仿真应该有张推力对大气压曲线
初次见面,请多指教!本人璞龙科技工业成员,有勿还请多指教批评。
(开门见个山……)
膨胀偏转喷管(E-G),是一种含有气动边界的自适应喷管,其优点与塞式近似。
其工作过程为:燃气从燃烧室出发,在喷口处开始径向方向逐渐偏离轴线,沿外型面上偏转。随着大气压的降低,喷管扩张段内部逐渐被燃气填充,产生高温区,从而达到了补偿效果。
优点在于这种喷管可以自适应外界气压,有单级入轨的潜力;他的喷管长度较拉瓦尔喷管相对更小。缺点在于会产生斜激波损失,中心体重量较大,在大型发动机设计中难于冷却设计,结构轻量化设计,等等。
此图截自杨立军、富庆飞等教授编著的《液体火箭发动机推力室设计》一书,仅供结构设计参考。
参考LS佬的文章 868786 ,内容详细,给出了曲面型面设计方法。
设计理论推力270N,中间体直径5mm,推进剂为rap669#,使用特征线法近似设计曲线型面。使用犀牛进行了3D建模。
注意喷管燃气通道和中间体型面处设计。两处可能因高压高温燃气冲刷导致严重侵蚀,注意特别处理。
后面对建模后对喷管使用fluent进行
极其粗糙の流体力学仿真,简单观察喷管工作状况。
这里仅仅使用了ideal-gas,还请见谅……
发动机喷管和堵头使用了304不锈钢,发动机壳体6061铝合金,PC管隔热。考虑发动机设计尺寸小、压力小,认为卡簧式固定方法满足发动机固定需求。着重说明下我们的发动机喷管位置设计示意
将二者上下叠放,燃气从燃烧室通过下喷管部分的燃气孔,到达二者连接而成的真·燃烧室(理论上来说该喷管为环形燃烧室),再到达曲线型面进行膨胀偏转。这种结构虽然解决了固发固定中间体的问题、加工简单,但是燃气通过燃气孔时其流体学参数已经改变,到达真·燃烧室时实际情况与理论设计用的所谓燃烧室不符,并且此固定方式要求加工精度较高,认为需要改进。
下面进行发动机测试准备。
我们使用669#燃料,具体参考御坂18650佬的 876536 帖子。使用原配氧化铅催。因为聚四氟乙烯具有自润滑效果,因此我们选用聚四氟乙烯棒做小尺寸燃料柱的燃料孔模具。
因经济有限,且如此小尺寸(28*100mm)燃料柱对较小气泡影响并不过于敏感,因此违背规定没有进行真空除泡工艺,以压铸取而代之。(下次注意……
离谱装配↓
VID_20240803_023633.mp4 点击下载
装配完毕
下一步: 发动机试车!
特别鸣谢北域喷气推进协会,琅琊喷气推进提供的试车场地。
点火!
VID_20240802_212909.mp4 点击下载
点火瞬间建压,下面盯帧浅析。
点火药工作,瞬间建压。
上室压。从出口位置燃气状态看出和拉瓦尔有本质区别。
消息:补燃了。
坏消息:中间体烧蚀严重,开始喷溅钢屑
余药燃烧,收工~
VID_20240802_195111.mp4 点击下载
烧的通红……
由于点火药使用了含有氧化铜的粉末rap,导致颜色偏紫。
测试结果:发动机实际测试推力296N,接近理论值;发动机工作状态除中间体烧蚀外,其它良好;明确了实际工作状态,与仿真结果相近。
反思:注意设计时要考虑严重烧蚀,应考虑更换更好的材料或设计优化;喷管固定方式差,需要更换;注意设计喷燃比、燃通比,谨防喘燃和侵蚀燃烧;密封措施必须做好,不要嫌装配费力就投机取巧;试车前一定带齐工具,提前预估可能的事故并准备好相应处理方式,试车必须规范。
最后,放张试车完毕拆解图片做结尾
希望各位提出建议,谢谢!
后期可能会再设计一款膨胀偏转喷管进行更详细的测试。
[修改于 2个月3天前 - 2024/08/03 14:47:46]
端面阻燃没?设计压强,喷燃比,中孔直径,推力曲线好像都没有,想看(居然有296N的推力)
端面阻燃没?设计压强,喷燃比,中孔直径,推力曲线好像都没有,想看(居然有296N的推力)
端面未阻燃,已经考虑了端面推移问题。压强4MPa,喷燃比为153~279,
中孔12mm。推力曲线被扔到一大坨电子废物里面了,还在找,稍后发
补充一下,膨胀偏转在不同大气压下工作情况 这里就用速度展示了
支持支持,要是数据能再多点就好了,比如推力曲线和比冲总冲
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