抛物型喷管入口扩张半角对推力偏心的影响

研究了当气流偏离抛物型喷管超音速段对称轴时所引起的喷管推力偏心．用三维特征线方法数值模拟了喷管内的非对称流场，得到了在不同入口扩张半角时，喷管侧向推力分量沿轴向的变化及其零点位置在轴线上的分布．结果表明，侧向力第一零点和第二零点的位置随入口扩张半角的变化都是非线性的     

锥型超音速喷管的推力偏心特性

利用三维特征线数值模拟流场的方法研究了锥型超音速喷管当喉部气流方向偏离喷管对称轴时所引起的推力偏心特性．给出了喷管几何参数和气体比热比对侧向推力分量及其零点位置的影响．对计算结果进行的分析表明，喷管几何参数和气体比热比对侧向力第一零点位置的影响是很小的；而对第二零点的位置则有较大影响，并且在所研究的参数范围之内，这种影响几乎是线性的．     

锥型喷管总温、总压分布不均匀对推力偏心的影响

用特征面参数化方法数值模拟了喷管的非对称流场,研究了当总温、总压在喷管超声速段入口截面分布不均匀时,所引起的锥型喷管的推力偏心特性,得到了锥型喷管在不同扩张角和不同总温、总压分布时,喷管侧向推力分量沿轴向的变化及其零点位置在轴线上的分布规律．对微推偏喷管的设计具有重要参考价值．     

特征面参数化在喷管推力偏心研究中的应用

研究了当气流偏离喷管超音速段对称轴时,所引起的锥型喷管的推力偏心．用特征面参数化方法数值模拟了喷管的非对称流场,得到了锥型喷管在不同扩张角和采用不同的初值面时,喷管侧向推力分量沿轴向的变化,及其零点位置在轴线上的分布规律,对微推偏喷管的设计具有参考价值．所得结果与现有的实验数据的吻合程度是令人满意的     

一种基于微推偏技术的斜切喷管设计方法

对某锥形斜切喷管扩张段在喉部流线偏离喷管轴线情况下的流场进行了三维数值模拟,得到喷管侧向力曲线。提出将斜切喷管出口设计在侧向力零点附近,以减小上游非平衡扰动带来的推力偏心震荡。仿真结果表明,该方案是有效的。针对实际工程问题中结构的局限性,提出减小预置推力偏心震荡的可操作性建议。     

用特征线方法数值模拟喷管内的二维流场

用二维特征线方法数值模拟了固体火箭发动机喷管内的二维流场，通过流场积分计算出喷管的推力．在计算中采用的喷管母线是由喷管扩张段长度、扩张比、型面起始及终止扩张半角所确定的抛物线．计算表明，当喷管扩张段长度、扩张比、型面终止扩张半角一定时，具有不同起始扩张半角的喷管其推力也不同．     

轴对称型面喷管推力计算方法

为分析喷管内流场的变化,使用 1 维计算模型和基于 FLUENT 的 2 维计算模型对轴对称型面喷管的推力 进行计算,分析 2 种计算结果的差异。利用正交设计法,研究喷管的燃烧室压强、扩张角、扩张比、扩张段长度以 及燃气射流的黏度对喷管推力计算的影响。结果表明：推力差异与燃烧室压强近似线性关系;推力差异随着燃气黏 度的增加而增大;当初始扩张角越大、出口扩张角越小时,推力差异越小;推力差异随着扩张比、扩张段长度与喉 部半径比的增加先减小后增加;在低压、低黏度的情况下,1 维计算方法可用于喷管推力的计算,否则,2 维计算方 法更适合。     

关于弹道导弹和多级远载火箭发动机喷管产生的侧向力问题

本文在文献[1]、[2]试验研究的基础上,对喷管扩张段因非对称流动分离引起侧向力的机理和喷管扩张段带燃气舵引起侧向力的有关问题,进行了分析讨论,并对喷管侧向力的预示方法提出了建议。可供弹道导弹和多级运载火箭设计阶段,设计燃气舵和液体注入式推力向量控制的执行机构元件分析使用。     

高环境压强下喷管的工作特性研究

数值模拟的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔-斯托克斯(Navier-Stokes)方程，湍流模型采用κ-ε两方程模型，数值格式为二阶迎风格式。数值模拟了喷管在高反压环境下的流场，得到了流场结构变化规律，研究表明：喷管在非设计工况下工作，产生了较大推力损失，该损失主要由静推力损失造成。通过合理设计发动机工作压强和喷管扩张比，使其与外界反压相匹配，可以降低推力损失。最后给出了基于喷管的一维理论与数值方法的推力计算对比，结果显示：反压越高两者之间计算误差越大。     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

压强变化对火箭推力偏心影响研究

采用二维非定常特征线法数值模拟火箭喷管亚、跨和超音速流场,克服了三维定常特征线法不能求解亚、跨音速的缺陷,获得火箭喷管侧向推力随时间、压强的变化曲线.通过研究可以进一步完善微推偏喷管理论.     

微推偏喷管设计新方法

用计算流体力学方法数值模拟火箭喷管内三维非对称流场特性,在此基础上,可设计出特型和大扩张半角的锥型微推偏喷管,大大扩展了新型喷管的应用范围。试验和应用表明,微推偏喷管晨存在的,新设计方法是可行的。     

斜切喷管固体火箭发动机推力特性仿真与试验

为了降低倾斜架式发射地空导弹的发射仰角，满足对超低空来袭目标的攻击需求，提出了斜切喷管预制发动机推力偏心方案，进行了流场仿真和发动机点火试验，数值模拟与试验结果吻合良好。进一步分析表明，斜切喷管方案在地空导弹上的应用是可行的。     

非对称方形尾喷管内流场数值分析与推力特性研究

文中建立了非对称方形尾喷管及传统轴对称尾喷管的物理数学模型,基于N-S方程和RNG k-ε湍流模型,对两种尾喷管三维内流场进行了数值分析,研究了非对称方形尾喷管内部流动参数的变化趋势及其推力特性.结果表明:在相同收敛段、喷管长度和扩张比的条件下,两种喷管内的流动参数变化趋势一致与轴对称喷管相比,非对称方形尾喷管推力略低,但能够保证喷管的推力性能水平.     

火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.     

多排径向通道直流喷嘴的声学特性试验研究

为了避免高压补燃循环氢氧发动机推力室中喷注耦合不稳定问题的发生,采用试验技术手段分析了多排径向通道直流喷嘴的声学特性,研究了径向通道孔径、径向通道数量、径向通道长度、喷嘴长度对喷嘴声学特性的影响规律。研究结果表明径向通道长径比和折合喷嘴长度是影响喷嘴声学频率的关键因素,并建立了无量纲喷嘴结构参数与声学频率间的经验关系式,为多排径向通道直流喷嘴的声学频率预估提供依据。