二元喷管气动喉道控制性能的仿真研究

为了研究射流总温与射流通道结构对喷管喉道面积控制的影响规律,文中对二元收扩喷管的气动喉道控制进行数值模拟,研究结果表明:增大射流总温能使喉道面积控制效率增大;对比两种采用不同射流通道的气动喷管,在低射流总压比下采用收敛型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高,在高射流总压比下采用收扩型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高;射流总压比增大喉道面积控制效率先增大后减小;由此归纳出射流速度增大能明显提高射流的喉道面积控制效率.     

落压比对射流控制矢量喷管性能影响研究

文中利用数值模拟方法研究了落压比对射流控制矢量喷管流动和性能的影响,分析了喷管矢量角随落压比变化的机理。研究结果表明,随着落压比增大,矢量角减小;注气口下游分离区内的压力降低,上下壁面的压差减小,矢量角减小;喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变,压差产生的推力越来越大,喷管的矢量角和气流偏转角相差越来越大,矢量角越来越小。     

固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究

通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。     

一种自适应喷管面积调节机构

通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。     

二元喷管射流推力矢量控制技术研究

介绍了射流推力矢量控制技术在排气系统上的应用情况, 分析了激波诱导和喉道倾斜矢量控制方案在二元收敛-扩张喷管上的应用前景, 描述了射流注入二元喷管试验的基本状况.同时指出, 将先进的CFD方法与试验方法结合起来可以大大提高工程实践上的效率.     

矩形喷管的流动观测

对压力比（Ｈｊ／Ｐ∞）最高到３，分别喷向静止空气和与射流同方向流动的Ｍａ＝０．７４气流的两个矩形喷管进行了试验研究。在与圆喷管相对应测量激波的位置上用纹影仪对射流进行观测。测量了沿射流长度方向几个截面上的压力分布，而且通过由供气管向射流中注入烟在光屏上观察到这些分布的大致形状。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

用于推力矢量调节的缩长嵌接喷管

介绍了调节战术捆绑助推器推力矢量的嵌接截短理想喷管的研究结果，评述了应用截短理想喷管扩张型面缩短喷管有效长度的方法；采用理想喷管和嵌接喷管性能分析计算机代码进行广泛的参数分析，研制了常用嵌接截短理想喷管设计方法，得到一个具体的缩长嵌接喷管的设计．在固体火箭发动机静态热试车中验证了喷管的轴向性能和推力矢量调节能力．     

矢量喷管伺服系统联合仿真与控制方案

针对矢量喷管位置伺服系统在实际运行过程中容易受到系统外部扰动导致参数不确定的问题,设计了基于软件接口的机电液系统联合仿真与控制方案,通过SolidWorks、ANSYS、ADAMS、EASY5和Simulink之间数据交换分别建立了矢量喷管伺服机构刚柔耦合动力学模型、液压系统动态模型和滑模控制器,并通过接口实现了矢量喷管位置伺服系统仿真模型的集成。仿真结果证明:采用自适应模糊滑模控制器有效克服了矢量喷管位置伺服系统参数不确定和非线性的影响,实现了对矢量喷管伺服机构的高精度控制。     

喷管对水下爆轰燃气射流过程影响的数值模拟

为了探究不同喷管构型对水下爆轰燃气射流形态与激波传播过程的影响,基于VOF多相流模型,通过求解二维非稳态雷诺时均Navier-Stokes方程分别对无喷管、加装扩张喷管、收敛喷管的爆轰管水下爆轰过程的内外流场进行二维轴对称数值模拟。研究了喷管构型对水下爆轰过程中形成的透射与反射激波的传播特性、爆轰燃气射流形态演化规律等流场特性的影响。计算结果表明:扩张喷管可以加强向下游传播的透射激波沿轴线方向的指向性,而收敛喷管会减弱透射激波的强度,增强向上游传播的反射激波强度。爆轰燃气泡初期轴向和径向发展速度均随着时间逐渐衰减,喷管对燃气泡的轴向尺度影响较小,但收敛喷管能够显著抑制燃气泡的径向尺度。研究结果可为后续水下爆轰推进的工程化应用提供技术支撑。     

一种可变喉面喷管设计方案

喷管是火箭发动机的重要部件之一,它使燃气加速产生推力。可变喉面喷管是一种特殊喷管,可以改变喷管喉部面积,从而改变推力大小,改善发动机的性能。本文提出了一种可变喉面喷管设计方案,进行了性能仿真计算,结果表明,设计的可变喉面喷管能够满足设计要求。     

销毁弹喷管喉部截面积对未爆弹作用效能的影响

以Q235钢板模拟弹丸壳体,通过改变销毁弹喷管喉部截面积,研究其对销毁弹工作时间及熔穿效果的影响。结果表明:喉部截面积过小会导致喷管堵塞,作业效果差。喉部截面积为4πmm2时,熔穿后剩余燃烧时间达到3.48s,熔穿孔的直径达到8.91mm,可以使炸药燃烧产物顺利释放出去,提高了销毁未爆弹的作用效能。而喉部截面积过大,熔穿时间增加,熔穿剩余作业时间缩短,不利于销毁作业。     

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。     

底排-火箭复合增程弹火箭助推发动机喷管设计研究

针对底排-火箭复合增程榴弹，进行了助推火箭发动机喷管设计。依据喷管的工作条件进行了喷管型面设计、喷管热防护设计，分析了喷喉比对推力的影响。结果表明在喷喉尺寸固定且在喷口强度允许的条件下．喷口直径越大越有利于提高火箭发动机的推力。经射击试验证明文中所述对增程弹火箭助推发动机喷管设计具有一定的指导意义。     

拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法

拉瓦尔喷管喉径尺寸要求严格,现有成熟的深孔测量方法无法直接应用于拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量。在分析拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的孔口流动模型基础上,提出了基于芯型测头塞规法的拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法,分析了芯型测头塞规尺寸与孔口流动模型及其相对灵敏度的关系。优选了短孔模型作为拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的基本模型,确定了当量直径液力测量参数,研制了当量直径液力测量原型装置。在该装置上进行了测量试验,分析了芯型测头塞规直径和测量压差对喉部区域过流流量的影响。最终的重复性试验结果表明,该方法的测量重复性误差为±0.001 8 mm,能够满足拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量需要。     

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。     

高低燃温组合推进剂下喷管壁面温度边界层影响规律

为了获得高低燃温组合推进剂下喷管温度边界层的影响规律,建立了四个物理模型,通过使用不同的低燃温推进剂、不同的质量分数来分析低燃温燃气对喷管温度边界层的影响。结果显示,在靠近喷管喉衬位置喷入低燃温燃气时,仅需少量低燃温推进剂就能很好的降低喷管表面边界层的温度;而在远离喷管喉衬部位时,即使使用较大的质量分数,喷管边界层的降温效果也不明显。喷管温度边界层的降低受低燃温燃气温度、质量分数、低燃温燃气进口位置以及进口直径影响。     

某型运载火箭单喷管轴对称模型数值模拟

为了研究某型运载火箭发射流场的特征,采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)技术对某型运载火箭飞行5 m工位下的流场进行数值模拟.以3维单喷管发动机为模型,选用标准k-ε湍流模型,同时考虑混合气体,获得发动机尾焰流场,分析尾焰波系结构随时间的变化.计算结果表明:单喷管轴对称模型下的流场各个参数分布、激波系结构与理论分析结果一致,可为后续相关实验测量提供参考和理论依据.