含圆柱段喷管中的侧向力与侧向力矩研究

木文研究了含圆柱段喷管中的三维流动及其引起的侧向力与侧向力矩。分为两个方面:非对称扰动下圆柱段中的三维流动及其引起的侧向力和侧向力矩;在一般入口条件下喷管扩张段中的非对称流动及其引起的侧向力和侧向力矩。使用了理论和实验两种研究方法,得出了一致的结果。研究的方法电可用于其它类型的喷管。     

三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。     

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.      

双向旋转变喉面流量调节阀热应力分析

以ANSYS软件为工具,时均化N-S方程、RNGkε-湍流模型和傅里叶热传导模型为基础,建立三维面对称纯气相流动和固体热传导模型;采用流固耦合的方法,设置流场和固体区域交界面为热耦合面,分析了喷管内流场特性和喷管体与轴阀固体区域的温度、应力分布。结果表明在喷管喉部圆柱段的温度最高,调节阀的等效喉部段和等效扩张段出现了应力集中的现象,两者都随轴阀转角的增加、工作时间的延长而增大。     

发动机喷管加载系统设计与仿真技术研究

发动机喷管加载系统可根据载荷谱实现喷管内流及外流载荷的叠加模拟。文中开展了发动机喷管加载系统设计与仿真技术研究,设计了一种喷管加载系统,并进行了仿真验证,结果表明：喷管加载系统载荷控制性能良好,能够较好的实现加载功能。通过喷管加载系统可以给A9作动器施加运动过程中的载荷,对于喷管作动器的研究具有重要的意义。     

波瓣式主喷管排气引射系统的高速冷态推力特性试验研究

对基准圆柱收敛喷管、五种波瓣主喷管、以及波瓣主喷管与带扩压段的混合管和不带扩压段的混合管所组成的不同排气引射系统进行了推力随喷管前压力(0.15～0.5MPa)变化的特性试验。试验结果表明:波瓣主喷管排气引射系统在高速排气条件下也具有较好的应用前景;但在设计上,必须考虑高速,尤其是超音排气的气动特点所带来的相关问题。      

解密发动机的矢量喷管

就如同矢量发动机不能与矢量喷管划等号一样,二维喷管、三维喷管也不可以和矢量喷管混为一谈。无论是二维喷管,还是三维喷管,只有设置了专门的喷口偏转装置才能实现喷流(推力)的换向,也才可以被称之为矢量喷管,即演变成二维矢量喷管和三维矢量喷管。三维矢量喷管的类型和特点从主要的使用功能上分,三维矢量喷管大致可划分为两大类:     

双喷管差动式小推力测量装置的设计与分析

为了研究喷管型面对小推力火箭发动机推力性能的影响,设计并建设了双喷管差动式小推力测量装置及其附属设备.在测量装置中,基准喷管和待测喷管同轴反向设置,通过测量结构应变来直接测量两个喷管的推力差.对测量装置进行了简化模型理论分析,导出其灵敏系数理论公式.依据该公式进行关键参数设计,确定合理的灵敏系数,指导试验系统设计,以保证测量精度.验证性试验表明测量装置可以测量牛级推力差,标定曲线线性较好,以基准喷管推力作为比较对象,推力差的相对扩展不确定度为0.5％.推力差与基准喷管推力的比值越小,以基准喷管推力为比较对象的相对测量不确定度越小.测量装置可以用于小推力火箭发动机喷管性能分析及优化的试验研究.     

发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验

为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷,搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统,通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷,分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验喷管在发动机起动/关机过程中均存在3个峰值侧向载荷,起动过程中分别对应着初始正激波向稳定自由激波分离的转变过程、自由激波分离向受限激波分离的转变过程以及分离激波结构处于“末端振动状态”,关机过程则恰好相反,而且关机过程相对起动过程的峰值侧向载荷发生压比存在一定的迟滞效应;喷管壁面的周向应变对侧向载荷非常敏感,而壁面轴向应变却基本不受喷管侧向载荷的影响;喷管侧向载荷是激励喷管振动的主导因素,并在试验喷管发生“末端振动效应”时,振动加速度峰值达到最大为80g。      

高硅氧/酚醛喷管扩张段的温度场计算与测定

本文通过圆柱座标系径向瞬时热传导偏微分方程,对喷管硅基内衬扩张段进行了温度分布数值计算.喷管结构是以石墨为喉衬,高硅氧/酚醛为收敛段、扩张段内衬,并为喉部背衬;壳体是钢.计算中考虑材料烧蚀时形成炭化层、热解层、原始材料层等多层结构,以及烧蚀边界的退移和材料物性随温度的变化.通过座标变换,将移动边界问题转化为定边界问题,计算结果与实验结果吻合良好.     

火箭发动机喷管非定常侧向力和流固耦合研究进展

为了提高现代火箭的运载性能,发动机趋于采用大面积比喷管。然而,大面积比喷管由于低空高背压会产生过膨胀现象,导致喷管内部流动分离的非定常和非对称特性,并且发生显著的侧向载荷问题,巨大的侧向载荷又引起喷管的流固耦合现象。总结了喷管流动分离的研究现状,阐述了不同时期喷管侧向载荷的研究目标及成果,并分析了引起喷管侧向载荷的因素。在侧向载荷分析基础上,进一步分析了喷管流固耦合问题的研究进展及方法,最后指出了所存在的科学问题,剖析了喷管侧向载荷设计的关键力学问题,并对今后喷管侧向力问题的研究方向提出了设想。     

启动过程对大膨胀比喷管外压失稳的影响研究

针对上面级发动机大膨胀比喷管高模试车时发生的外压失稳现象,进行了高模试车时的稳定工作和启动过程数值仿真和实验研究。结果表明:对于室压4.5MPa,环境压力87k Pa,喷管面积比70的上面级发动机,稳定工作时,喷管承受的是内压载荷,不会发生外压失稳;不预抽真空启动时,喷管内的流场建立过程所需的时间很短约0.4s,而试验舱的压力只能依靠发动机的引射而降低,从0.4s开始喷管承受较大的外压载荷,直至10s左右试验舱的压力低于喷管内壁压力,在较长时间内喷管一直承受外压载荷,很容易发生外压失稳;预抽真空启动时喷管在0.14s到0.42s时间段承受外压载荷,且只在0.14s到0.25s内承受的外压载荷较大,喷管承受外压载荷的时间很短,不会发生外压失稳;启动前抽真空是避免喷管发生外压失稳的一种有效手段。     

两相流喷管扩散段型面优化计算

本文论述了用两相喷管流动计算程序按直接优化法寻找两相流喷管最佳扩散段型面的方法,着重讨论了两相超音速流场计算中的网格结点、颗粒阻力系数和传热系数。算例中给出了抛物线、圆弧线和三次曲线喷管的计算结果。算例指出;喷管扩散段采用不同的曲线族,其最佳型面的初始膨胀角是不同的。      

超音速喷管收缩扩张段匹配问题研究

超音速喷管由收缩和扩张两段组成,是高速风洞中获得超音速流动的重要部件。对于超音速喷管收缩段设计方法的研究较多,但尚未见到喷管收缩段的几种设计型面曲线如何与扩张段合理匹配问题的研究。针对以上的问题,利用CFD数值模拟方法对几种收缩曲线与扩张段匹配问题进行了计算。通过对计算结果进行对比分析,发现不同收缩曲线对超音速喷管内流有一定的影响,分析了流场特征,展示了马赫数在喷管内部的分布。     

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.      

俄罗斯АЛ—37ФУ发动机

AЛ-37ΦУ发动机是留里卡—土星设计局为Cy-37飞机研制的一台双轴涡扇发动机。该机是AЛ-31Φ发动机的改进型,它包括4级低压压气机、9级高压压气机、环形燃烧室、高低压涡轮、涡轮冷却系统、加力燃烧室、收敛一扩散喷管几个单元体。具体改进有: ·发动机进口直径由0.910m增大到0.932m; ·采用内冷技术,涡轮进口温度达1665K; ·采用钛合金轴对称矢量喷管,通过环形转向装置可在俯仰方向转向±15;     

二维喷管两相流动实验理论研究

 一、实验研究 （1）实验装置 图1是实验装置系统示意图。整个系统分为气源,颗粒输送器,过渡段,实验喷管和测量仪器五个部分。实验中气相用压缩空气,颗粒相用铝粉。 气源由两个贮气罐构成,输入端接高压管路,输出端接过渡段。颗粒经由粒子输送轴上的螺旋形通道,被送到过渡段与气相混合。颗粒质量流量通过辅的转速来控制。过     

波瓣混合流场流向涡的数值分析

借助N-S方程对波瓣喷管混合装置的流场进行了数值分析。采用三维贴体曲线坐标,非交错网格法和K－ε两方程湍流模型,对波瓣喷管内外两侧的气流通道及波瓣喷管下游的混合段流场统一进行了数值计算。得出了速度场和流向涡及正交涡的分布,并对流向涡的发展规律及其对正交涡分布规律的影响作了分析。并对混合管壁面的压力分布和出口速度型与实验值进行了比较。     

火箭发动机喷管内型面优化设计

以两种空-空导弹固体火箭发动机喷管作为算例,为此,建立固体火箭发动机的质量模型,喷管的质量比冲模型和目标函数模型,选择五种喷管扩散段内型面:锥形喷管,抛物线喷管,双圆弧喷管,二次多项式喷管和三次多项式喷管,进行优化设计,利用优化理论,成功地完成了五个设计变量的优化问题。优化结果表明,所建立的计算模型是正确的,并可用于其它大中型号的喷管设计。     

复合喷管热结构耦合计算的一种策略

基于流固耦合完成复合喷管流动换热、传热过程温度场的数值模拟,编写了计算流体动力学(CFD)与有限单元法(FEM)的接口程序,快速实现温度载荷和机械载荷数据的传递,提出了复合喷管热结构耦合计算一种策略.利用直接约束法考虑了复合喷管部件界面问高温碳化带来的边界非线性因素.计算结果表明耦合方法得到的复合喷管温度场是合理的,高...