航空喷气公司试验俄罗斯以氧化剂为冷却剂的小推力发动机

航空喷气公司试验俄罗斯以氧化剂为冷却剂的小推力发动机作为试验、改进和销售俄罗斯稍大发动机的一种尝试，五月中旬航空喷气公司在萨克拉门托的试验场进行了一台俄罗斯４００Ｎ小推力发动机（ＬＴＲＥ４００Ｎ）的点火试验。几年前航空喷气公司与俄机械工程局的研究设计...     

NOVOLTEX 三维碳-碳整体式喉衬和出口锥试验

法国欧洲动力公司研制出一种商标为 NOVOLTEX 的性能优异的新型三维增强碳-碳材料,这种材料的超细编织结构可以制成很薄的喷管出口锥,同时它也象常规三维碳-碳材料一样,适合制作喉衬等部件。它的优异性能,可使其设计制成的入口段、喉衬、出口锥组合成一个整体式喉衬和出口锥(ITEC).本文报导了美国空军宇航实验室对 NOVOLTEX 作为 ITEC 的评定结果。     

倾斜圆管内空泡份额径向分布及形成机制

采用光纤探针测量方法,对倾斜圆管中气液两相流动的空泡径向分布特性进行了实验研究,并对其形成原因进行了分析.实验选用有机玻璃圆管内径为50mm,竖直倾斜角度为5°,15°和30°,液相折算速度为0.071~0.284m/s,气相折算速度的范围为0~0.05m/s.结果表明:随着倾斜角度的增加,空泡份额径向分布逐渐由"核峰"、"壁峰"分布向单一"壁峰"分布转变;通过分析气泡受到的横向升力、浮力径向分量和壁面力,发现升力、浮力、壁面力的共同作用,使气泡在圆管径向位置15mm与22mm之间处聚集,从而造成空泡份额沿径向呈"壁峰"型分布.     

凝胶推进剂供给管流的压降数值研究

为了探索凝胶推进剂输送数值研究的方法及可行性,在凝胶推进剂直圆管和突变截面管道流动实验的基础上,采用Power-Law与Carreau两种本构模型,建立了非牛顿流体的二维不可压缩稳态流动的求解方法,通过交错网格进行离散求解,开展了基于SIMPLE算法的凝胶推进剂供给管流的压降数值仿真,分析了壁面滑移修正及触变性对管流压降的影响。结果表明:模拟液直圆管流的截面轴向速度的数值解同解析解的误差小于2%;考虑壁面滑移修正的管流压力损失与实验值一致性较好;触变性对突变截面管道流动的局部压降有显著的影响,这对于进一步优化供给管路及喷注器设计具有一定的理论指导意义。     

与飞机融合的单边膨胀喷管排气系统

单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）是1种新型的排气喷管,具有可以有效抑制航空发动机排气系统的红外辐射和雷达反射截面积、后体阻力小、质量轻、增加飞机的敏捷性和可操控性等优点。运用计算流体力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,采用标准k-ε湍流模型和标准壁面函数,研究了轴对称喷管、单边膨胀喷管和开缝冷却单边膨胀喷管的排气系统与机身融合后的红外辐射特性空间分布规律。结果表明：单边膨胀喷管大幅度降低了排气系统尾向红外辐射峰值,其降幅达到60%以上,说明了单边膨胀喷管与后机身融合、遮挡内部高温部件,从而降低了尾向红外辐射的卓越红外抑制效果。     

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。     

固体火箭发动机喷管扩张段型面参数对其性能影响仿真分析

固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。     

二元非对称喷管可调方案试验研究

 针对某二元非对称喷管提出了两种可调方式(方案A和方案B),开展了不同落压比(NPR)的喷管风洞试验,获得了喷管壁面压力分布和流场纹影。根据风洞试验条件,进行了详细的三维数值模拟研究,并与试验结果进行对比,两者吻合良好,验证了本文所采用的数值模拟方法的可靠性。根据数值模拟与试验结果,得出了两种方案推力性能的差异。其中,方案B(喉道和出口面积均可调节)较方案A(仅喉道面积可调节)面积膨胀比更接近喷管理想膨胀比,因此方案B推力性能较好。在落压比为3.8时,方案B较方案A推力系数提高了8%。     

轴对称拉瓦尔喷管流场分析

采用一维管流理论分析了轴对称拉瓦尔喷管典型工作状态,结合理论分析对喷管流场进行CFD仿真计算。经研究表明：（1）结合理论分析的流场初始化、以及FMG和外推计算方法,CFD计算效率明显提高;（2）不同拉瓦尔喷管工作状态,需采取不同的壁面函数法来处理近壁区;（3）一维管流理论分析中,将管内强激波简化为正激波的常规做法,计算误差较大,不尽合理。