1.8米风洞喷管内壁的电铸制造

风洞喷管内壁(以下简称喷管)是风洞的关键部件之一。它要求内表面有高的尺寸精度与表面光洁度,通常用机加工组合或整体电铸的方法制造。这两种加工方法相比,整体电铸法具有内表面尺寸精度高、表面光洁度好、没有连接缝等优点,从而可以得到高质量的气体流,喷管的纵向温度梯度也小。据报导     

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

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。     

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。     

S弯二元喷管红外辐射特性实验

基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。      

三轴承偏转喷管驱动力矩计算及动态特性分析

基于三轴承偏转喷管（3BSN）运动规律模型及给定的三轴承偏转喷管偏转规律,建立三轴承偏转喷管各段旋转喷管的驱动力矩计算模型.分别对3段旋转喷管进行了受力分析,得出了喷管重力及燃气气动力对各段喷管旋转瞬轴的力矩随喷管偏转角度的变化规律.改变喷管可实现最大偏转角度及第2,3段喷管长度得出了喷管几何参数对各段喷管旋转瞬轴力矩的影响.第2,3段喷管气动力对喷管旋转瞬轴的最大力矩随喷管可实现最大偏转角度的增大而增大,且位置发生在最大偏转角度的约70%角度位置.第2,3段喷管气动力对喷管旋转瞬轴的力矩随第2,3段喷管长度的增加而增大.     

矩形喷管隐身技术的研究

本文计算分析了矩形喷管出口射流的红外辐射能,计算结果说明矩形喷管具有显著降低红外辐射能的特点(与轴对称喷管相比),矩形喷管的应用是抑制飞机红外辐射的有效方法之一。     

主要结构参数对直排塞式喷管性能的影响

数值模拟了内喷管面积比、内喷管型式和塞锥截短对塞式喷管性能的影响,比较了不同结构参数选择下对应的塞锥尺寸。内喷管在地面处于欠膨胀和完全膨胀时塞式喷管的性能高于内喷管在地面处于过膨胀时的性能;内喷管为矩型喉部矩型出口二维喷管的塞式喷管效率最高,内喷管为圆喉方型出口和圆喉矩型出口的塞式喷管性能接近,但都比具有二维内喷管的塞式喷管效率稍低;塞锥截得越短,塞式喷管的效率越低,不同塞锥截短率塞式喷管的性能差别随着压比的增加而减小;随着塞锥长度的增加,塞锥长度对塞式喷管性能的影响逐渐降低。     

旋转爆震发动机喷管非定常流动特性的数值模拟研究

为分析旋转爆震喷管内非定常流动特性,基于特征线方法和旋转爆震燃烧室出口时均参数设计了一种塞式喷管模型,通过改变塞锥式喷管的进出口压比π(π=15,30,45),分析了喷管内非定常流场结构与喷管工作性能之间的相互关系,并探究了喷管进出口压比变化对喷管工作性能的影响.研究结果表明:旋转爆震燃烧室下游斜激波进入喷管后,在喷管...     

轴对称喷管喉道面积射流控制数值模拟研究

利用数值模拟方法,针对轴对称喷管,研究了喉道注气对喷管流动的影响。在此基础上,研究了注气流量、注气角度、喷管扩张角等对喷管流动和内特性的影响。数值模拟结果表明,喉道注气可以显著减小喷管流量,改变喷管有效喉道面积;喉道注气使喷管实际膨胀比增大,产生过膨胀损失,使推力性能降低;注气流量比较大时,喉道注气可以形成开放的回流区,使喷管实际的膨胀比减小,提高了喷管的推力性能。     

复杂变截面S形喷管气动设计与红外辐射特性研究

基于曲率控制设计方法,以某涡喷发动机排气喷管为原型进行了S形喷管的设计;利用CFD软件对不同中心线形式,以及不同喷口形式的S形喷管几何参数对气动力影响进行了数值分析和优化选型。同时,还利用自主开发的软件对喷管在后半球空间内的红外辐射强度进行了数值模拟,研究了喷管出口形状对于喷管红外辐射强度的影响规律。结果表明:按红外抑制效果排列,较好的喷口形状依次是梯形、矩形、椭圆、圆形喷口,梯形喷口S形喷管可使红外辐射峰值缩减60%左右。     

微推偏火箭喷管非对称内流场数值模拟

研究了入流倾斜于喷管超音速段轴线的微推偏喷管内流场。数值方法是具有高分辨率高精度的三维隐式有限体积的ＴＶＤ格式。针对一系列典型锥形喷管和钟型喷管,数值模拟结果得出非对称内流场的侧向力和侧向力矩随喷管几何结构以及入流条件变化的一些特征,并同有关实验结果符合良好,对微推偏喷管设计具有一定的指导意义。     

轴对称收敛-扩散喷管几何参数优化设计

现代航空发动机广泛采用机械可调收敛—扩散喷管,以适应其宽广的工作范围。当发动机工况改变时,要调节排气喷管的出口面积.以获得尽可能高的内特性,此时喷管的其它几何参数也随之改变。喷管各几何参数对内特性的影响可以通过模型试验获得,而可调喷管模型的加工和试验周期长且非常昂贵。因而喷管研制中必须首先对喷管内特性的影响综合考虑,得到最佳的折衷方案,为喷管设计提供依据。喷管的推力系数是衡量喷管内特性的最重要的参数.是喷管设计的主要指标,因而选取推力系数作为优化设计的目标函数。     

大宽高比矩形喷管的射流与外流掺混特性的数值研究

用数值计算的方法 ,研究了宽高比分别为 1 ,4,8,1 2和 1 6的矩形喷管射流与外流的掺混特性 ,并与等面积的轴对称喷管进行了比较。研究表明 ,矩形喷管与轴对称喷管相比 ,射流核心区长度较短 ,射流中心线上速度和温度衰减较快 ,掺混明显强于轴对称喷管 ,并且随着宽高比的增加 ,这种趋势是逐渐增强的      

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:     

脉冲爆震火箭发动机喷管构型数值研究

利用准1维模型对带喷管和不带喷管脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模型的工作过程进行了数值仿真,研究了喷管构型对单次爆震过程流动以及排气性能的影响。结果表明,带有收敛扩张喷管和收敛喷管PDRE的内部流场比不带喷管和带扩张喷管PDRE的更为复杂。在爆震管完全填充的条件下,各种构型的喷管都能使PDRE性能增益,而收敛喷管使PDRE性能增益最大。但是,带收敛喷管PDRE的比冲仍远低于热力循环理论值,因而优化喷管设计具有进一步提高比冲的潜力。     

二元喷管热喷流噪声特性试验研究

本文用露天热喷管试验台产生喷射噪声,在收敛喷管处临界状态,测量了圆锥喷管、不同宽高比的二元喷管进口加旋与不加旋等条件下的喷射噪声,对二元喷管热喷流噪声的空间分布和频谱进行了分析。结果表明,二元喷管与圆锥喷管热喷热流噪声的声谱分布不同,它减小了喷射噪声低频范围的声压级,并且将噪声能量转移到高频范围,为加快噪声传输过程中的衰减建立了良好条件;二元喷管宽高比参数增大和喷管进口加轴向旋流具有抑制噪声辐射的     

对液浮喷管技术的初步探讨

文章结合液浮喷管初步探索工作,简要地介绍了研究中所遇到的一些有关基本问题,并就这些问题存在的原因和解决办法进行了初步讨论。文章强调了胶囊的研制是液浮喷管技术的基础和关键,液浮喷管的最突出优点是作动力矩小。对液浮喷管的使用,作者提出了自己的看法。     

喉部不对称对微喷管性能影响

以FLUENT 6.1软件为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩Navier-Stokes(N-S)方程,模拟了微喷管内超声速流体流动,分析了喷管喉部结构不对称对喷管内部的流场和喷管性能的影响.这种喉部结构不对称是由于喉部上下顶点在x方向偏离一定距离所造成的.数值计算结果表明,喷管喉部在流体流动方向的不对称,将导致喷管内部流体流场不平衡性,使得流量增大,喷管出口的x方向推力增加,y方向产生了多余的推力.      

推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作,确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案,建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型,对此作了数字仿真研究。仿真结果表明:某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的,可满足发动机的性能要求。