液體火箭發(fā)動機燃燒動力學模型與數(shù)值計算

內(nèi)容概要

　　液體火箭發(fā)動機燃燒動力學研究是液體火箭發(fā)動機研制與設(shè)計過程中的一項重要內(nèi)容，《液體火箭發(fā)動機燃燒動力學模型與數(shù)值計算》系統(tǒng)地介紹了液體火箭發(fā)動機燃燒動力學模型和數(shù)值計算方法，論述了數(shù)值計算在自燃推進劑、低溫推進劑和三組元推進劑液體火箭發(fā)動機燃燒動力學過程研究中的應(yīng)用，重點分析了燃燒不穩(wěn)定性激勵機理、影響因素、被動控制和主動控制機理等最新的研究成果；還對液體火箭發(fā)動機內(nèi)外燃燒一體化流場及其輻射特性數(shù)值計算、液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)響應(yīng)動態(tài)特性建模與仿真進行了研究。書中模型和算法可應(yīng)用于多種類型液體火箭發(fā)動機燃燒過程與穩(wěn)定性研究，很多的數(shù)據(jù)、圖表和分析是作者及課題組多年來從事發(fā)動機燃燒動力學的研究成果，思想新穎，內(nèi)容實用。
　　本書可作為高等院校相關(guān)專業(yè)的教師、研究生和高年級本科生的教材、參考書，亦可供從事液體火箭發(fā)動機研究、設(shè)計的工程技術(shù)人員參考。

書籍目錄

第1章液體火箭發(fā)動機基礎(chǔ)
　1.1概述
　1.2液體火箭發(fā)動機推力室
　　1.2.1推力產(chǎn)生過程
　　1.2.2推力室基本部件
　　1.2.3推力室工作過程
　　1.2.4推力室燃燒過程組織
　1.3液體火箭發(fā)動機工作過程
　　1.3.1啟動
　　1.3.2關(guān)機
　　1.3.3點火
　　1.3.4吹除與預冷
　1.4液體火箭發(fā)動機主要性能參數(shù)
　　1.4.1推力
　　1.4.2總沖量與比沖量
　　1.4.3特征速度與推力系數(shù)
　　1.4.4推進劑質(zhì)量混合比與混合比偏差
　　1.4.5推進系統(tǒng)參數(shù)對火箭性能的影響
　　參考文獻
第2章液體火箭發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性
　2.1概述
　2.2燃燒不穩(wěn)定性基本概念
　　2.2.1燃燒不穩(wěn)定性激發(fā)的基本原理
　　2.2.2燃燒不穩(wěn)定性的分類
　　2.2.3燃燒不穩(wěn)定性研究評述
　2.3燃燒不穩(wěn)定性控制方法
　　2.3.1被動控制
　　2.3.2主動控制
　2.4燃燒穩(wěn)定性的評定
　　2.4.1穩(wěn)定性評定目的
　　2.4.2穩(wěn)定性評定方法
　2.5燃燒不穩(wěn)定性分析模型
　　2.5.1高頻燃燒不穩(wěn)定性分析模型
　　2.5.2低頻和中頻燃燒不穩(wěn)定性分析模型
　　2.5.3燃燒不穩(wěn)定性分析模型評述
　2.6燃燒不穩(wěn)定性數(shù)值計算基本步驟
　　2.6.1建立基本守恒方程組
　　2.6.2確定邊界條件
　　2.6.3建立物理模型封閉守恒方程
　　2.6.4制定求解算法
　　2.6.5編制、調(diào)試程序
　　2.6.6模擬結(jié)果的試驗驗證
　　2.6.7改進模型及算法
　　參考文獻
第3章液體火箭發(fā)動機燃燒動力學模型
　3.1概述
　3.2氣相流動控制方程
　　3.2.1直角坐標系
　　3.2.2圓柱坐標系
　　3.2.3任意曲線坐標系
　3.3霧化過程模型
　　3.3.1離心式噴嘴
　　3.3.2直流自擊式噴嘴
　　3.3.3直流互擊式噴嘴
　　3.3.4同軸直流噴嘴
　3.4液滴蒸發(fā)模型
　　3.4.1自燃推進劑分解模型
　　3.4.2自燃推進劑蒸發(fā)／分解燃燒模型
　　3.4.3液氧液滴高壓蒸發(fā)模型
　　3.4.4烴類燃料液滴高壓蒸發(fā)模型
　3.5湍流流動模型
　　3.5.1代數(shù)模型
　　3.5.2 單方程模型
　　3.5.3 k-ε雙方程模型
　3.6兩相流動模型
　　3.6.1顆粒軌道模型
　　3.6.2顆粒相在流場中的流動特性
　　3.6.3顆粒在流場中運動軌跡的求解
　　3.6.4液霧湍流擴散方程
　　3.6.5液滴對氣相的源項
　3.7湍流燃燒模型
　　3.7.1阿累尼烏斯定律
　　3.7.2e.b.u.模型
　　3.7.3其他燃燒模型
　　參考文獻
第4章液體火箭發(fā)動機燃燒動力學數(shù)值計算方法
　4.1概述
　4.2數(shù)值計算方法概述
　　4.2.1數(shù)值網(wǎng)格生成
　　4.2.2微分方程離散
　　4.2.3代數(shù)方程求解
　4.3piso算法-
　　4.3.1通用方程的離散
　　4.3.2二階迎風格式
　　4.3.3算子分裂方法
　　4.3.4非交錯網(wǎng)格下壓力——速度耦合方程
　　4.3.5差分方程組求解
　4.4macconnack算法
　4.5邊界條件
　　4.5.1人口邊界條件
　　4.5.2出口邊界條件
　　4.5.3對稱軸處的邊界條件
　　4.5.4壁面邊界條件
　4.6計算網(wǎng)格的生成
　　參考文獻
第5章自燃推進劑火箭發(fā)動機燃燒動力學
　5.1概述
　5.2自燃推進劑蒸發(fā)燃燒特性
　　5.2.1 mmh蒸發(fā)特性
　　5.2.2nto蒸發(fā)特性
　　5.2.3噴霧燃燒穩(wěn)態(tài)流場
　5.3燃燒不穩(wěn)定數(shù)值評定
　　5.3.1不穩(wěn)定燃燒模型
　　5.3.2燃燒穩(wěn)定性評定方法
　5.4燃燒穩(wěn)定性影響因素
　　5.4.1霧化液滴平均直徑
　　5.4.2推進劑初始溫度
　　5.4.3燃燒室壓力
　　5.4.4混合比
　5.5聲腔抑制燃燒不穩(wěn)定性
　　5.5.1聲腔理論模型
　　5.5.2非線性分析
　　5.5.3算例分析
　　參考文獻
第6章低溫推進劑火箭發(fā)動機燃燒動力學
　6.1概述
　6.2同軸直流噴嘴噴霧燃燒過程動力學
　　6.2.1物理模型與方法
　　6.2.2氫氧燃燒動力學
　　6.2.3氫氧燃燒過程火焰穩(wěn)定機理
　　6.2.4氫氧超臨界噴霧燃燒過程演化機理
　6.3氫氧火箭發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性影響規(guī)律
　　6.3.1混合比
　　6.3.2燃燒室壓力
　　6.3.3噴射速度比
　　6.3.4氫噴射溫度
　6.4輪轂／徑向噴嘴隔板抑制氫氧發(fā)動機燃燒振蕩的效果與機理
　　6.4.1隔板燃燒室三維穩(wěn)態(tài)燃燒流場
　　6.4.2燃燒室壓力振蕩特征的重現(xiàn)
　　6.4.3對切向模式燃燒不穩(wěn)定的控制效果
　　6.4.4對徑向模式燃燒不穩(wěn)定的控制效果
　　6.4.5隔板抑制燃燒振蕩的機理
　6.5 液氧/甲烷火箭發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性評估
　　6.5.1 三維燃燒流場
　　6.5.2燃燒不穩(wěn)定性評估
　　6.5.3與氫氧火箭發(fā)動機燃燒特性的比較
　　6.5.4輪轂／徑向噴嘴隔板抑制液氧／甲烷發(fā)動機低頻燃燒振蕩的效果
　　6.5.5低頻燃燒振蕩發(fā)生機理
　　參考文獻
第7章三組元液體火箭發(fā)動機燃燒動力學
　7.1概述
　7.2不穩(wěn)定燃燒的非線性分析
　　7.2.1非線性動力學基本概念
　　7.2.2非線性場振子模型
　　7.2.3發(fā)動機燃燒過程中的混沌現(xiàn)象
　7.3燃燒不穩(wěn)定性影響因素分析
　　7.3.1氫含量
　　7.3.2活化能
　　7.3.3煤油液滴噴射速度
　　7.3.4煤油液滴尺寸分布特性
　7.4亥姆霍茲諧振腔抑制燃燒不穩(wěn)定性
　　7.4.1激發(fā)不穩(wěn)定燃燒
　　7.4.2亥姆霍茲諧振腔對振蕩的抑制作用
　7.5燃燒不穩(wěn)定性主動控制
　　7.5.1主動控制原理
　　7.5.2主動控制仿真結(jié)果
　　參考文獻
第8章液體火箭發(fā)動機內(nèi)外燃燒流場一體化計算
　8.1概述
　8.2火箭發(fā)動機內(nèi)外燃燒流場特征
　　8.2.1基本概念
　　8.2.2尾流效應(yīng)
　　8.2.3關(guān)鍵技術(shù)
　8.3火箭發(fā)動機內(nèi)外燃燒流場數(shù)值計算結(jié)果
　　8.3.1物理模型與算法
　　8.3.2計算結(jié)果
　8.4火箭導彈尾流輻射特性
　　8.4.1輻射傳輸方程
　　8.4.2 輻射幾何學
　　8.4.3計算結(jié)果
　　參考文獻
第9章液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)響應(yīng)動力學
　9.1概述
　9.2推進劑供應(yīng)系統(tǒng)動態(tài)響應(yīng)特性分析模型
　　9.2.1管路動力學方程
　　9.2.2貯箱增壓氣體狀態(tài)方程
　　9.2.3沿程損失和局部損失
　　9.2.4水擊壓差估算
　9.3推力室動態(tài)響應(yīng)特性分析模型
　　9.3.1電磁閥的流量及損失模型
　　9.3.2噴注器的準穩(wěn)態(tài)方程
　　9.3.3推力室動態(tài)過程分析模型
　9.4系統(tǒng)動力學方程的求解方法
　　9.4.1特征線方法
　　9.4.2特征方程差分形式
　　9.4.3特征線方法的穩(wěn)定性條件
　9.5推進系統(tǒng)系統(tǒng)響應(yīng)動力學特性
　　9.5.1管路瞬變特性
　　9.5.2啟動與關(guān)機過程動態(tài)特性
　　9.5.3推進系統(tǒng)脈沖工作特性
參考文獻
附錄

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：插圖：推進系統(tǒng)，又稱“動力系統(tǒng)”或“動力裝置”，是利用反作用原理為飛行器提供推力的整套裝置，是飛行器的重要組成部分。對運載火箭而言，推進系統(tǒng)是一個獨立的分系統(tǒng)。火箭推進系統(tǒng)按其使用的能源和工質(zhì)不同可分為化學火箭推進系統(tǒng)和特種火箭推進系統(tǒng)。化學火箭推進系統(tǒng)使用化學火箭發(fā)動機。化學火箭發(fā)動機使用自身攜帶的推進劑在燃燒室中燃燒或分解釋放化學能，燃燒產(chǎn)物經(jīng)噴管高速噴射轉(zhuǎn)變成動能，產(chǎn)生反作用力。推進劑既是能源又是工質(zhì)，即能源與工質(zhì)是一體的。目前，化學火箭推進系統(tǒng)廣泛用作運載火箭與導彈的動力裝置，按使用的火箭發(fā)動機不同，可分為液體火箭推進系統(tǒng)、固體火箭推進系統(tǒng)等。液體火箭推進系統(tǒng)使用液體火箭推進劑，一般包括液體火箭發(fā)動機、推進劑貯箱、貯箱增壓系統(tǒng)、推力矢量控制系統(tǒng)、管路和閥門組件等。對于大型液體火箭推進系統(tǒng)，推進劑貯箱是火箭結(jié)構(gòu)的一部分。液體火箭發(fā)動機是液體推進劑火箭發(fā)動機的簡稱，適應(yīng)性強，技術(shù)相對成熟，是液體彈道導彈、運載火箭、航天器、航天飛機等的主要動力裝置，也可為彈（箭）及航天器的姿態(tài)控制、軌道轉(zhuǎn)移、空間對接等提供動力，在慣性飛行期間，還可為推進劑管理（推進劑沉底及液面保持）提供動力等。液體火箭發(fā)動機的性能很大程度上決定了上述運載火箭與航天飛行系統(tǒng)的先進與否，航天事業(yè)的飛速發(fā)展和巨大成就，都與液體火箭發(fā)動機的發(fā)展和應(yīng)用密切相關(guān)。

編輯推薦

《液體火箭發(fā)動機燃燒動力學模型與數(shù)值計算》由國防工業(yè)出版社出版。

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