喷管

摘要： 为了提高大缸径船用多点喷射稀薄燃烧天然气发动机在中低负荷下的缸内火焰传播速度及燃烧效率,进而优化发动机燃烧和排放,以喷气策略为切入点,采用台架试验与仿真两种方法,分别研究喷气方向与位置、喷气压力以及喷气时刻对发动机燃烧及排放的影响。结果表明:喷气方向与进气气流垂直可以增强扰动作用,喷气位置距气门远可以增加燃气射流在进气道中行进的距离,进而增加进气混合的均匀性,使浓混合气分布靠近火花塞,燃烧及排放明显改善;喷气压力采用较高的736.63 kPa时可以增加喷射动能,提高缸内湍流强度、进气混合均匀性同时适应缸内大尺度掺混,使燃烧和排放更优;随着喷气时刻的推迟,在点火时,缸内混合气形成明显的分层现象,混合气浓度自上而下逐渐降低,火花塞附近浓混合气利于火核发展,火焰传播速度加快,燃气燃烧效率提高。该文结果为实现大缸径船用天然气发动机高效清洁燃烧提供了理论依据。

摘要： 自动机喷管不同的结构形式对后坐冲击的对冲效率是不同的,为了获得更好的喷管激波消减后坐冲击的方案,构建了不同结构的喷管模型;利用燃气可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯(N-S)方程,对不同结构的激波时空衍变的过程进行仿真,得出流场图谱、火药气体载荷分布;方案1和方案2的喷管设计参数:锥度均为12°,长度分别为360、380 mm,方案1无缩颈,方案2有缩颈,缩颈8%。通过分析激波温度、压力、马赫数的变化趋势,方案1和方案2的载荷峰值具有较大差异,初始阶段形成高度欠膨胀,射流核心区半径很大,之后膨胀强度衰减,核心区域变小;从激波马赫数云图可见,最大马赫数分别约为10和7,方案2初始阶段气流冲击在排气装置中央的芯锥上,形成一个沿着x轴的83 kN脉冲载荷,这与试验中后坐力测试数据基本吻合。由于排气装置外部形状差异,球面波绕过装置产生的载荷波动有些细微不同。通过仿真与试验对比,方案1的反后坐能力比方案2更优,具有更为高效的后坐力对冲机制。

摘要： 基于量热完全气体、组分冻结的热完全气体、化学非平衡气体模型建立了喷管性能仿真物理模型,采用三阶精度的WENO格式进行了不同气体模型的喷管流场计算。根据流场计算分析了四氧化二氮/甲基肼发动机和液氧/煤油发动机喷管的性能,并针对液氧/煤油发动机分析了室压和不同喷管扩张段型面对性能的影响。结果表明,采用量热完全气体模型所计算的比冲高于用热完全气体模型的计算值,这两种气体模型给出的计算偏差较大,且没有规律性;二维化学动力学计算结果更接近实测值;提高室压不仅能提高燃烧效率,也能减小化学动力学损失,使喷管性能提高;对Rao方法设计的喷管型面进行附面层修正可略提高性能,或在同样性能要求下略减小喷管长度。

摘要： 大推力液体火箭发动机推力室室压高、热流大,因此冷却结构设计是推力室和喷管延伸段设计的主要内容。基于氢氧发动机再生冷却喷管延伸段,采用数值仿真方法对其试验件传热性能进行流热耦合计算,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明:三维流热耦合仿真计算结果与试验值吻合较好;传统一维传热计算所得的温升及热流偏高,计算结果存在一定误差。研究结果可为后续一维传热计算程序修正及再生冷却喷管传热结构设计提供参考。

摘要： 为明确C/SiC陶瓷基复合材料喷管在液体火箭发动机工作环境的烧蚀特性,采用先驱体浸渍-裂解(PIP)工艺制备得到3D C/SiC复合材料喷管,并对喷管进行多种工况环境下的地面热试车烧蚀考核。结果表明:制备得到的3D C/SiC复合材料喷管能够满足液体火箭发动机多种工况环境下抗烧蚀性能要求,喷管喉部线烧蚀率约为3.92×10^(-4) mm/s;热试车烧蚀实验后喷管入口圆柱段、收敛段、喉部及扩张段外型面均残留有大量白色物质SiO_(2),喉部局部出现烧蚀坑洞现象;C/SiC复合材料液体火箭发动机工作环境下的烧蚀机理为机械冲刷烧蚀和氧化烧蚀。

摘要： 超燃冲压发动机发展60多年来,虽然取得了很大的进步,但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题.超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生,因此重点研究了喷管的推力特性.将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件,利用等熵膨胀理论,通过对喷管壁面压力积分,得到了简化的无量纲推力公式,获得了影响推力大小的关键参数和物理规律.理论分析表明,对于给定的喷管,超声速燃烧对于提高推力是有利的.提高推力的主要途径就是提高燃烧气体的压力.理论分析结果与数值结果吻合比较好,证明了理论分析的准确性.

摘要： 为了评估反舰导弹喷管和尾流在超音速飞行状态下的流场特性和红外辐射特性,以“雄风3”反舰弹的尾喷管为研究对象,建立了相应的二维仿真计算模型。流场计算结果表明,凝相颗粒对尾喷流的流场特性有显著影响。相比于纯气相,加入凝相颗粒后喷流轴向高温区长度明显增加,马赫数下降更快。红外辐射特征计算结果表明,喷管及尾流的红外辐射特征表现出强对称性,最大辐射强度出现在偏航角60°时,辐射强度达到103.68 W/sr。

摘要： 火箭发动机喷管的工作环境极为恶劣,固体火箭发动机在热试状态下经常会出现因喷管喉衬加工过程中的工艺缺陷导致的开裂失效事故。针对某型固体火箭发动机试车后喷管喉衬断裂现象,基于真实裂纹形貌进行建模,并开展发动机典型工作时刻下的三维两相数值模拟,旨在获得喷管喉衬不同断裂间隙内流场温度、压强、热流密度与速度场分布及对比情况。研究结果表明:喷管喉衬断裂间隙中温度远高于喷管内流场中的温度,间隙较大处压强高于间隙较小处,燃气进入断裂间隙后速度迅速降低,且在间隙中形成多处回流,凝相粒子主要集中在中央流道,没有凝相粒子进入断裂间隙,靠近喷管壁面断裂根部热流密度最高。

摘要： 采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明:旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性;共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。

摘要： 针对小口径高射速火炮发射时威力与后坐力的匹配问题,建立了喷管减后坐模型,重建了内弹道程序,利用计算流体动力学软件Fluent对喷管进行了流场仿真。为保证仿真结果的真实性,将喷管划分为导气管和直喷管2个区域,建立了导气管转角的三维流体模型和直喷管的二维轴对称流体计算模型,并利用用户自定义函数编写UDF嵌入Fluent进行耦合计算。仿真结果表明,采用喷管减后坐装置时炮弹初速降低8%就可获得17.3%的后坐效率。为火炮喷管的减后坐及与膛口制退器的减后坐耦合研究提供了理论支撑。

摘要： 掌握燃气的高压脉冲喷射特性是实现天然气发动机燃烧系统优化设计的前提.本文基于纹影法对单孔喷嘴在多种气源压力和不同喷管结构条件下的高压燃气射流特性进行了研究.天然气发动机高压燃气脉冲喷射会在喷孔出口处形成不充分膨胀射流,射流的进一步膨胀和加速会在喷孔出口附近产生激波,从而对下游燃气的宏观结构及混合特性产生影响.同时,根据激波的结构特征也可以获得对于研究燃气喷射过程喷孔处的压力变化信息.因此,本文基于纹影法对不同气源压力条件下射流诱导激波的特征参数随时间的变化规律进行研究.结果表明,高压脉冲燃气喷射过程存在明显的状态变化,且实际喷射持续期明显大于控制脉宽.同时,通过改变喷管的内径与长度,实验结果表明喷管内径对喷孔处的压力升高速率有明显影响,更小的喷孔内径有助于提高喷孔处的压力建立并降低喷射持续期.增加喷管长度对喷孔处的压力升高速率影响较小,其最直接的影响在于提高了燃气的喷射持续期.

摘要： 针对发动机试验中喷管摆动力矩计算不准的问题,进行喷管摆动力矩原住校准,并采用最小二乘法对校准结果进行处理,修正了喷管摆动力矩原始计算公式,提高了力矩计算精度.论文阐述了喷管力矩原住校准方案及最小二乘法在喷管力矩校准中的应用,与原始公式计算结果相比,两个传感器的力矩计算结果精度分别提高了7.76％和0.84％.

摘要： 本文研究了电气体发电装置中不同加热方式拉瓦尔喷管的管内流动.分别对绝热、壁面定热流加热和内热源加热条件下的喷管流动进行了数值模拟,分析了喷管的流动特征,定义了动能转化效率,并且对绝热条件、不同加热条件下喷管的动能转化效率进行了计算.结果表明,喷管出口截面的速度和温度随着加热功率增大而增大,采用内热源加热方式可以显著提高喷管内流动气体的速度和温度,内热源加热方式的动能转化效率高于壁面加热的动能转化效率.

摘要： 为了研究粘度对喷管最小口径处压力的影响,本文在入口速度恒定条件下,对不同粘度丙三醇溶液进行了数值模拟.并分析了喷管最小口径处压力分布情况,所得结果与理论假设非常吻合.结果表明粘度对喷管流的压力影响很大,随粘度的增大,压力急剧增大.

摘要： 短距垂直起降飞行器在悬停阶段会遇到升力损失、高温燃气回吸、以及下机身面、地面腐蚀等问题.排气喷管射流在下机身和地面之间相互作用是造成这些问题的原因,本文采用商业CFD软件fluent计算二维超声速冲击射流流场,选用S-A湍流模型,近壁处采用网格加密技术,研究带升力板的超声速冲击射流现象,探讨升力损失与飞行器离地高度、喷管落压比之间的关系,为垂直起降飞行器气动问题的研究奠定基础.

摘要： 结合发动机设计理论和工程实践,借助数值计算方法和编程工具,本文提出以固体发动机的冲质比为目标函数的喷管最优扩张比寻优算法,并建立了相应数学模型,实例结果表明,该算法能快速获得最优解,以提高发动机的整体性能.该算法合理可行,完善了固体发动机设计方法,也为后续研究拓展了思路.

摘要： 为研究火箭发动机喷管中碳酚醛材料在高温、高速条件下的特性,本文采用有限元软件二次开发和动网格技术,建立了模拟碳酚醛材料耦合热解、烧蚀过程的传热仿真模型.对发动机喷管中的碳酚醛衬层的热解、烧蚀传热过程进行数值计算,得到了碳酚醛材料的密度、热导率、比热容变化规律和温度分布情况.计算显示了碳化层、热解层的形成和发展过程,并分析了碳化层、热解层厚度与烧蚀之间的关系.对比了热解烧蚀模型与常规仿真模型计算结果的差异,结果表明:热解和烧蚀过程均消耗了材料中的热量,有效地降低模型外表面的温度.

摘要： 为了模拟飞行器在加速过程中的进气道的启动过程等空气动力学现象,或者加速过程中发动机的性能,希望地面试验设备能够具备变马赫数试验能力.由于要模拟飞行状态下的焓值,高温高超声速风洞存在热结构设计困难等难题,要实现变马赫数运行相对复杂.针对当前国内外提出的一些变马赫数方案,通过理论计算及数值模拟对各种方案的优缺点进行了分析,分析认为,在M5以下,采用型面旋转变马赫数喷管方案是一种最简单可行的方案,在此基础上可以再结合半柔壁喷管技术对流场加以改进.在M5以上,带中心体轴喷管变马赫数方案是一种可行的方案,但该方案存在流场可用范围小的问题.

摘要： 通过对等离子流动控制的机理研究,对于喷管内高压射频等离子激励器所产生的等离子体,在流场复杂作用下,应用简化的体积力模型,进行了流场数值模拟计算,分析了在体积力作用下,不同激励强度所产生的等离子对流场边界层的加速状态,以及在边界层等离子加速影响下,诱导了喷流流场的偏转,产生了显著的推力矢量效果,尝试了一种新的流动控制推力矢量的方法.

摘要： 本文以固体火箭发动机喷管试件金属/非金属粘接结构为对象，建立了含脱粘损伤的结构有限元模型,计算了在不同脱粘面积时粘接结构的各阶弯曲固有频率,并进行了模态实验,结果表明粘接结构各阶弯曲固有频率随脱粘面积的增大而降低,实验结果与有限元计算结果具有较好的一致性,验证了模态分析方法检测粘接结构的有效性.

摘要： 本发明涉及一种用于具有一冷却式喷管壁的火箭喷管的喷管结构，其中所述喷管壁包括大量紧密相间的冷却通道(2)，这些通道(2)从该喷管的入口端部延伸到其出口端部。为了有利于制造所述冷却式喷管壁，根据本发明，所述喷管壁由若干块从喷管的入口端部延伸到其出口端部的长条形壁板(11)制成，并且在它们的纵向侧边缘(7)处被连接在一起，其中在各个壁板中均形成大量的所述冷却通道(2)，这些冷却通道(2)沿壁板(11)的纵向延伸。

摘要： 本发明公开了一种通过滑动方式改变喷管出口面积的喷管结构，包括喷管本体，喷管本体具有喷管出口，且喷管本体在紧靠着喷管出口的位置处具有喷管收敛段，喷管收敛段分体为两个部分，分别为喷管收敛段前段、喷管收敛段后段；喷管收敛段前段、喷管收敛段后段之间通过滑动连接结构连接。由此可知，本发明通过简单的往复滑动，即可实现喷管出口面积的调节；具有结构简单合理，易于实现，流动损失小，效益明显，实用性强的优点。

摘要： 本发明公开了一种基于准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的旋转垂直起降喷管及其设计方法。旋转垂直起降喷管包括固定筒体段、第一旋转筒体段、第二旋转筒体段；第一旋转筒体段的前端能够相对于固定筒体段的尾部旋转连接，并与第一旋转驱动机构的作动端连接；第二旋转筒体段的前端能够相对于第一旋转筒体段的尾部旋转连接，并与第二旋转驱动机构的作动端连接。平飞模态下，本喷管内流道为典型的准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的双喉道结构，通过在一喉道附近有源、无源的气动扰动或者机械扰动。垂直起降模态下，通过第一、二两段旋转筒体段的旋转，使得喷管出口变为倾斜向下，并在一喉道附近扰动的施加下，实现喷管出口气流90°以上转向。

摘要： 本发明涉及一种用于具有一冷却式喷管壁的火箭喷管的喷管结构,其中所述喷管壁包括大量紧密相间的冷却通道(2),这些通道(2)从该喷管的入口端部延伸到其出口端部。为了有利于制造所述冷却式喷管壁,根据本发明,所述喷管壁由若干块从喷管的入口端部延伸到其出口端部的长条形壁板(11)制成,并且在它们的纵向侧边缘(7)处被连接在一起,其中在各个壁板中均形成大量的所述冷却通道(2),这些冷却通道(2)沿壁板(11)的纵向延伸。

摘要： 一种用来使液态金属流过一铸造用喷管(170)的方法和装置,它包括一细长孔,所述细长孔具有至少一进入口、至少一上出口(182)和至少一下出口(176)。一导流板(178)紧邻上出口(182)设置,以将流过细长孔的液态金属流分成至少一出口液流和一中心液流,外液流流过上出口(182),而内液流流过导流板(178)并朝着下出口(176)流出。导流板(178)适于将那些被分隔在外液流和中心液流之间的液态金属按比例分配,从而可以使流过上出口的外液流的有效排放角根据流过铸造用喷管的液态金属的通过量而变化。

摘要： 本发明公布了一种基于喷管喷射无人机的喷管安装结构及设计方法，属于无人飞行领域，包括无人机平面和喷管，所述喷管的喷口喷射方向倾斜于所述无人机平面向上设置，通过设置喷管与无人平面的角度，可以使喷管以上翘的方式喷出液体，既可以使喷射的距离可控，而且通过倾角的变化，保证无人机的整体平衡，在不添加其他的设备的前提下，实现工作时的自动平衡，在设计倾角的时候，通过对各种不同的管径，不同的无人机总重等条件的分析，使倾角在设计时，能够考虑到无人机平衡的问题，实现对不同的无人机的倾角在设计时都能够使用同样的一套方法，保证无人机在工作时的飞行安全。

摘要： 提供航空发动机的核心机试验件、内涵喷管及尾喷管，其中的尾喷管包括喷管前段、喷管后段以及多个调节垫片；所述喷管前段和所述喷管后段直接连接或者在所述尾喷管的轴向夹着所述多个调节垫片中的至少一部分，对应所述多个调节垫片的所述至少一部分提供的不同厚度组合，所述喷管后段相对所述喷管前段具有不同的轴向安装位置。

摘要： 本申请实施例提供了一种液体火箭发动机及其喷管和喷管的延伸部。该延伸部包括：第一延伸段和第二延伸段，第一延伸段的进口用于与喷管的喉部连接，第一延伸段的进口的扩张比为第一设计范围，第一延伸段的材料包括碳酸铝；第二延伸段的进口与第一延伸段的出口连接，第二延伸段的进口的扩张比为第二设计范围，第二延伸段的材料包括钛合金，延伸部的扩张比从第一延伸段的进口至第二延伸段的出口逐渐增大。本申请实施例通过在延伸部设置第一延伸段和第二延伸段，能够缩短整体制备延伸部的周期，例如缩短80％，能够节省制备成本，例如节省60％，以及碳酸铝和钛合金的密度相对较低，能够进一步能够降低喷管的结构重量。

摘要： 本发明公开了一种带侧偏距的二元喷管型面设计方法及二元喷管，该二元喷管型面设计方法包括：获取二元喷管沿流向任一位置x的截面方程，确定位置x的截面面积；获取二元喷管初始设计参数，分别计算截面控制参数沿流向变化规律、截面控制参数沿侧向变化规律和截面控制参数沿纵向变化规律；基于截面控制参数沿流向变化规律、截面控制参数沿侧向变化规律和截面控制参数沿纵向变化规律，确定二元喷管的中心线；基于位置x的截面面积和二元喷管的中心线，得到二元喷管型面；本申请的方法使得带侧偏距的喷管壁面受到侧向力减小，从而弥补了现有技术中二元喷管型面关于侧向偏距研究的不足。

摘要： 本实用新型提供了一种静喷管边界层抽吸装置、静喷管及静风洞，包括位于静喷管收缩段的抽吸槽，所述抽吸槽为三维环形结构，唇口与静喷管的内腔连通，出口经导气管与真空罐连接，包括靠近喷管轴线一侧的内壁结构和远离喷管轴线一侧的外壁结构，所述内壁结构由唇口至出口依次包括CM段、MN段和ND段，所述外壁结构由唇口至出口依次包括BI段和IE段，B点和M点为气流声速点，抽吸槽位于BM连线下游的槽体为扩张结构，气流经BM线后在抽吸槽继续膨胀加速。由于抽吸槽下游连接真空罐，利用压差抽吸走上游流场的边界层，减小或者消除上游的扰动，提高试验段的流场品质。本发明的静喷管边界层抽吸装置能够有效抽吸喉道上游的边界层，流场在导引腔中不断膨胀加速，抽吸效率高。