喷管流场及其推力矢量的数值计算

本文在Euler及Navier Stokes方程的基础上 ,利用三阶ENO差分格式计算了轴对称喷管的流动 ,得到了与实验较一致的结果。计算结果表明 ,对锥形喷管而言 ,在其它条件限定的情况下出现推力极大值的扩张角在 10°和 15°之间 (约在 12 .5°附近 ) ,即存在最佳扩张角。最后利用三维CFD数值计算 ,给出了某一摆动喷管在不同摆角下的流动和推力矢量计算     

射流推力矢量喷管粒子沉积特性数值模拟

运用粒子轨道模型对基于激波控制的三维轴对称收缩扩张喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,研究了1～100μm不同直径粒子的沉积特性。计算结果表明:主流中粒子的沉积部位主要集中在喷管的收敛段和喉部附近,粒子直径越大,沉积区域越大,大沉积率越高;二次流中的大尺寸粒子会对扩张段壁面造成烧蚀。射流推力矢量喷管的热防护设计应充分考虑到二次流中粒子对壁面的烧蚀。     

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．     

固体火箭发动机射流推力矢量喷管气固两相流数值模拟

用颗粒轨道模型对基于激波控制的二维收缩扩张(2DCD)喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1～40μm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。研究表明,颗粒相的加入和颗粒直径的变化对矢量喷管的内流场和推力性能都有较大影响。在进行射流推力矢量喷管的设计和性能计算时一定要考虑颗粒相的影响。     

飞行器推力矢量喷管研究综述

飞行器推力矢量喷管是未来飞行器的关键装备之一,有助于增强飞行器机动性和敏捷性,缩短起飞和着陆滑跑距离,拓宽飞行包线并改善隐身性能.目前,国外对机械式和气动式推力矢量喷管开展了大量研究,大大提高了推力矢量喷管的技术成熟度.本文简述了机械式推力矢量喷管的发展历程,重点从激波矢量控制型、逆流型、同向流型和喉道偏移型等方面综述...     

固体火箭发动机羽烟流场的数值模拟

在抛物化假定基础上，从固体火箭发动机无烟、少焰研究需要出发出发，对喷管的内、外流场进行了数值模拟，考虑了化学平衡流和气／固两相流两种状态。在喷管内流场的计算中，用系数矩阵分裂方法对流场进行数值模拟。不论是内流场，还是喷流流场，燃烧产物的平衡组分都用布林克莱法进行求解，粒子运动参数都用特征线法进行求解。其中部分计算结果同实验及他人计算结果进行了对比，两者吻合良好。     

爆气二次喷射推力矢量控制系统关闭过程非定常效应研究

采用数值模拟方法对燃气二次喷射推力矢量控制系统关闭过程中非定常效应进行研究。给出了主／次流瞬态干扰流场结构逐渐弱化消失的流场细节特性,分析了流动参数和发动机内弹道性能的动态变化过程。研究表明：燃气引流孔和燃气二次喷射孔附近压强振荡强烈,非定常过程产生的动载荷将引起飞行器结构振动;喷流干扰力的残余影响明显,随时间变化减小较慢,必须考虑非定常延迟效应对控制效果的影响。     

双钟形喷管流场数值模拟与试验验证

采用SST k-ω湍流模型封闭轴对称粘性可压缩N～S方程组,对双钟形喷管在不同环境压力下的流场进行数值模拟,并与相应的冷吹风试验结果进行对比验证.对比结果显示,数值模拟与冷吹风试验结果在流场结构及性能曲线上均吻合良好.这表明,该数值计算模型可有效应用于双钟形喷管的数值模拟及性能分析.计算和试验结果还显示:低空工况下,双钟形喷管在型面转折点处出现流动分离,喷管性能接近于小面积比基弧段喷管;高空工况则气流可完全附着于延伸段壁面,喷管总面积比得到有效应用.这一结果验证了双钟形喷管的高度补偿特性.     

鱼雷涡轮机斜切喷管内流场数值模拟

基于求解雷诺平均的Navier—Stokes方程组,对鱼雷燃气涡轮机斜切喷管内流场进行了数值模拟计算,研究了斜切喷管气动特性随膨胀比的变化关系。数值模拟结果表明,该文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉斜切喷管内部存在的各种复杂流动结构,合理地预测了斜切喷管内部流场随膨胀比的变化趋势;喷管处于膨胀过度状态时,喷管出口会出现激波,造成激波损失,激波与边界层干涉,使得流动损失进一步增大,引起喷管气动性能的迅速恶化,设计时应尽量避免;对于既定尺寸的喷管,膨胀比大于临界流量膨胀比时,通过喷管的燃气流量保持最大流量不变。     

微型推进器流场数值模拟

深入研究微喷管内流场性能有助于微推进系统的优化设计.利用微喷管内流动与壁面传热的耦合计算,对微喷管流场进行数值模拟.对喷管内流体模拟采用直接蒙特卡罗法,壁面材料热响应采用瞬时热传导方程进行建模,并用有限差分法求解.研究结果表明,针对高温流体,分别以壁面固定温度加载和以时时更新的热流密度加载壁面材料,流场马赫数、温度和压力显现出较大差异,较高的压力能提高微喷管的推进效果,但高压力也使微喷管的热损失增加.     

发动机引流推力矢量方案的内流场分析

对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。     

一种潜入式可抛喷管数值仿真

对一种潜入式可抛喷管进行强度分析和流场仿真,强度仿真结果揭示了燃气压强作用下可抛喷管的应力分布,流场仿真结果揭示了燃气经由可抛喷管排出时的流场特征,结果表明可抛喷管整体结构设计能够满足要求。研究中模拟了环形切割器工作对冲压喷管被剪切部位的作用和影响,对模拟仿真结果与环形切割器功能验证剪切试验结果进行了对比分析,认为壳体剪切部位须设计一定厚度的台阶。数值仿真结果有助于可抛喷管的结构优化设计。     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

单面膨胀高超音速尾喷管内流场的数值模拟

针对设计的高超音速动力系统用单斜面膨胀喷管流动特点，采用三维质量平均Navier-Stokes方程，空间三阶精度高分辨率NND差分格式及可实现（Realizable）κ-ε湍流模型．对所设计的Ⅰ型和Ⅱ型喷管内流场进行了数值模拟，获得了喷管的流场参数分布。计算结果表明：喷管扩散段长度及出口斜切角变化对喷管出口流场会产生影响，Ⅱ型喷管的设计较为合理。     

矢量水听器相关性噪声的数值仿真方法

矢量水听器阵列优化设计、性能分析和信号处理系统仿真中,需要知道阵列输出噪声的协方差矩阵等信息。分析了各向同性噪声场中矢量水听器的相关性,得出了矢量水听器的自相关和互相关函数的一般表达式。结合概率分析,给出了一种简单的各向同性噪声场的数值仿真方法。仿真结果表明,文中所给方法产生的矢量水听器噪声的相关性与理论值吻合良好,可为矢量水听器阵列的优化设计和矢量阵列信号处理系统的仿真分析提供准确的数值噪声。     

高超音速动カ系统用单斜面膨胀喷管内流场的数值模拟

针对设计的高超音速动力系统用单斜面膨胀喷管流动特点，采用三维质量平均Navier-Stokes方程，空间三阶精度高分辨率NND差分格式及可实现k一ε湍流模型，对喷管内流场进行了数值模拟，获得了喷管的流场参数分布。计算结果表明：喷管扩散段长度及出口斜切角变化对喷管出口流场会产生影响；Ⅱ型喷管的设计较为合理。     

高超声速锥导乘波体流场的数值模拟研究

为了验证乘波体的设计方法,对设计马赫数6的锥导乘波体的三维流场进行了数值模拟.研究表明:设计点无粘流场与基准流场吻合,符合乘波体的设计理论;粘性对锥导乘波体的升力系数的影响不大,对阻力系数有较大影响;数值模拟方法对乘波体的流场和性能计算是适用的.     

管道中瓦斯爆炸特性的数值模拟

应用计算流体动力学软件AutoreaGas定量研究了管道中瓦斯爆炸特性。分析了不同初始压力、初始温度、障碍物形状、尺寸及空间位置等条件对管道中瓦斯爆炸超压及火焰速度的影响。研究结果表明:初始温度和初始压力对爆炸峰值超压有一定影响,初始压力越高超压越大,而初始温度越高超压越小,并且变化呈近似线性关系;火焰速度变化不大;障碍物对爆炸过程有显著影响,障碍物在管道中间比在两侧影响大,平板障碍物比长方体和圆柱体障碍物影响大,长障碍物比短障碍物影响要大。