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火箭燃气射流冲击发射平台的流场和热环境研究

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南京理工大学学报 2024年第3期48卷 253-261页

作者：赵晨耕王辉孙中一乐贵高南京理工大学机械工程学院江苏南京210094 成都航天万欣科技有限公司四川成都610100

为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离... 详细信息

为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离散,构建了双喷管运载火箭发射阶段的燃气射流模型。结果表明,随着火箭起飞高度的增加,燃气射流膨胀角度逐渐增大,之间相互作用增强,射流对发射平台的冲击呈现出先上升后下降的趋势,0 m处的冲击最小,20 m处的冲击最大。支撑臂表面的峰值温度最高为706 K,比最低工况下大约增加了127%。盖板表面的温度和压强前期随着火箭起飞高度的增加而升高,后期随着起飞高度的增加而降低。该文的研究方法为运载火箭发射平台的安全设计提供了参考。

关键词：发射平台燃气射流支撑臂盖板热环境

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双喷管运载火箭起飞阶段发射平台热环境研究

航空动力学报 2024年第9期 403-412页

作者：赵晨耕乐贵高苏逸飞孙中一王逸尘南京理工大学机械工程学院

以双喷管运载火箭动力系统构成的发射平台为研究对象，采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境展开研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、2阶迎风TVD(total variation diminishing)离散格式，构建了双... 详细信息

以双喷管运载火箭动力系统构成的发射平台为研究对象，采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境展开研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、2阶迎风TVD(total variation diminishing)离散格式，构建了双喷管运载火箭燃气射流模型。研究表明：喷管中心轴线与导流槽的交点处为导流面的冲击最大处，温度和压强极高，火箭尾焰射流冲击导流槽造成的反溅可能会进一步恶化发射台的热环境。火箭起飞过程中的漂移会加大射流对发射台的冲击，使其表面温度和压强迅速升高，减少其使用寿命。该研究为运载火箭起飞阶段发射平台的热环境评估提供了有效的方法，对热防护系统的安全设计具有重要的工程应用价值。

关键词：双喷管运载火箭尾焰射流导流槽发射台漂移

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搭载辅助动力系统的二级火箭底部热环境分析

空气动力学学报 2024年第7期42卷 48-57,I0001页

作者：孙中一王舒雅尉志源乐贵高南京理工大学机械工程学院南京210094 中国船舶工业公司第七〇八研究所上海200000

针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组... 详细信息

针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-ε模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明:二级运载火箭在辅助动力系统工作时,高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座,沉底发动机工作时支座热流峰值最大,比其余部件高300%~400%。60 N、300 N发动机同向工作时,除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值,比其余工况增长300%~600%。随着飞行高度和速度的增加,各部件热流均呈现下降趋势,但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。

关键词：辅助动力系统二级运载火箭羽流流场热环境燃气喷流

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导弹从发射箱热发射过程的数值分析

航空动力学报 2022年第8期37卷 1643-1653页

作者：梁晓扬苏逸飞乐贵高南京理工大学机械工程学院南京210094

采用三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,研究了导弹出箱过程中,弹体姿态偏转后弹底周围环境及发射箱内的流场特性。首先,以超声速欠膨胀射流撞击平板实验为算例,对数值方法的有效性进行验证。其次,分别对导弹在约束期... 详细信息

采用三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,研究了导弹出箱过程中,弹体姿态偏转后弹底周围环境及发射箱内的流场特性。首先,以超声速欠膨胀射流撞击平板实验为算例,对数值方法的有效性进行验证。其次,分别对导弹在约束期和半约束期箱内流动特性展开研究。研究表明:喷管尾流在发射箱内会形成强烈的引射效应。同时,在弹底会出现明显的回流区域,使导弹出箱时受到额外的阻力。考虑偏转后,发射装置受到的冲击载荷增大2倍以上,发射箱壁面受到的压力增加40%。而且,在半约束期,箱内的流场分布不再对称,会使得导弹受到额外的不平衡力矩。

关键词：射流冲击非同时离轨发射箱引射效应二次流

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发射箱后盖构型对箱内初始冲击波形成的影响

兵工学报 2023年第5期44卷 1277-1287页

作者：梁晓扬陆辰昱乐贵高南京理工大学机械工程学院江苏南京210094

为解决某型号发射装置工作过程中箱内冲击波强度不足的问题,采用数值模拟方法,结合动态网格自适应技术,对燃气冲击波开盖技术中涉及到的流动现象和箱内初始冲击波的产生机制进行研究。通过与相关试验结果对比分析验证所提数值方法的精度... 详细信息

为解决某型号发射装置工作过程中箱内冲击波强度不足的问题,采用数值模拟方法,结合动态网格自适应技术,对燃气冲击波开盖技术中涉及到的流动现象和箱内初始冲击波的产生机制进行研究。通过与相关试验结果对比分析验证所提数值方法的精度,以及当前自适应方法在对关心的流场特征,如冲击波阵面、接触间断等,进行动态加密或稀疏时有可靠的性能。以平板型后盖为例(原始设计)详细阐述了箱内冲击波的演化机制,为更好地认识该技术的工作机制提供帮助;进一步对比了穹顶型后盖对箱内冲击波形成的影响。研究结果表明,与平板型后盖相比,采用穹顶型后盖结构后,可影响气流与箱体尾部侧壁撞击时的角度,减缓该位置湍流区域的形成,从而显著提升箱内初始冲击波强度,使作用在前盖上的超压峰值增加约48%。所得研究结果对发射箱总体方案的设计具有重要的理论意义和工程应用价值。

关键词：发射箱后盖构型网格自适应易碎盖冲击波

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周向非均匀叶尖间隙对某转子旋转不稳定现象影响的数值模拟

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航空动力学报 2023年

作者：姜超王志宽乐贵高胡骏中国航天科工第四研究院北京机电工程总体设计部南京理工大学机械工程学院南京航空航天大学能源与动力学院

为了研究非均匀叶尖间隙压气机中的旋转不稳定流动现象，以Rotor67为研究对象，采用全环非定常数值计算方法，对3种偏心度转子在不同的工况下分别进行了详细的计算，获得了三种偏心度情况下的特性线，得到了3种偏心度情况下的流场结果... 详细信息

为了研究非均匀叶尖间隙压气机中的旋转不稳定流动现象，以Rotor67为研究对象，采用全环非定常数值计算方法，对3种偏心度转子在不同的工况下分别进行了详细的计算，获得了三种偏心度情况下的特性线，得到了3种偏心度情况下的流场结果。数值计算结果表明：当平均叶尖间隙一定时，偏心度对未失速部分的总压比特性线和效率曲线几乎没有影响，而对失速边界影响明显；同心和偏心转子叶尖区域的扰动具有统一的物理结构，其在机匣上表现为移动的低压团，在三维空间上是起始于叶片吸力面，终止于机匣上的三维径向涡，与叶尖间隙泄漏涡并无直接关系；偏心度只是改变了扰动的周向分布规律，并不改变扰动的物理本质。

关键词：转子周向非均匀叶尖间隙叶尖间隙泄漏流旋转不稳定低压团径向涡

含适配器的潜射导弹运载器跨介质发射分离建模与仿真

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兵工学报 2023年第5期44卷 1237-1250页

作者：刘冰程栋卢丙举陈霄瀚乐贵高南京理工大学机械工程学院江苏南京210094 中国船舶集团有限公司第七一三研究所河南郑州450015

以含弹性适配器导弹运载器的跨介质弹射分离问题为对象,基于分数容积障碍法,采用流体体积多相流理论和RNG k-ε湍流模式建立导弹运载器水面分离多物理场耦合模型。以圆柱体入水为仿真算例进行数值模拟,计算值与实验结果吻合良好,验证了... 详细信息

以含弹性适配器导弹运载器的跨介质弹射分离问题为对象,基于分数容积障碍法,采用流体体积多相流理论和RNG k-ε湍流模式建立导弹运载器水面分离多物理场耦合模型。以圆柱体入水为仿真算例进行数值模拟,计算值与实验结果吻合良好,验证了数值模型的精度和有效性。分别对导弹在波谷、波峰环境下的弹射出水,以及在不同初始俯仰角和出水初速度下的弹射分离过程进行数值模拟,得出初始俯仰角、出水速度、出水位置对运载器式导弹水面分离的影响。综合考虑波峰、波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹的俯仰角并以波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹俯仰角达到0°为准则,得到最佳初始俯仰角为3.24°。仿真方法和结果对工程应用具有重要参考价值。

关键词：潜射导弹运载器跨介质弹道特性

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双喷管超声速欠膨胀射流噪声特性研究

航空动力学报 2023年

作者：杨义苟金澜乐贵高邢成龙南京理工大学机械工程学院河南工业大学电气工程学院武汉第二船舶设计研究所

为探索超声速欠膨胀射流在不同喷管间距条件下的流场特征和噪声传播机理，基于大涡模拟LES方法建立数值计算模型，对超声速欠膨胀射流的流场结构、射流近-远场的噪声声压分布规律进行计算。研究了喷管数量、喷管间距对声场的影响。利用F... 详细信息

为探索超声速欠膨胀射流在不同喷管间距条件下的流场特征和噪声传播机理，基于大涡模拟LES方法建立数值计算模型，对超声速欠膨胀射流的流场结构、射流近-远场的噪声声压分布规律进行计算。研究了喷管数量、喷管间距对声场的影响。利用Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程获取不同位置、不同角度的远场噪声特性；通过对近场信号接收点的时域压力脉动信号进行傅里叶变换获得近场噪声特性。研究发现：在两种喷管间距条件下，双射流呈现出对称和反对称的扑动模式（基频处），相较于单射流，不同的双射流扑动模式使得啸叫频率产生偏移。当喷管间距较小时，双射流近场压力脉动强度更大，近场噪声声压级幅值更大。射流远场声压级峰值频率随着观测角度的增大而升高，但在双射流平面内，两种工况下的噪声指向性变化趋势相同。

关键词：欠膨胀射流气动噪声大涡模拟喷管间距 Ffowcs Williams-Hawkings方程

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高空飞行多级运载火箭基础热环境控制研究

航空动力学报 2023年

作者：赵晨耕孙中一苏逸飞王逸尘乐贵高南京理工大学机械工程学院

采用数值模拟的方法，系统地研究了单喷管和四喷管多级液体运载火箭的基础热环境，并验证了箭底氮气喷射热防护方法的可行性。基于多组分Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、热辐射方程，运用AUSM格式对控制方程进行离散，建立了高... 详细信息

采用数值模拟的方法，系统地研究了单喷管和四喷管多级液体运载火箭的基础热环境，并验证了箭底氮气喷射热防护方法的可行性。基于多组分Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、热辐射方程，运用AUSM格式对控制方程进行离散，建立了高空超音速飞行运载火箭的羽流模型。采用分块化网格构建法，计算了运载火箭在不同高度下的羽流流场和热流密度，并且将数值结果与飞行试验进行对比，验证了计算方法的可行性。研究表明在低海拔高度，箭底热流以对流热流为主，峰值出现在30km处；在高海拔高度，箭底热流以辐射热流为主，峰值出现在110km处；同时箭底氮气喷射装置能够有效地抑制燃气回流，起到降低箭底对流热流的效果，但是选择合适的喷口数量和喷射总压极为重要。

关键词：多级运载火箭分块化网格对流热流辐射热流氮气喷射