant combustion instabilities is illustrated. 展开更多
关键词 ATOMIZATION Combustion stability Impinging jet injector Klystron effect Liquid rocket engine Mie scatter
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高速气固两相横向射流数值模拟进展 被引量:1
5
作者 马立坤 徐路淅 +2 位作者 杨鹏年 夏智勋 冯运超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第4期101-109,共9页
从数值模拟方法、颗粒弥散特性和颗粒对流动的作用3个方面进行概述,回顾了近些年来国内外对高速气固两相横向射流数值模拟研究的进展。欧拉-拉格朗日方法是高速气固稀疏两相流研究的一般模拟方法,颗粒的分布受射流流动结构和颗粒自身性... 从数值模拟方法、颗粒弥散特性和颗粒对流动的作用3个方面进行概述,回顾了近些年来国内外对高速气固两相横向射流数值模拟研究的进展。欧拉-拉格朗日方法是高速气固稀疏两相流研究的一般模拟方法,颗粒的分布受射流流动结构和颗粒自身性质影响,颗粒在射流流场中的优先聚集与气流密度和涡量相关,大颗粒的引入会改变射流的流动结构,且会削弱湍流强度。认为可进一步改进射流出口边界条件和数值方法以提高模拟的准确性;补充复杂构型和多工况的高精度数据,基于机器学习方法建立快速预测模型。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 气固两相流 横向射流 高速气流 两相数值模拟
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缩比液体火箭发动机试车台超声速射流噪声试验研究
6
作者 程奥 杨丹奇 +3 位作者 孔凡超 张家仙 金平 蔡国飙 《载人航天》 北大核心 2025年第1期25-33,共9页
为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室... 为研究液体火箭发动机发射时产生的噪声分布特性,以某液体火箭发动机为原型设计了缩比发动机及配套试验系统,研究发动机室压、喷管扩张比、安装高度及倾斜度对液体火箭发动机喷管产生的超声速射流噪声特性影响。试验结果表明:发动机室压越大,噪声声压级越大,但对噪声指向性与噪声峰值频率影响不大;喷管扩张比对噪声声压级和指向性影响不大,但增大扩张比促使噪声峰值频率减小;安装高度与倾斜角对噪声声压级大小影响不大,但降低安装高度、倾斜喷管会导致噪声指向性偏转,以及噪声峰值频率的移动。试验获得了缩比液体火箭发动机喷管超声速射流噪声变化规律,结合缩比准则可以获得真实液体火箭发动机发射时产生的噪声频谱特性。研究可为液体火箭发动机地面试车或发射阶段噪声控制技术提供支持。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 超声速射流噪声 发动机室压 喷管扩张比 安装条件
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发动机喷流对可回收火箭底部热环境的影响 被引量:1
7
作者 刘浩 李钧 冯刚 《推进技术》 北大核心 2025年第6期65-74,共10页
为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化... 为获得可回收火箭底部热环境数据,采用离散坐标法与灰气体加权和热辐射模型对底部热环境进行数值仿真,考虑真实燃气组分、热辐射和热对流的综合影响,得到了可回收火箭上升段多喷管喷流以及一子级返回段逆向喷流状态下底部热流密度变化特性。结果表明,火箭上升段,高度低于10 km,底部以辐射热流为主,随着高度增加,部分高温燃气回流至箭体底部,对流热流急剧升高,热流峰值出现在40 km高度左右,其值为193 kW/m^(2)。一子级返回第一次点火减速,燃气处于极度的欠膨胀状态,由于中心喷管的遮挡,底部热流整体较小,其值在60 kW/m^(2)以下,返回过程的热流峰值出现在第二次减速过程中,此时三台发动机开机,在自由来流作用下部分燃气回流至底部,热流峰值可达283 kW/m^(2)。着陆段由于地面效应,辐射热流急剧增加,最大可达216 kW/m^(2)。 展开更多
关键词 可回收火箭 发动机喷流 一子级返回段 热环境 数值仿真
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多喷管火箭上升段羽流流场及其底部热环境
8
作者 任帆涛 姜毅 +1 位作者 刘汉宇 贾启明 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期439-448,共10页
针对多喷管并联运载火箭上升段羽流流场结构与底部加热导致的火箭热防护问题,建立了九喷管构型运载火箭分析模型,通过数值仿真研究了不同高度下的羽流流场及底部热环境现象。通过与风洞试验数据对比,验证了数值方法的可靠性。分析结果表... 针对多喷管并联运载火箭上升段羽流流场结构与底部加热导致的火箭热防护问题,建立了九喷管构型运载火箭分析模型,通过数值仿真研究了不同高度下的羽流流场及底部热环境现象。通过与风洞试验数据对比,验证了数值方法的可靠性。分析结果表明:多喷管运载火箭上升段射流间发生碰撞,不同海拔高度分别出现了循环涡、燃气回流以及反溅等现象,高度越高,射流膨胀角越大。飞行高度较低时,箭体底部加热主要以辐射加热为主;随着高度增加,对流加热的影响增大。底部热流密度峰值出现在30~40 km范围内,对流热流密度最大为318.16 kW/m^(2),辐射热流密度最大为315.38 kW/m^(2),总热流密度最大为570.31 kW/m^(2)。底板温度梯度是对流加热的主要影响因素,辐射加热主要受辐射强度、距离及辐射微元面积影响。 展开更多
关键词 液体运载火箭 燃气羽流 对流热/辐射热 多喷管 底部热环境
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逆向喷流对返回阶段火箭底部流场特性影响
9
作者 黄泽雯 林晓辉 +2 位作者 秦曈 王振鹏 许常悦 《宇航总体技术》 2025年第6期39-49,共11页
可回收火箭返回阶段通过发动机逆向喷流反推减速,通过对逆向喷流的火箭流场进行数值模拟,分析不同来流参数(马赫数、攻角)与发动机推力对喷流流场及底部特性的影响。结果表明,推力越大,发生喷流模态转化的来流马赫数越低,喷流膨胀径向... 可回收火箭返回阶段通过发动机逆向喷流反推减速,通过对逆向喷流的火箭流场进行数值模拟,分析不同来流参数(马赫数、攻角)与发动机推力对喷流流场及底部特性的影响。结果表明,推力越大,发生喷流模态转化的来流马赫数越低,喷流膨胀径向程度越高,且趋于形成短穿透模态。短穿透模态的喷流可以使底部力降低50%;长穿透模态的喷流更容易受到来流攻角的影响,火箭底部力与0°~10°内来流攻角呈正相关,但在喷流膨胀状态与穿透模态的过渡阶段会因攻角变化产生压力下降现象。 展开更多
关键词 可回收火箭 穿透模态 逆向喷流 可压缩流动
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火箭发动机燃气射流喷水降噪研究 被引量:21
10
作者 徐悦 周旭 +2 位作者 张志成 陈钰 刘利宏 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期816-820,共5页
采用有限体积法预估喷水对火箭燃气射流气动噪声的抑制程度.建立并求解了守恒的控制体的质量、动量和能量方程,得到了燃气和水掺混后的等效射流参数,分析了水和燃气的质量流率比对等效射流参数和降噪效果的影响.计算结果和试验数据的结... 采用有限体积法预估喷水对火箭燃气射流气动噪声的抑制程度.建立并求解了守恒的控制体的质量、动量和能量方程,得到了燃气和水掺混后的等效射流参数,分析了水和燃气的质量流率比对等效射流参数和降噪效果的影响.计算结果和试验数据的结果基本吻合.结果显示,当水和燃气的质量流率比超过一个临界值之后,降噪效率会降低. 展开更多
关键词 火箭发动机 射流噪声 有限体积法 等效射流参数 质量流率比
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射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能模拟 被引量:13
11
作者 李成 蔡元虎 +1 位作者 屠秋野 孙泽晖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期1-4,31,共5页
为扩展吸气式涡轮火箭发动机工作范围,提高发动机性能,在常规涡轮火箭发动机基础上加入射流预冷系统并修改热力模型,建立了射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能计算模型。在给定航迹和控制规律下分析了不同压气机进口限制温度对喷水量... 为扩展吸气式涡轮火箭发动机工作范围,提高发动机性能,在常规涡轮火箭发动机基础上加入射流预冷系统并修改热力模型,建立了射流预冷却吸气式涡轮火箭发动机性能计算模型。在给定航迹和控制规律下分析了不同压气机进口限制温度对喷水量、净推力和比冲的影响。仿真结果显示加入射流预冷器可以极大的扩展涡轮火箭发动机的工作范围,在高马赫数下可以极大的提高涡轮火箭发动机的净推力。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 射流 预冷 数学模型
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火箭射流对RBCC进气道性能的影响 被引量:6
12
作者 刘大 李博 黄国平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期153-160,共8页
火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压... 火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 进气道 火箭射流 引射 数值仿真
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火箭发动机动态流场的数值模拟 被引量:10
13
作者 周松柏 郭正 +1 位作者 高嵩 刘君 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期118-121,共4页
为了预估某火箭发动机的压力冲击效应大小,基于薄层近似三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对该火箭发动机一定工况下的喷流与防护板作用而形成的动态流场进行了数值模拟,得到了非定常流场云图和防护板随时间变化的受力曲线。结果表... 为了预估某火箭发动机的压力冲击效应大小,基于薄层近似三维N-S方程,利用有限差分数值离散方法,对该火箭发动机一定工况下的喷流与防护板作用而形成的动态流场进行了数值模拟,得到了非定常流场云图和防护板随时间变化的受力曲线。结果表明:火箭发动机喷流与防护板形成的流场呈现出高度非线性的特点;喷流的压力冲击效应具有明显的非定常特性,且从力学性能上可能导致防护板来回摆动;该工况下喷流作用在防护板主要受力区域的气动力峰值为20万牛顿量级。 展开更多
关键词 火箭发动机 喷流 数值仿真 非定常 冲击效应
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双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验 被引量:15
14
作者 姜毅 刘琪 王刚 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期418-421,共4页
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... 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 。 展开更多
关键词 燃气射流 火箭发动机 双喷管射流 计算流体力学(CFD)
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火箭燃气射流近场噪声特性实验研究 被引量:9
15
作者 徐强 廖光煊 +1 位作者 李军 曹从咏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期318-320,共3页
火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一。通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析 ,得到噪声峰值频率的变化范围。联合时频分析结果表明 ,同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关 ,... 火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一。通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析 ,得到噪声峰值频率的变化范围。联合时频分析结果表明 ,同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关 ,而噪声幅值则依赖于燃烧室压力。 展开更多
关键词 燃气射流 实验研究 双推力火箭发动机 声学测量 噪声强度
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燃气喷射方式对冲压发动机补燃室掺混效果的影响 被引量:8
16
作者 陈林泉 毛根旺 +1 位作者 霍东兴 刘霓生 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期40-43,共4页
在空气进气参数不变情况下,分析了喷口布局、喷口形状、头部型面对冷流掺混效果的影响。结果表明,燃气喷射方式不同,掺混在补燃室中的发展过程也不同,提高补燃室内整体掺混度的方法,不一定能提高头部的掺混度;可提高头部掺混度的燃气喷... 在空气进气参数不变情况下,分析了喷口布局、喷口形状、头部型面对冷流掺混效果的影响。结果表明,燃气喷射方式不同,掺混在补燃室中的发展过程也不同,提高补燃室内整体掺混度的方法,不一定能提高头部的掺混度;可提高头部掺混度的燃气喷射方式有 5孔交汇喷射、5孔偏心喷射以及头部采用椭球型面。 展开更多
关键词 喷射方式 补燃室 冲压发动机 掺混 燃气 发展过程 头部 混度 喷口 型面 室内
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固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析 被引量:12
17
作者 彭小波 李佳明 胡春波 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第1期52-55,共4页
为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析。实验结果表明:同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰... 为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析。实验结果表明:同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰值降低;随着燃烧室压力及喷管出口马赫数的增高,噪声峰值升高;该实验工况下,发动机喷流噪声声压级分布在120~140dB,峰值频率4500~5000Hz。实验结果对固体火箭发动机喷流噪声场的预测提供了实验依据。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喷流噪声 声学测量 噪声强度
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火箭喷管等倾角螺旋槽铣削加工中刀具干涉分析 被引量:4
18
作者 王永青 范金 +1 位作者 林乐忠 卢杰持 《大连理工大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2001年第5期595-597,共3页
为解决具有多种母线轮廓的喷管外表面上铣削加工等倾角螺旋槽 (斜航线 )的难题 ,研制和开发了专用的六轴控制、四轴联动的数控机床和专门的数据处理系统 .当用片铣刀进行铣槽加工时 ,由于是用直线段包络斜航线 ,存在刀具干涉问题 ;刀具... 为解决具有多种母线轮廓的喷管外表面上铣削加工等倾角螺旋槽 (斜航线 )的难题 ,研制和开发了专用的六轴控制、四轴联动的数控机床和专门的数据处理系统 .当用片铣刀进行铣槽加工时 ,由于是用直线段包络斜航线 ,存在刀具干涉问题 ;刀具干涉会引起螺旋槽长度方向和高度方向上的两种误差 .因此对刀具干涉问题进行了系统的分析和研究 。 展开更多
关键词 火箭发动机 火箭喷管 数控切削 等倾角螺旋线 刀具干涉 铣削加工 螺旋模
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水下火箭水平射流初期特征研究 被引量:11
19
作者 唐云龙 李世鹏 +2 位作者 刘筑 隋欣 王宁飞 《物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2015年第23期185-197,共13页
水中工作固体火箭发动机处于重浮力同时作用环境下,与工作于大气环境下的固体火箭发动机具有不同的工作特性.为进一步掌握水下固体火箭发动机的工作特性,对具有重浮力特征的水下射流进行研究,重点分析重浮力作用下水平喷射射流结构及推... 水中工作固体火箭发动机处于重浮力同时作用环境下,与工作于大气环境下的固体火箭发动机具有不同的工作特性.为进一步掌握水下固体火箭发动机的工作特性,对具有重浮力特征的水下射流进行研究,重点分析重浮力作用下水平喷射射流结构及推力振荡情况,采用VOF模型对水平喷射且具有重浮力特征的三维发动机模型进行仿真模拟,对比有/无重浮力下射流气泡的上浮特征,并采用动量原理对发动机工作初期的射流扰动进行分析,获得了重浮力下水下固体火箭发动机的推力振荡特征.研究结果表明:由于重浮力逐渐占据主导地位,射流气泡具有明显的上浮特征,推力与重浮力耦合后在竖直方向产生的翻转力矩更大,通过与文献中实验对比可见,采用VOF模型并考虑重浮力后仿真所得射流结构与实验结果更吻合. 展开更多
关键词 水下固体火箭发动机 水平射流 重浮力 振荡特性
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气-粒两相流对燃气舵工作性能的影响 被引量:5
20
作者 曹熙炜 刘宇 +1 位作者 谢侃 王一白 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第10期2358-2362,共5页
为了研究气-粒两相流对固体火箭发动机燃气舵的影响,基于固体火箭发动机燃气舵的工作特点,在求解二维Navier-Stokes(N-S)方程的基础上,分别对有无颗粒相的流场进行了数值模拟,并且考虑了颗粒直径为1,10μm和30μm,颗粒质量分数为15%,20%... 为了研究气-粒两相流对固体火箭发动机燃气舵的影响,基于固体火箭发动机燃气舵的工作特点,在求解二维Navier-Stokes(N-S)方程的基础上,分别对有无颗粒相的流场进行了数值模拟,并且考虑了颗粒直径为1,10μm和30μm,颗粒质量分数为15%,20%和30%,舵偏角为0°,5°,10°及15°的各种组合工况.结果表明,在相同外界条件下,有颗粒相时舵表面的压力要大于无颗粒相时的表面压力,而且这种差别在迎风面和舵片前半部分表现得比较明显;在气动性能方面,有颗粒相时升力和阻力都要比无颗粒相时大,这种差别随颗粒直径的增大而减小,在一定颗粒质量分数范围内,随颗粒质量分数的增加而增大. 展开更多
关键词 固体火箭发动机 燃气舵 两相流 数值模拟 气动性能
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