燃气射流

摘要： 首先介绍了水下枪炮类武器发射问题的研究意义,并对其军事需求进行了分析。之后对常见的水下枪炮发射方式进行了介绍,并简述了各自的发展历程。总结了目前对水下发射问题内弹道的研究进展,结合水下枪炮发射问题自身特点,阐述了燃气射流的形成机理以及相关研究的发展过程,比较性地总结了空气中枪炮发射膛口流场与水下枪炮发射膛口流场的研究进展及对应典型波系结构。最后,对水下枪炮发射领域仍存在的科学问题以及未来发展趋势作出了展望。

摘要： 碳纤维增强复合材料(CFRP)具有优异的力学性能,是制备轻质火箭弹/导弹发射筒等发射单元的潜力材料.对于热发射,喷管排出的燃气射流直接冲击发射单元,其产生的高温高压瞬时载荷严重影响发射单元的安全性和重复利用率.为此,该文进行燃气射流冲击实验,获取CFRP的冲蚀情况和微观形貌.同时,针对冲击流场开展热/流/固数值模拟,获取冲击区域的压强和温度分布,以及CFRP板的传热受力情况.结果表明,燃气射流冲击CFRP后会形成四个明显的分区:高温烧蚀区、高温过渡区、低温冲蚀区、低温冲刷区.每个区域的烧蚀情况、粗糙度、传热梯度不同,且会产生残余翘曲热变形.因此,CFRP受燃气射流冲击后其表面质量很差、残余热变形明显,故不满足发射单元的热冲击重复使用.

摘要： 多循环爆轰与单次爆轰所对应形成的爆轰声场存在明显区别,燃气射流对于多循环爆轰声场特征具有重要影响,为此开展了气-液两相多循环爆轰声场独特的指向性与时频域特性研究。在自由空间内搭建了基于80 mm直径爆轰管的单次和多循环爆轰实验系统并进行了测试分析。结果表明:多循环爆轰声场指向性呈现“心”形,最大值出现在45°方向,辐射角度30°范围内爆轰声场高频截止频率约为500 Hz;射流区域内燃气湍流抑制了45°辐射角度内爆轰声波高频成分,明显减小了爆轰声波峰值声压级;燃气射流使得前导激波波阵面在中心轴线附近会产生“葫芦状”凸起,导致轴向0°方向爆轰声波到达时间明显小于其他方向;较短的脉冲作用时间导致多循环爆轰声效率高于传统射流声效率,达到12%。实验验证了燃气射流区域尺寸、辐射角度与多循环爆轰声场声波高频截止频率之间的相互关系。

摘要： 针对导流器排导方式在车载导弹热发射过程中具有的烧蚀和架设撤收问题,提出一种利用二氧化碳喷射冲击燃气射流从而降低发射车与导弹表面温度的新型排导方案。以计算流体力学为主要的研究方法,建立三维定常计算模型,分析燃气射流与二氧化碳射流冲击流场的特性,计算并得出:随着下排管道伸入流场长度增加,发射车壁及弹体的温度先降低再升高;随着上排管道与发射车壁夹角减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低;随着上排管道出口到下排管道高度减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低。该方案在喷管出口到地面距离改变后的其他工况中仍有意义,可以为车载导弹热发射降温排导提供可行的全新设计思路。

摘要： 针对狭小空间中火箭炮发射遇到的燃气射流排导问题,提出了一种由栅格与楔形组合方式的新型导流结构。该结构主要是在方形发射箱的尾部设计栅格阵列导流片组成,并且可以随着发射箱一起做回转运动和俯仰运动。利用大型CFD计算软件中的高速可压缩流动计算模块,构建火箭炮发射时的三维燃气流数值模型,对流项采用二阶Roe差分格式离散,时间积分采用四阶龙格库塔方法积分,以取得良好的物理解。对比分析了传统导流结构与新型导流结构对燃气流的导流性能,掌握了火箭炮发射过程中的冲击载荷变化规律。研究结果表明:与传统导流方式相比,新型导流结构导流效果较好,使用该结构时燃气射流对火箭炮的冲击力最大可降低57.14%。该研究对火箭炮的结构设计具有参考价值。

摘要： 深海反潜导弹在水下航行过程中会经历大幅度的水深变化,伴随着环境压强的连续变化,反潜导弹水下固体火箭发动机的水下燃气射流结构与工作特性具有重要的研究意义。文中采用液体体积多相流模型,结合用户自定义函数和动网格技术,建立了水下固体火箭发动机轴对称动态模型,对水下发动机沿垂向运动至250 m水深过程进行数值仿真。仿真结果表明,在水下运动过程中喷管尾部燃气射流不再出现断裂与回击等现象,在超音速射流建立过程中,激波逐步推出喷口,最终形成位置固定的锥形激波;在100 m水深以下,燃气射流流场特性受环境压强的影响较大,呈现较强的压缩性;在大航速200 m/s速度航行时,射流梗阻效应减弱,使得水下发动机工作性能受到环境压强的作用较小。文中研究可为水下发动机深水垂向运动工作性能提供参考。

摘要： 火箭发动机水下工作时的流场特性与空中完全不同且对水下工作环境非常敏感。为了研究水下点火流场的非定常演化过程及点火水深、航行速度、汽化反应的影响规律,利用VOF多相流模型及SST k-ω湍流模型模拟了不同环境下的水下点火过程。研究结果表明:发动机水下工作过程大致分为3个阶段——初期发展阶段、振荡发展阶段与推力稳定阶段,稳定阶段尾流场又可划分为射流区、过渡区和掺混区,各阶段的划分受水深、航速等变量的影响;振荡是水下发动机工作最主要的特征,喷管出口燃气射流流动状态决定了流场与推力的基本特征;航速主要影响燃气泡形态演化规律,表现为轴向长度、颈缩程度增大;受汽化效应影响,流场中出现水蒸气的聚集现象,但由于作用时间短、水汽化量小,对流场与推力的影响相对较小。

摘要： 针对原有铁包烘烤器结构复杂,内衬保温层更换频繁,维护量大,运行成本较高,无法实时监测包内温度,烘烤操作全凭经验现场调控火焰长度,自动化程度低,同时燃气燃烧不充分,存在煤气外溢风险,能耗高的问题,对烘烤器进行了升级改造.介绍了新投用的燃气射流烘烤器的工作原理和系统功能,并与旧烘烤器在工艺、设备特点等方面进行了对比.新型烘烤器实现了自动模式操作和远程监控,优化了空燃比,减少了人机接触,铁包烘烤温度可调可控,煤气节气率达到33.5％.

摘要： 扩压器是火箭发动机进行高空模拟试验的重要地面设备,针对某空气泄入式圆筒型扩压器设计参数进行了数值研究,同时对该扩压器后的燃气射流进行了分析.计算结果表明,扩压器直径是影响扩压器性能的一个重要参数,在满足喷管出口满流的前提下,当扩压器直径增大时,带来的是总压损失逐渐增大,扩压器内激波串的强度逐渐增强;长径比并不是一个影响扩压器流场和起动情况的独立参数,该参数的选取与发动机工况状态和结构状态相关;泄入间隙的选择可根据发动机的工况进行设计.对扩压器后的燃气射流计算表明,与不带扩压器的喷管燃气射流相比,由于燃气在扩压器内总压损失较自由射流小,扩压器后的燃气射流具有影响区域范围大的特点,该计算结果可为发动机地面试验不同条件下燃气射流提供一定的预示,对试验过程中燃气射流引起的环境设计提供借鉴.

摘要： 为了研究火箭发射系统燃气射流冲击载荷的特性,该文建立了金属薄壁圆管轴向撞击载荷理论模型,并采用数值仿真方法对模型进行了验证.分析了Alexander金属薄壁圆管轴向压缩理论的不足并进行修正.利用金属薄壁圆管对刚体撞击的缓冲特性,对基础型薄壁圆管(BCT)进行改进,设计了均匀开槽型薄壁圆管(UGT)和周向开口开槽型薄壁圆管(CGT).通过改变金属薄壁圆管的塑性铰半长来控制平均轴向撞击力变化规律.对3种薄壁圆管进行了数值仿真验证,对比了修正模型结果和仿真结果,分析了3种类型薄壁圆管的吸能性能.结果显示,3种薄壁圆管的平均撞击力与该文模型吻合较好,经BCT缓冲的轴向撞击力呈现不规则变化,而经UGT和CGT缓冲的撞击力的变化规律与燃气射流冲击载荷相似,说明通过设计金属薄壁圆管的塑性铰半长可以控制轴向撞击载荷的变化规律.

摘要： 发动机水下点火后产生燃气射流的动力学特性会直接影响到导弹流体动力和运动姿态.本文将对缩比发动机在压力水池中的点火实验进行数值模拟,研究点火后的燃气射流流场特性.本文对试验发动机在不同水深情况下的高速燃气射流流场进行了模拟,并对数值计算结果与试验数据进行了比较,分析了水下燃气射流流场的特性.发现大水深点火时燃气射流会发生颈缩以及激波面振荡现象,并分析了现象发生的机理.发动机推力的计算值与试验数据符合良好.

摘要： 研究带摆动喷管的水下航行体多相流场的流动特性.采用基于均质平衡流的VOF多相流模型和k-ε湍流模式,运用有限体积法和SIMPLE算法,求解了来流作用下摆动喷管有摆角的三维水下燃气射流的非定常湍流流动.考虑了流体的可压缩性、粘性、气水掺混效应和能量交换等复杂因素.通过对不同摆角喷管射流流场的数值模拟,从燃气射流的非定常演化过程、水气多相流场结构、燃气射流对航行体流体动力的影响等方面分析了燃气射流流场的流动特性.数值结果分析表明:在有来流的工况下,尾部喷管有摆角时,燃气射流会形成双泄气通道.燃气射流对航行体底部的压力分布及轴向力系数影响较大,对头部及柱段的影响不大.

摘要： 固体火箭发动机喷出的燃气流是一种高温高速燃气流，本文通过对流固耦合多物理场耦合方法的研究,对比分析了脆性结构在燃气射流流场中动载响应特性与静载作用下脆性结构的响应特性,根据该对比分析结果对脆性结构的结构强度进行评判,并提出可实施的工程试验验证值.通过试验验证，上述流固耦合计算方法有效可靠，对系统分析具有明确先期指导意义。

摘要： 水下燃气射流问题,由于气流场和水流场的相互作用,以及运动界面的变化和水气换热等因素的影响,物理过程颇为复杂。本文基于VOF方法,针对某型号发动机缩比实验模型在不同水深下点火后初始阶段的工况进行了数值模拟,初步分析了点火初期射流流场的马赫数、压力和温度变化情况,以及气泡形状变化特征。

摘要： 本文对某导弹在发射初期,起竖角度为48度和60度两组模型下发射箱回转角度分别为0度、45度和90度的六种工况进行了数值模拟.提取了这六种工况下燃气射流在车轮轮胎位置处的温度场、马赫数和压力场,并且对其进行了分析比较.对解决工程问题有重要的实际参考价值.

摘要： 本文针对目前所内同心筒发射装置燃气射流数值模拟模型存在较大计算误差这一问题,对各种可能造成较大计算误差的因素进行了分析,最后发现发动机的压力上升过程是主要的影响因素,采用FLUENT中的UDF模块对其进行修正后,数值模拟的误差大大降低,使得数值模拟的结果更加的合理和可靠.

摘要： 本研究采用通用CFD软件FLUENT中的VOF和Mixture两种多相流模型数值模拟黏性空泡流动问题。首先，采用VOF多相流模型研究了绕二维翼型通气空泡流的非定常效应;讨论了重力效应作用下三维圆盘通气超空泡的尾部上漂、截面变形以及尾部分叉泄气等现象。然后，采用Mixture多相流模型分析了圆形截面闭式空泡水洞中洞壁效应对通气空化数的影响;考察了带尾部燃气射流的水下航行体自然空泡流动问题。计算结果表明：VOF模型在考察空泡流场精细结构方面具备一定的优势，但计算需采用非定常算法，计算量较大;而Mixture模型在处理高温、高压、可压缩性气、汽、液多相流动复杂问题上具备较好的能力，但模型本身存在较大的数值耗散，不利于精确捕捉相间交界面。

摘要： 在发射过程中，由于导弹发射时，起竖角不同，喷管处的高温高速燃气对发射车天线的冲刷和烧蚀，不同程度地影响地面通信。本文以某型发射车系统为例，仿真起蛏角分别为36°、48°、60°情况下燃气对天线的影响，得出天线上压力变化不大，对发射过程不会产生大的影响；但天线上局部温度瞬时偏高，对发射过程会产生一定程度的影响。

摘要： 近年来随着计算流体力学方法的不断完善和计算机硬件的突飞猛进,动网格技术得到了迅猛发展,它已被成功应用于许多领域,用于模拟具有相对运动的多个复杂形体相互干扰形成的非定常流场.本文介绍了动网格技术的一些发展现状并成功模拟了导弹发射过程中发射筒内的复杂燃气射流场.

摘要： 结合工程实际论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要,为今后燃气舵气动特性的进一步研究提供必要的手段。

摘要： 一种带有射流振荡器的燃气轮机涡轮导叶叶片及工作方法，本发明将射流振荡器与涡轮导叶叶片相结合，用于高温燃气透平叶片冷却。该叶片包括壳体、进气腔、中间冲击腔、尾缘冲击腔、圆柱肋、直肋、出气腔、气膜孔、层板、射流振荡孔、冲击孔。本发明将射流振荡器应用在承受高温燃气的涡轮叶片前缘位置，利用射流振荡器在不需要运动部件的情况下就能产生高频振荡射流的特性，对叶片前缘内部壁面给予高效的冷却降温。同时，射流振荡器喷射的冷却剂具有均匀的横向扩散，能够对壁面产生均匀的冷却效果。另外，射流振荡器产生的非定常扫掠运动能够降低射流动量，从而限制冷却剂射流冲击壁面的飞散，更加的贴近壁面，达到更高的冷却效果。

摘要： 一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器包括外套筒。外套筒的上游端限定入口开口，且下游端限定出口开口，其各个限定在外套筒内。外套筒限定沿径向方向延伸穿过其中的径向开口。外套筒的至少一部分限定多个凹槽。外套筒从燃料喷射器中心线沿径向方向限定多个凹槽外侧的穿过外套筒的至少一部分的燃料导管。燃料导管限定燃料喷射开口，燃料喷射开口沿径向方向在限定成穿过外套筒的径向开口内侧。臂的第一部件联接至外套筒。臂的第二部件的轮廓设计成限定大体上与燃料喷射器中心线同心的燃料喷射端口。

摘要： 本发明公开了燃气管道安全防控技术领域的一种燃气管道射流火焰作用范围预测方法，旨在解决现有技术中由于缺乏对管道天然气不同泄漏角度射流火焰的研究，经典预测模型在进行危害分析时将各种角度的射流火焰一概而论，导致计算误差较大，无法为应对复杂情况下的安全防控工作提供准确参考的技术问题。所述方法包括如下步骤：采集管道设计参数和周围环境资料；确定预设伤害程度所对应的热通量；根据管道设计参数、周围环境资料、热通量，计算获取预设伤害程度所对应的各角度射流火焰作用范围。

摘要： 本发明公开了一种针对燃气弹射后坐力的液体射流平衡装置，由燃气发生器、液囊、阻抛联结体三部分组成；液囊底部装有出液喷口和注液口；液囊及密封垫通过一组螺钉装入阻抛联结体，燃气发生器通过螺纹连接到阻抛联结体。所形成得平衡装置整体插入定向器内并通过弹性卡扣卡在定向器尾部。装药与点火具位于燃气发生器内，点火后燃气经侧喷口进入低压室推动弹体前进，同时赋予平衡装置后坐力；高压室燃气经底喷口进入液囊顶端挤压液囊使其中的液体从后方出液喷口高速喷出，提供反推力平衡大部分后坐力，在低压室后坐力和出液口反推力综合作用下，平衡装置整体以有限的速度向后阻抛。有效地实现了弹射后坐平衡。

摘要： 本发明公开了基于鲨鱼鳃射流的燃气轮机风扇及压气机叶片减阻结构，涉及燃气轮机风扇及压气机叶片的技术领域，叶片减阻结构包括叶片和多根排气立柱，叶片的叶根部的表面设有凹腔，凹腔内并排设置有多根排气立柱，多根排气立柱与凹腔内底壁之间设有气流进气通道，凹腔的一端口为气流进气通道的入口端，相邻的两排气立柱之间形成气流排气通道。本发明的叶片减阻结构可用于航空、舰船或发电动力装置领域的燃气轮机风扇及压气机叶片，可有效控制壁面速度梯度，抑制附面层分离，减小叶表摩擦阻力，优化叶片气动特性，提高整机的工作效率，叶片减阻结构中起减阻作用的气流与主流一致，无需增加减阻剂、添加剂等物质，环境友好无污染。

摘要： 本发明公开了一种面向导流槽材料的超高温燃气射流冲蚀试验装置，包括底座、导流槽缩尺模型、高温射流加载装置和红外测温传感器；所述底座上面固定有四根支柱，四根支柱上面固定有试验平台；所述试验平台上面安装有导流槽缩尺模型和高温射流加载装置。本发明可以用来研究超高温射流下不同材料在不同射流温度、不同气体流量下的冲蚀破坏程度，揭示不同材料在超高温射流作用下的冲蚀机理，研究不同材料在超高温射流下温度场分布情况，有效模拟飞行器实际发射过程中导流槽混凝土所受到的超高温燃气火焰烧蚀和高速燃气射流吹蚀的双机制耦合作用，并研究其在双机制耦合作用下的高温损伤动态演化规律，为相应工程的建设提供依据。

摘要： 本发明公开了一种用于火箭导弹发射的可调燃气射流导流装置，包括导流栅格板、二次导流板、回转底座和连接件；所在回转底座底部设有第一转轴，第一转轴与发射管的底座转动连接，可相对发射管做回转运动；所述导流栅格板包括外壳、固定在外壳内的多个导流锥、安装架；所述安装架与回转底座通过第二转轴连接；第二转轴轴向与回转座底部第一转轴轴向垂直，可相对发射管做俯仰运动；所述导流锥呈阵列的布置在外壳内；所述导流锥之间形成多个导流孔；所述外壳底部设置安装架；所述二次导流板通过连接件与导流栅格板相连，且设置在导流栅格板的后端；二次导流板与导流栅格板之间设有间隙；本发明的导流装置导流方向可灵活选择，可有效的保护发射系统。

摘要： 本申请属于运载火箭热环境设计领域。具体提供一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法及温度预警方法，所述运载火箭包括一个芯级箭体以及均匀分布于所述芯级箭体周围的4个助推器；其中，所述芯级箭体底部设置有2台液氢液氧发动机，每个所述助推器底部设置有2台液氧煤油发动机；所述计算方法包括：根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量；对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行线性叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量。基于本申请提供的技术方案，可以准确计算出燃气射流热环境的热流量。

摘要： 本实用新型公开了一种超音速燃气射流低氮燃烧器，包括主体、一次燃气管路、一次助燃风旋流稳焰结构、二次助燃风隔离装置、燃烧筒、周围燃气管路、外周超音速燃气喷头、二次燃气喷射装置，主体右侧固定有燃烧筒，燃烧筒中间设有一次燃气管路，一次燃气管路外侧设有一次助燃风旋流稳焰结构，一次助燃风旋流稳焰结构外侧设有二次助燃风隔离装置，二次助燃风隔离装置支撑在燃烧筒上，燃烧筒外侧设有周围燃气管路，周围燃气管路右端固定有外周超音速燃气喷头；本实用新型是通过外周超音速燃气喷头喷射超音速燃气到炉膛内卷吸一部分烟气使单位体积中燃气密度降低，高速气流使燃烧热迅速分散，达到降低烟气中NOX的目的。

摘要： 本申请涉及一种超音速燃气射流低氮燃烧器，属于低氮燃烧器技术领域，包括燃烧器本体，所述燃烧器本体的外壁上固定安装有连通于所述燃烧器本体内部的引流盘，所述引流盘的外侧还设置有分流装置，所述分流装置外部设置有混合室。该超音速燃气射流低氮燃烧器，通过设置多组二级燃烧孔和燃气管转动调节，能够实现对不同数量燃气管的连通接入，从而调节减少燃气单位时间内通入的体积，以及设置若干个喷嘴喷射空气与燃气混合，能够降低单位体积中燃气的密度达到稀释的效果，并通过高速气流使得燃烧产生的热量迅速分散，减少了区域内产生燃烧高温区的可能性，进而减少了高温燃烧中产生的含NOX烟气量，使得燃烧器节能环保性得到提高。