复杂形式球型收敛调节片喷管内流场计算及分析

为了分析复杂形式球型收敛调节片喷管(SCFN)三维内流场特性, 对六角形和领结形的SCFN进行几何建模, 并利用N-S方程和S-A模型, 对两种喷管在不同落压比(NPR)下进行了内流场数值模拟.研究表明, 计算结果与实验结果吻合较好;在此基础上, 对两种喷管的流场特性及性能进行了比较分析.      

带喉道注气的轴对称收扩喷管内流场计算研究

通过对带喉道注气控制的轴对称收扩喷管内流场计算研究,分析了喉道注气对喷管内流特性的影响.研究结果表明,相同落压比(NPR)下,随着二次流压比(SPR)的增大,喷管推力系数和流量系数均减小,其中对喷管推力系数的影响低于2%,而对喷管流量系数的影响可超过15%.并在此基础上,分别研究了喷管扩张比和调节片长度对喉道控制效果的影响,得到研究范围内相对较好的喷管计算模型.      

扩张段射流对旁路式双喉道喷管矢量特性的影响研究

为探究腔体扩张段射流对旁路式双喉道喷管气动矢量特性的影响,采用数值模拟方法对喷管在不同次流入射位置和次流压比下的内流情况进行仿真研究.结果表明:在扩张段引入次流能够改善喷管内流性能,随着次流入射位置后移,推力矢量角先增大后减小,推力系数逐渐增大且增幅渐缓;随着次流压比增加,喷管推力矢量角逐渐增加后基本保持不变,推力系数...     

旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究

旁路式双喉道喷管(BDTN)通过设置旁路通道即可实现稳定的推力矢量,无需增加额外的高压气源和次流系统,研究其推力矢量特性对于提高飞行器的机动性和敏捷性具有重要意义。采用数值方法对BDTN在不同落压比下的内外流场及其在高温高压环境下的内流特性进行数值仿真。结果表明:BDTN的流场结构与普通双喉道喷管(DTN)相仿,但矢量效果更好,可在推力系数为0.966的同时获得24.6°的推力矢量角;落压比(NPR)大于4时,随着入口总压的增加,喷管推力矢量角和推力系数均逐渐减小;在入口总温为3 000K、落压比为100时,喷管的推力矢量角减小至12.75°,推力系数减小至0.882,即高温高压的内流环境对喷管矢量性能具有很大的消极影响。     

二次流喷射位置对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟

数值模拟了二次流喷射位置对基于激波控制的二维收-扩(2DCD)喷管的流体推力矢量气动性能,结果表明喷射位置对矢量角有较大影响,在喷管落压比NPR=4.5时,二次流喷射位置相对位于喷管发散段中部时,矢量角最大;在NPR≥7.2时,二次流喷射位置越靠近出口,矢量角越大.喷射位置对推力系数及流量系数的影响不大.      

基于数值模拟的轴对称矢量喷管内流特性研究

采用三维有粘定常程序计算了轴对称矢量喷管的内流特性,研究了尺寸缩比、冷热态的影响,并与冷态缩比模型矢量特性试验结果进行了对比;给出了设计工况的内流特性,讨论了几何矢量角、喷管落压比对内流特性的影响.研究结果表明,尺寸缩比、冷热态对内流特性的影响均很小,冷态缩比模型试验结果可以真实地反映设计工况的内流特性,轴对称矢量喷管在设计工况下具有良好的内流特性,并且几何矢量角、喷管落压比对内流特性均有影响.      

三轴承旋转喷管矢量偏转规律及流场特性研究

基于短距/垂直起降战斗机用三轴承旋转喷管的特殊设计要求,通过几何约束条件开展了三轴承旋转喷管型面设计方法及运动规律推导与研究,研究了非线性和线性两种喷管矢量角控制规律下的三段筒体随时间的旋转规律。根据小型涡轮喷气发动机的几何尺寸,利用发展的型面设计方法和喷管筒体旋转规律,设计了小尺寸三轴承旋转喷管,并利用CFD数值模拟技术对该喷管的流场特性进行了计算与分析。通过CFD数值模拟技术得到了不同矢量角下喷管的三维流动特性及不同落压比下的气动特性。结果表明:采用喷管矢量角非线性控制规律可以减少非线性控制变量,保证喷管机动性的前提下减小了喷管的设计难度和控制复杂度;基于小型涡轮喷气发动机设计的三轴承旋转喷管0°的推力系数较理想喷管低,90°的推力系数较理想喷管高,喷管在地面最大落压比下0°比90°推力系数高约1%。     

塞式矢量喷管热态内流特性试验

为了获取塞式矢量喷管的几何偏转角（0°、10°、15°）和落压比（2～6）对喷管的总压恢复系数、推力系数和气动矢量角的 影响规律,开展了塞式矢量喷管热态内流特性试验研究。试验结果表明：在非偏转及偏转状态下,塞式喷管的总压恢复系数均高于 0.99,表明喷管具有良好的内流特性;塞式喷管在低的可用压比情况下仍具有较高的推力系数,验证了塞式喷管在较低的可用压比 情况下仍具有较高的推力系数;在几何偏转角固定时,气动偏航角基本稳定;在几何偏转角为15毅时,气动矢量角最大可达15.5毅, 即喷管气动偏转角度与几何偏转角度相匹配,二者呈正比关系。     

轴对称双喉道流体控制矢量喷管三维数值模拟

对轴对称双喉道流体控制矢量喷管的流场进行了数值模拟,研究了喷管气动参数(主、次流落压比)对其内特性(流量系数、推力系数、推力矢量角和推力矢量效率)的影响,并与试验数据进行了对比.研究结果表明,在计算工况下,当喷管次流流量比恒定时,喷管推力矢量角随主流落压比的升高而降低,喷管流量系数和推力系数先是随主流落压比的升高而升高,在某-主流落压比时达到最大值,而后喷管推力系数随主流落压比的升高逐渐降低,流量系数则基本维持不变.当喷管主流落压比固定时,随着次流落压比的升高,推力矢量角也随之增加,推力系数无明显变化,而流量系数则呈下降趋势.     

带尾翼干扰的喷管- 后体一体化流场数值模拟

当飞行器处于高亚声速或者是跨声速飞行状态时,其喷管-后体部分一般都会产生相当可观的气动阻力。为研究喷管-后体的气动特性,使用WJ2000显式代数雷诺应力模型和CG K-epsilon 2方程模型对几种单发带尾翼、不带尾翼的喷管-后体模型在外流马赫数Ma=0.9时进行了数值模拟。计算结果表明:尾翼的干扰是有利于减小喷管阻力的;除了无尾翼模型外,尾翼错位布置的喷管-后体模型的总阻力是最小的,这主要是因为同位布置的尾翼本身会产生较大的压差阻力;后体形状对喷管-后体流场也有重要影响。     

机械式轴对称矢量喷管动态偏转的矢量特性研究

采用限体积法在同位网格中对满足几何守恒定律的控制方程进行离散化,对某一轴对称矢量喷管在几何偏角速度大小为40°/s下从0°偏转到14.2°过程中的内外流场采用压力隐式分离算法(PISO)进行了数值模拟,分析了该喷管在不同的落压比、不同的外流速度下偏转时,喷管内外流场的动态变化特性,几何偏角和气动矢量角的关系,当喷管偏转后在内壁面产生分离时,喷管的气动矢量角振荡。研究结果为矢量喷管的设计和发动机控制技术的研究提供了参考。      

一种低空满流的大面积比液体火箭发动机喷管

针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管（低空满流喷管）壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明：基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。     

球形收敛调节片推力矢量喷管的发展

球形收敛调节片喷管(SCFN)是一种正在研制中的先进的轴对称/非轴对称混合式推力矢量喷管。简述了它的发展现状并总结了其结构特点,并指出,它是一种具有发展潜力的推力矢量喷管。     

不同形状喷嘴的旋流冲击射流压力损失和传热特性实验

提出了一种旋流喷嘴,即圆孔内径设有四条螺旋槽道的类螺纹孔喷嘴。实验对比研究了同一螺旋角下三类旋流喷嘴(插件、内置扭转带、导叶片)与螺纹孔喷嘴在雷诺数为6000、12000下靶面传热特性。分析了各喷嘴对应的气源室压力与流量系数。实验结果表明,螺纹孔喷嘴在靶面的中心区保持了高的传热效率,驻点努塞尔数比其他三种喷嘴高出29.7%~43.3%,当射流空间受限时(半封闭空间)所有喷嘴的努塞尔数下降了40%~60%,内置插件喷嘴下降幅度最大;另外,四种旋流喷嘴中,内置插件喷嘴的气源腔室压力最大,比最小的螺纹孔喷嘴高出一个数量级还多,压力损失系数的分析表明螺纹孔喷嘴的压力损失系数最小,仅是内置插件喷嘴的1/4左右,且雷诺数增大一倍,内置插件喷嘴的压力损失系数平均下降14%,下降幅度最大。      

涡轮发动机可调收扩喷管主要性能影响因素

采用数学方法对影响收扩喷管流量系数和推力系数的因素进行了定量分析,将特定结构参数的收扩喷管流量系数转化为喷管喉道直径D8的函数,将推力系数转换为喷管喉道面积A8和喷管面积比Ar的函数,并通过数值模拟对流量系数和推力系数函数的准确性进行了校验。研究结果表明:这2个函数可以较好地反映流量系数和推力系数的变化趋势,通过对其求解可以快速得到收扩喷管在某一状态的性能参数。利用公式得到可调收扩喷管推力系数最大点出现在略欠膨胀的工作状态。     

基于数值模拟的轴对称矢量喷管性能预测数学模型

基于三维数值模拟,对不同轴对称矢量喷管在多种工作状态下的内外流场进行了研究,分析了扩张角及扩张段长度对喷管有效矢量角的影响.基于最小二乘曲面拟合理论,建立了自变量包括扩张角、扩张段长度/喉道直径、落压比/设计落压比、几何偏转矢量角的多变量轴对称矢量喷管性能预测数学模型,并根据已有实验数据,对该模型进行了验证结果表明:推力系数误差最大为0.41%,流量系数误差最大为1.58%,矢量角误差最大为1.76°.建立的数学模型通用性较强,实现了用统一的模型对不同喷管性能参数进行预测和分析,具有一定的工程意义.      

液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展

喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响,本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。     

Experimental Investigation of Nozzle Effects on Thrust and Inlet Pressure of an Air-breathing Pulse Detonation Engine

Nozzle effects on thrust and inlet pressure of a multi-cycle air-breathing pulse detonation engine (APDE) are investigated experimentally. An APDE with 68 mm in diameter and 2 050 mm in length is operated using gasoline/air mixture. Straight nozzle, converging nozzle, converging-diverging nozzle and diverging nozzle are tested. The results show that thrust augmentation of converging-diverging nozzle, diverging nozzle or straight nozzle is better than that of converging nozzle on the whole. Thrust augmentation of straight nozzle is worse than those of converging-diverging nozzle and diverging nozzle. Thrust augmentations of diverging nozzle with larger expansion ratio and converging-diverging nozzle with larger throat area range from 20% to 40% on tested frequencies and are better than those of congeneric other nozzles respectively. Nozzle effects on inlet pressure are also researched. At each frequency it is indicated that filling pressures and average peak pressures of inlet with diverging nozzle and converging-diverging nozzle with large throat cross section area are higher than those with straight nozzle and converging nozzle. Pressures near thrust wall increase in an increase order from without nozzle, with diverging nozzle, straight nozzle and converging-diverging nozzle to converging nozzle.     

低损失融合式预旋喷嘴设计与研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明:融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

二维塞式喷管再生冷却换热的数值模拟

为了解塞式喷管再生冷却的换热特性 ,建立了二维型面塞式喷管计算模型 ,采用数值模拟的方法 ,研究了不同工况下塞式喷管的流场和换热特性。计算中 ,假定塞式喷管中的流动为冻结流动 ,考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热 ;采用二阶迎风格式离散控制方程 ,及 DO( Discrete Ordinates)模型离散求解辐射换热方程 ,水蒸气的吸收系数根据 Leckner公式计算。计算结果表明 :内喷管的受热情况最严重 ,需要重点考虑 ;塞锥的热防护随工作状况而改变 ,地面工况下塞锥的受热最严重 ,随着压比的升高 ,塞锥的受热逐渐减轻 ,最后不随环境压强而改变 ;塞锥型面设计不合理致使塞锥出现很高的温度峰值