脉冲爆震发动机喷管实验研究 被引量：6

1

作者 李牧 严传俊 +2 位作者 郑龙席 王治武 黄希桥 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期13-17,共5页

在直管脉冲爆震发动机上安装不同类型的喷管，利用推力传感器测量了不同频率下发动机的瞬态推力和平均推力。结果表明：台架对瞬态推力的测量结果具有明显影响，推力峰值明显落后于推力壁压力峰值，而且随频率的变化推力峰值的大小发生... 在直管脉冲爆震发动机上安装不同类型的喷管，利用推力传感器测量了不同频率下发动机的瞬态推力和平均推力。结果表明：台架对瞬态推力的测量结果具有明显影响，推力峰值明显落后于推力壁压力峰值，而且随频率的变化推力峰值的大小发生明显的变化；发动机平均推力随频率的增加呈非线性递增，与没有喷管的发动机平均推力相比，收敛引射组合喷管增推比最高，其次是收敛喷管，扩张喷管在较低的工作频率下能够增推，但是在较高的频率下扩张喷管会产生较明显的负推力。收敛喷管在高频工作时增推比有所下降。引射喷管位于发动机出口截面下游-0．3～1倍发动机出口直径的范围内具有较高的增推效果。 展开更多

关键词 脉冲爆震发动机 收敛喷管 扩张喷管 引射喷管

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膨胀波火炮扩张喷管减后坐数值模拟 被引量：1

2

作者 赵秀和 郭张霞 +2 位作者 周军 李闯 罗鹏 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2020年第3期28-31,38,共5页

为了研究膨胀波火炮扩张喷管在发射过程中所受作用力的大小,利用二维非定常Euler方程并结合Roe一阶迎风格式,采用动态铺层的结构化网格方法模拟发射过程中惯性炮闩与身管的相对运动。用proflie文件将内弹道求得的惯性炮闩运动状态赋予闩... 为了研究膨胀波火炮扩张喷管在发射过程中所受作用力的大小,利用二维非定常Euler方程并结合Roe一阶迎风格式,采用动态铺层的结构化网格方法模拟发射过程中惯性炮闩与身管的相对运动。用proflie文件将内弹道求得的惯性炮闩运动状态赋予闩体,利用UDF对膛内时期流场的压力、速度、温度进行初始化,从闩体打开的瞬间开始进行仿真,监测发射过程中闩体和扩张喷管的受力,进而求得膨胀波火炮的炮膛合力与其冲量,并与同等发射条件下闭膛火炮炮膛合力冲量进行比较,较以往的经验公式计算更为准确,为计算膨胀波火炮减后坐性能提供了新方法。结果表明,与传统闭膛火炮相比,在初速基本保持不变的情况下,膨胀波火炮发射过程中炮膛合力冲量减少达48.4%. 展开更多

关键词 膨胀波火炮 扩张喷管 惯性炮闩 炮膛合力

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三维后体/尾喷管一体化构型优化设计及性能分析 被引量：9

3

作者 高太元 崔凯 +3 位作者 王秀平 胡守超 杨国伟 任亮 《科学通报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第4期239-247,共9页

针对高超声速飞行器后体/尾喷管一体化构型,以飞行马赫数6.5,飞行高度25km为设计条件,综合使用二维型线优化和三维关键参数优化,对构型的升/推力性能进行了优化设计.首先基于二维型线,采用三次B样条曲线对上膨胀面型线进行参数化,计算... 针对高超声速飞行器后体/尾喷管一体化构型,以飞行马赫数6.5,飞行高度25km为设计条件,综合使用二维型线优化和三维关键参数优化,对构型的升/推力性能进行了优化设计.首先基于二维型线,采用三次B样条曲线对上膨胀面型线进行参数化,计算流体动力学(CFD)进行性能评估,序列二次规划(SQP)方法作为优化方法,建立了优化设计流程,在优化迭代中利用局部网格重构技术提高计算效率.在二维优化的基础上设计了三维后体/尾喷管一体化构型,获得了下膨胀面/后体长度比l/L、下膨胀面倾角ω、出口高度/后体长度比H/L及等关键参数对一体化构型升力、推力等性能参数的影响规律.研究发现在此条件下,当l/L=1/6,H/L=0.35,ω=10°时,后体/尾喷管一体化构型的综合性能最优.此外,加装侧板可以有效防止侧向的高压泄露,有助于提升飞行器的升力和推力性能. 展开更多

关键词 高超声速后体 尾喷管一体化 单壁扩张喷管 优化设计 计算流体动力学

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基于遗传算法和空间推进方法的单壁扩张喷管优化设计研究 被引量：7

4

作者 陈兵 徐旭 蔡国飙 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期827-832,共6页

将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最... 将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最大单目标模型,推力系数CT最大-升力系数CL最大两目标模型,以及推力系数CT最大-升力系数CL最大-俯仰力矩系数Cm最小三目标模型,分别得到了喷管的最大推力设计和关于多个目标性能的Pareto最优前沿。结果表明,扩张壁初始扩张角θr,i和外罩长度Lc对CT影响较大;较小的Lc和较大的θr,i设计,将降低外罩内表面的负升力作用而使得SERN的CL较大;较长外罩和较小的θr,i,对应Pareto最优设计的CM较小。 展开更多

关键词 单壁扩张喷管 优化设计 遗传算法 空间推进算法 PARETO最优前沿

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尾喷管构型对多循环两相脉冲爆轰发动机流场及性能影响 被引量：8

5

作者 王研艳 翁春生 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第10期2256-2266,共11页

为了研究尾喷管构型对多循环工况下非定常气液两相脉冲爆轰发动机推进性能的影响,运用适应能力强的非结构网格CE/SE(时空守恒元和求解元)方法数值研究了带尾喷管脉冲爆轰发动机的内外流场.结果表明:尾喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响在... 为了研究尾喷管构型对多循环工况下非定常气液两相脉冲爆轰发动机推进性能的影响,运用适应能力强的非结构网格CE/SE(时空守恒元和求解元)方法数值研究了带尾喷管脉冲爆轰发动机的内外流场.结果表明:尾喷管对脉冲爆轰发动机性能的影响在单次循环和多循环工况下有显著差异;当燃料填充率为1、环境压力为0.1MPa时,完成一个周期各种构型尾喷管产生的平均推力由大到小依次为拉伐尔喷管、塞式收敛扩张喷管、收敛喷管、无喷管、直喷管;研究中塞式收敛扩张喷管可以提供最大的冲量和燃料比冲,但完成单个循环的周期最长. 展开更多

关键词 两相爆轰 多循环 CE SE方法 非结构网格 塞式收敛扩张喷管 推进性能

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二股流喷射控制推力矢量数值计算研究 被引量：4

6

作者 刘刚 杨永 李聪 《航空计算技术》 2005年第2期50-53,共4页

利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢... 利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢量偏角的影响。 展开更多

关键词 二维收缩-扩张喷管 N—S方程 射流推力矢量

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基于带源项非结构网格CE/SE方法的PDRE爆轰排气流场中尾喷管特性研究 被引量：2

7

作者 王研艳 翁春生 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2016年第4期90-96,共7页

为了研究非定常两相脉冲爆轰发动机爆轰和排气流场中尾喷管的特性,推导了带源项非结构三角形网格求解元守恒元数值方法(CE/SE方法)的计算格式,应用该方法数值研究了满填充工况下带不同结构尾喷管火箭式脉冲爆轰发动机的内外流场和爆轰... 为了研究非定常两相脉冲爆轰发动机爆轰和排气流场中尾喷管的特性,推导了带源项非结构三角形网格求解元守恒元数值方法(CE/SE方法)的计算格式,应用该方法数值研究了满填充工况下带不同结构尾喷管火箭式脉冲爆轰发动机的内外流场和爆轰推进性能。研究表明:该非结构网格CE/SE方法可有效捕捉变截面管中强间断和复杂波系结构。各类喷管中,含收敛段喷管排气时间增长,气流在收敛段喉部发生壅塞;含扩张段喷管内出现斜激波过膨胀现象。当环境压力为0.1 MPa、填充率为1时,单次爆轰模式下带不同类型喷管的汽油/空气两相脉冲爆轰发动机的推进性能:除40°角扩张喷管外,其他各类喷管在爆轰和排气进程中均能提高发动机的冲量。 展开更多

关键词 脉冲爆轰发动机 尾喷管 爆轰排气流场 塞式收敛扩张喷管 非结构网格CE/SE方法

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跨声速下迎风格式的比较研究 被引量：2

8

作者 段毅 杨永 《航空计算技术》 2006年第2期95-99,共5页

研究了不同迎风格式的耗散机理,通过求解N-S方程,比较了其耗散性能。采用SST,EASM k-ω湍流模型,分析了湍流数值模拟中不同格式的计算精度,重点比较了迎风格式抑制壁面振荡的能力。选取跨声速收敛-扩张喷管内流场算例,从不同角度考察了... 研究了不同迎风格式的耗散机理,通过求解N-S方程,比较了其耗散性能。采用SST,EASM k-ω湍流模型,分析了湍流数值模拟中不同格式的计算精度,重点比较了迎风格式抑制壁面振荡的能力。选取跨声速收敛-扩张喷管内流场算例,从不同角度考察了格式的计算性能,数值计算结果和试验结果吻合,获得了不同格式耗散性能的比较结果。 展开更多

关键词 迎风格式 EASM k-ω 收敛-扩张喷管

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收缩扩张喷管中稀疏颗粒加速运动及喉道优化 被引量：1

9

作者 李平 肖良华 +2 位作者 何卫锋 徐伟胜 侯晓松 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2017年第5期7-12,共6页

直升机、运输机在简易场地起降过程中,发动机可吸入的二氧化硅等微小颗粒,对叶片造成冲击磨损,冲击速度可达200m/s以上。冲蚀试验常采用直喷管加速固体颗粒,在入口总压为0.6 MPa时,颗粒速度难以达到200m/s。为更有效地加速颗粒,采用超... 直升机、运输机在简易场地起降过程中,发动机可吸入的二氧化硅等微小颗粒,对叶片造成冲击磨损,冲击速度可达200m/s以上。冲蚀试验常采用直喷管加速固体颗粒,在入口总压为0.6 MPa时,颗粒速度难以达到200m/s。为更有效地加速颗粒,采用超音速收缩-扩张喷管,通过数值模拟研究了该喷管对稀疏二氧化硅颗粒的加速运动,并利用实验验证了数值模拟的准确性。在此基础上,对喉道尺寸进行优化以提高喷管对颗粒的加速性能。结果表明:收缩-扩张喷管对颗粒的加速主要发生在扩张段,管内激波不会引起颗粒速度的震荡,颗粒的加速度与气流、颗粒之间的相对速度以及气流的密度有关;在入口总压为0.6 MPa的条件下复现5级砂尘环境,喉道半径为0.001 6m的喷管加速效果最佳,可获得的颗粒速度达到218m/s。 展开更多

关键词 收缩-扩张喷管 稀疏两相流动 二氧化硅微尘颗粒 喉道优化

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收缩-扩张喷管内高含硫天然气超声速流动特性研究

10

作者 边江 曹学文 +2 位作者 牟林升 宋晓丹 褚奇 《油气田地面工程》 2019年第10期69-74,共6页

为明确采用收缩-扩张喷管来实现天然气中H2S气体凝结与液化的可行性,对CH4-H2S双组分在收缩-扩张喷管中超声速流动液化过程进行了理论研究与数值模拟。运用流体力学计算软件,结合流动控制方程,分析了入口压力和出口背压对混合气体流动... 为明确采用收缩-扩张喷管来实现天然气中H2S气体凝结与液化的可行性,对CH4-H2S双组分在收缩-扩张喷管中超声速流动液化过程进行了理论研究与数值模拟。运用流体力学计算软件,结合流动控制方程,分析了入口压力和出口背压对混合气体流动特性的影响。研究结果表明:适当提高入口压力,将使CH4-H2S双组分临界液化温度和压力降低,且停留在气液两相区和液相区的范围增大,促进H2S气体的凝结;随着出口背压(压比)的不断增大,产生激波的位置逐渐向收缩-扩张喷管喉部方向移动,收缩-扩张喷管轴线处的压力和温度波动更加剧烈,破坏了凝结所需要的制冷环境,不利于H2S气体的凝结;当出口背压在60%以上时,制冷环境被完全破坏,H2S气体不能实现凝结。 展开更多

关键词 天然气 硫化氢 超声速流动 收缩-扩张喷管 液化

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导弹的怪尾巴——流体速度的变化规律

11

《国防科技》 2004年第3期82-82,共1页

关键词 导弹 流体速度 扩张喷管 推进剂

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微喷管内气体流动特性研究 被引量：8

12

作者 丁英涛 姚朝晖 何枫 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2004年第3期190-195,共6页

研究旨在提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微器件的性能.采用硅微加工技术在硅片上制作出矩形截面三维收缩-扩张微喷管,喉部宽度为16,深度为20,收缩比为1.625:1.实验测量了不同进出口压比条件下微喷管内氮气流量特性.实验设定进出... 研究旨在提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微器件的性能.采用硅微加工技术在硅片上制作出矩形截面三维收缩-扩张微喷管,喉部宽度为16,深度为20,收缩比为1.625:1.实验测量了不同进出口压比条件下微喷管内氮气流量特性.实验设定进出口压比范围为1.0～5.0,由此出口体积流量范围为0～0.2mL/s,出口截面特征雷诺数小于500.基于两种数值模拟方法(有限体积法和Boltzmann气体动力学方法)对微喷管内部流动特性进行了数值模拟.数值模拟结果与实验结果相吻合.数值模拟结果发现几点不同于宏观流动的异常现象:随着压比的提高,声速截面逐渐偏离喉部,向下游区移动,并且下游区的流动不断加速.当压比达到5.0时,出口截面中心区域的马赫数达到1.26.沿程压力分布呈现非线性下降的趋势.这些现象主要是由于相比于常规尺度管道,微小尺度下表面效应引起的粘性附面层效应和三维效应更显著. 展开更多

关键词 流体力学 微流动 粘性附面层 三维效应 收缩 扩张微喷管

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浅议拉瓦尔喷头 被引量：6

13

作者 李军英 《宽厚板》 2002年第2期25-26,48,共3页

关键词 拉瓦尔喷头 电弧炉炼钢 收缩-扩张型喷管

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球面收敛二元扩张矢量喷管热射流特征的实验研究 被引量：5

14

作者 张靖周 谢志荣 郑礼宝 《燃气涡轮试验与研究》 2004年第3期6-9,共4页

为了获得球面收敛二元扩张矢量喷管热射流特征,在小型热射流实验台架上运用红外热像显示和流场测量,在总温673～823 K、喷管落压比(NPR)1.46～2.25状态下,对不同喉道宽高比、俯仰角和偏航角的热射流特征进行了实验研究.在本研究范围内,... 为了获得球面收敛二元扩张矢量喷管热射流特征,在小型热射流实验台架上运用红外热像显示和流场测量,在总温673～823 K、喷管落压比(NPR)1.46～2.25状态下,对不同喉道宽高比、俯仰角和偏航角的热射流特征进行了实验研究.在本研究范围内,NPR对矢量喷管上壁面附面层流动影响不大;在扩张上壁附面层分离的情况下,壁面附近的流线被上抬,形成'马鞍'形异型总压分布;喷口出口下游的激波呈现一连串的'葫芦'状,随喷管矢量角的增大,流场的不对称性越明显;在收扩喷管喉道宽高比(ARj)为2时,热射流被分成两股. 展开更多

关键词 球面收敛 二元扩张矢量喷管 热射流特征 实验研究 飞机

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