国家自然科学基金(50976095)
- 作品数：16 被引量：75H指数：5
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- 相关机构：西北工业大学南昌航空大学剑桥大学更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术理学自动化与计算机技术更多>>
- 进气角度和初始粒径对发射筒内流动特性的影响被引量：5
- 2013年
- 根据导弹发射的实际工作过程,建立了燃气-蒸汽式发射动力系统的计算模型,利用CFD技术对燃气遇冷却水掺混后的入筒工作过程进行了数值模拟,针对输气管进气角度、冷却器一次雾化粒径等发射系统内流场特性的影响因素进行了分析研究,并对不同输气管角度下的喷管受力情况进行了分析总结。结果表明,不同时刻下发射筒内气体流动流形变化较大;随着输气管角度的减小,发射筒内流动的混乱度增加;在所计算工况中,输气管进气角度与发射筒轴线的夹角为70°时喷管壁面受到的最大压力差最小,随着时间的增加,喷管最大压力差呈减小趋势;较小的初始雾化粒径有利于减少冷却水在筒内的滞留量,降低发射筒的工作温度,使发射过程中燃气能量更为可控。
- 白俊华胡馨博
- 关键词：流动特性
- Mg粉/CO_2粉末火箭发动机点火试验研究被引量：7
- 2011年
- 初步设计了粉末火箭发动机,并以Mg粉作为燃料、CO2作为氧化剂进行了点火试验。研究结果表明,在一定的压强和温度下,利用空气与Mg粉的燃烧放热可成功引燃Mg粉/CO2,且在关闭空气后达到自持燃烧;燃烧室壁面沉积较多,主要以MgO为主,还有一部分未燃烧的Mg;通过该试验验证了Mg粉/CO2粉末火箭发动机方案的可行性。
- 姚亮胡春波肖虎亮徐义华何国强
- 不同聚集因素对燃烧室凝相颗粒粒度分布的影响被引量：3
- 2012年
- 设计了一种凝相颗粒收集装置,可对燃烧室内不同聚集状态下的粒子进行完整的收集,并对颗粒的形态影响较小。针对HTPB推进剂,开展了不同流通面积和颗粒浓度条件下的粒子收集实验,利用扫描电镜和激光粒度分析仪,对收集到的粒子进行了分析。结果表明,不同聚集状态下的凝相颗粒粒径均分布在0.1～200μm之间,随着流通面积的减小,小于3μm的颗粒逐渐减少,3～10μm之间的颗粒变化不大,大于10μm的颗粒逐渐增加,颗粒平均粒径d43和d50均逐渐增大,且d43和d50的变化率也逐渐增加;随着颗粒浓度的增加,颗粒平均粒径d43和d50增大较明显。
- 夏盛勇胡春波张胜敏薛瑞徐义华
- 关键词：固体火箭发动机粒度分布
- 固体火箭发动机喷管喉部凝相颗粒粒度分布实验被引量：5
- 2012年
- 设计了一种新的收集固体火箭发动机喷管凝相颗粒的实验装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了喷管喉部凝相颗粒的收集实验和粒度分析,研究了燃烧室压强和收敛角度对喷管喉部颗粒粒度分布的影响规律。研究结果表明,喷管喉部的凝相颗粒在0.27～50μm之间都有颗粒存在,凝相颗粒主要集中在0.3～15μm之间,粒径大于15μm的颗粒较少;燃烧室压强对颗粒粒径有较大影响,随着燃烧室压强的升高,凝相颗粒粒径变小,粒度分布更为集中;燃烧室压强相同的条件下,收敛角度对喷管喉部的凝相颗粒粒度分布影响较小。
- 张胜敏胡春波夏盛勇李佳明
- 关键词：固体火箭发动机喷管喉部粒度分布
- 炭化层对粒子反弹系数测量实验研究被引量：7
- 2011年
- 炭化层粒子的反弹系数是固体火箭发动机中两相流动计算的一个重要参数。文中设计并建立了测量粒子侵蚀炭化层反弹系数的实验系统,应用直径为1.5mm的粒子对炭化层进行了不同角度下的侵蚀反弹试验,测得各入射角下的法向及切向反弹系数。通过对实验数据应用准牛顿优化算法进行三次方多项式拟合得到法向反弹系数和切向反弹系数随侵蚀角的变化关系式,可为粒子对绝热材料的侵蚀力的计算及固体火箭发动机两相流动计算提供参考。
- 徐义华胡春波李江
- 关键词：三元乙丙炭化层
- 射流泵的数值分析与构型优化被引量：1
- 2011年
- 在一维理论的指导下建立了一个射流泵的模型,并通过数值模拟方法对其进行分析,将CFD结果与实验数据相比较,确定了合适的数值方法和湍流模型。在数值分析的基础上,选取了需要优化的构型参数及设计点,采用移动最小二乘法(MLS)建立了射流泵内流动的代理模型(Surrogate Model),并对其进行优化研究。结果表明,优化后的射流泵的效率得到有效的提高。
- 范健胡春波张育林
- 关键词：射流泵数值模拟遗传算法
- 超音速引射器的优化设计被引量：3
- 2011年
- 将CFD分析与优化构架相结合,建立了一个能够快速优化在不同工况下引射器构型设计的工具。首先对引射器构型进行参数化研究,确定需要优化的设计变量。然后用多目标排列遗传算法建立了包含建立和验证点的最优拉丁超立方体,其设计点的响应均由CFD计算分析得到。接着用移动最小二乘近似法建立工作流体和卷吸流体流率的描述模型。最后用遗传算法和顺序二次规划法对一系列的引射器设计进行优化,得到其全局最优值。通过使用这个优化方法,让不同适用范围的引射器设计得到了最优Pareto前沿,即其对应的最优化设计。
- 范健胡春波张育林何国强
- 关键词：超音速引射器计算流体力学
- 航天发动机多孔壁面发汗冷却液膜特性研究
- 2012年
- 为了研究多孔壁面发汗液膜冷却的特性,在对剪切气流驱动液滴变形和运动机理研究的基础上,采用步进电机控制液滴的体积,通过加热多孔壁面将液滴输送至连续剪切气流作用的实验风洞中,分析气流流速、壁面孔隙尺寸以及壁面温度对发汗液膜形状的影响。实验结果表明,剪切气流在推动发汗液膜向前伸展的同时也迫使其向两侧扩张,剪切气流速度超过某一临界速度时,液膜不再向两侧扩张;随着多孔壁面孔隙直径的增大,发汗液膜的面积不断增加,其增加程度逐渐降低;壁面温度越高,发汗液膜面积越小,完全蒸发耗时越少。
- 李佳明范建胡颖胡春波
- 关键词：液膜多孔火箭发动机剪切流
- 粒子侵蚀下三元乙丙绝热材料炭化层破坏特性实验研究被引量：7
- 2011年
- 应用模拟固体火箭发动机烧蚀环境的炭化层制样装置制备三元乙丙绝热材料炭化层,分析了三元乙丙绝热材料炭化层结构特点,并设计了一套粒子侵蚀装置,对侵蚀角度为30°、60°和90°工况进行了三元乙丙绝热材料炭化层的粒子侵蚀破坏试验,应用高速摄影系统记录粒子侵蚀炭化层过程,经过分析计算得出了炭化层的剪切极限强度和抗压极限强度,为建立气流和粒子冲刷下的绝热材料烧蚀模型提供炭化层的力学性能参数。
- 徐义华胡春波李江
- 关键词：航天推进系统固体火箭发动机EPDM炭化层
- 喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声影响研究被引量：3
- 2013年
- 为了研究喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声声场分布的影响规律,采用LES与FW-H相结合的方法,针对不同喷管尺寸的高温燃气喷流气动声场进行了数值模拟,并分析了声场特性。数值结果表明,火箭发动机喷流远场噪声具有方向性,噪声声压级在离开喷流中心轴线40°处达到最大值;喷流噪声声场的声压级随着喷管尺寸的增大而增加。研究结果为不同尺寸的火箭发动机喷流噪声预测提供参考依据。
- 李林胡春波邓哲李佳明
- 关键词：火箭发动机喷流噪声数值模拟大涡模拟
