检索结果-南通市图书馆

出口锯齿修形对轴对称喷管雷达散射截面的影响研究

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科学技术与工程 2016年第15期16卷 301-306页

作者：王俊琦晁晓亮高翔杨青真中国飞行试验研究院发动机所西安710089 西北工业大学动力与能源学院西安710072

为了研究出口边缘锯齿修形对轴对称喷管边缘绕射场和腔体内部散射场的影响,以轴对称喷管为基准模型,对其出口边缘进行8种不同齿角的锯齿修形,齿数均为12,采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法研究分析了基准喷管模型和8种出口锯齿修形... 详细信息

为了研究出口边缘锯齿修形对轴对称喷管边缘绕射场和腔体内部散射场的影响,以轴对称喷管为基准模型,对其出口边缘进行8种不同齿角的锯齿修形,齿数均为12,采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法研究分析了基准喷管模型和8种出口锯齿修形喷管模型的边缘绕射场和腔体散射场的电磁散射特性。结果表明:对出口边缘进行锯齿修形可有效降低喷管全局探测角范围的绕射场雷达散射截面(RCS),且修齿齿角越小,效果越明显;但出口边缘锯齿修形对降低喷管腔体散射场RCS无明显作用。

关键词：轴对称喷管锯齿修形迭代物理光学法等效边缘电磁流法雷达散射截面(RCS)

分离和耦合求解对轴对称喷管尾焰流场计算的影响

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航空兵器 2018年第5期25卷 68-72页

作者：王杏涛祁鸣张二磊中国空空导弹研究院河南洛阳471009

基于某型发动机轴对称喷管的简化模型,分别采用分离求解和耦合求解进行喷管尾焰数值仿真,分析了两种算法对喷管尾焰流场分布的影响。研究表明:在喷管尾焰核心区,耦合求解比分离求解所出现的环形马赫盘分布周期数量更多,与之对应喷管轴... 详细信息

基于某型发动机轴对称喷管的简化模型,分别采用分离求解和耦合求解进行喷管尾焰数值仿真,分析了两种算法对喷管尾焰流场分布的影响。研究表明:在喷管尾焰核心区,耦合求解比分离求解所出现的环形马赫盘分布周期数量更多,与之对应喷管轴向中心线上压力、温度、速度和马赫数曲线震荡更加明显,震荡距离更长;两种求解方式的流场压力分布大小基本一致;分离求解比耦合求解的温度场分布更高,且在尾焰核心区尾部出现峰值;耦合求解比分离求解的尾焰核心区速度和马赫数分布更高;耦合求解更加适合超音速喷管流场的计算。

关键词：轴对称喷管数值仿真分离求解耦合求解尾焰流场马赫盘

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隔热屏结构对喷管壁面冷却影响的数值模拟

航空动力学报 2023年

作者：侯圣文王强胡海洋潘思霖薄澜上海船用柴油机研究所北京航空航天大学能源与动力工程学院

以加力状态下的轴对称喷管为研究对象，数值对比研究了隔热屏翻边方式对喷管壁面冷却的影响。结果表明：无论对隔热屏进行两侧翻边还是出口翻边，隔热屏的最高温度和平均温度随着翻边高度的增加呈现先减小后增加的变化规律；对隔热屏进... 详细信息

以加力状态下的轴对称喷管为研究对象，数值对比研究了隔热屏翻边方式对喷管壁面冷却的影响。结果表明：无论对隔热屏进行两侧翻边还是出口翻边，隔热屏的最高温度和平均温度随着翻边高度的增加呈现先减小后增加的变化规律；对隔热屏进行两侧翻边会增加收敛段壁面的平均温度和最高温度。相反，出口翻边则会降低收敛段壁面的最高温度和平均温度；两侧翻边时，扩张段壁面最高温度和平均温度最多可以降低2.6%和1.1%。出口翻边时，扩张段壁面的最高温度和平均温度受翻边高度影响较大，分别最多可以下降14.6%和23.5%。当以喷管扩张段壁面的冷却为研究目标时，则出口翻边更有利于喷管壁面冷却。

关键词：加力状态轴对称喷管隔热屏结构喷管壁面冷却推力系数

大宽高比矩形喷管的射流与外流掺混特性的数值研究

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航空动力学报 2005年第1期20卷 104-110页

作者：张勃吉洪湖南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

用数值计算的方法 ,研究了宽高比分别为 1 ,4,8,1 2和 1 6的矩形喷管射流与外流的掺混特性 ,并与等面积的轴对称喷管进行了比较。研究表明 ,矩形喷管与轴对称喷管相比 ,射流核心区长度较短 ,射流中心线上速度和温度衰减较快 ,掺混明显... 详细信息

用数值计算的方法 ,研究了宽高比分别为 1 ,4,8,1 2和 1 6的矩形喷管射流与外流的掺混特性 ,并与等面积的轴对称喷管进行了比较。研究表明 ,矩形喷管与轴对称喷管相比 ,射流核心区长度较短 ,射流中心线上速度和温度衰减较快 ,掺混明显强于轴对称喷管 ,并且随着宽高比的增加。

关键词：航空、航天推进系统矩形喷管轴对称喷管宽高比掺混

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基于被动引射的大扩张比喷管流动数值研究

航空科学技术 2022年第10期33卷 31-37页

作者：吴超黄兴中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412002

针对大扩张比喷管地面试验过程中分离流动现象,基于数值方法研究分离状态流场特征,分析了分离位置与喷管入口参数的关系,并与经验公式进行了对比。在此基础上,开展被动引射方案的仿真计算,分析引射筒长度、直径等参数对喷管流态的影响... 详细信息

针对大扩张比喷管地面试验过程中分离流动现象,基于数值方法研究分离状态流场特征,分析了分离位置与喷管入口参数的关系,并与经验公式进行了对比。在此基础上,开展被动引射方案的仿真计算,分析引射筒长度、直径等参数对喷管流态的影响。计算结果表明,大扩张比喷管地面试验过程由于逆压梯度产生分离流动,数值计算流场及分离位置与经验公式结果接近;通过引射筒的被动引射可以实现地面试验时喷管满流状态,流场受引射筒长度和直径等参数影响。此研究结果可为大扩张比喷管地面试验设计提供参考。

关键词：大扩张比轴对称喷管被动引射计算流体力学分离流动

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扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

空气动力学学报 2019年第2期37卷 234-241页

作者：丛戎飞吴军强张长丰叶友达中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 国家计算流体力学实验室北京100191

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数... 详细信息

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。

关键词：推力矢量扰流片数值模拟轴对称喷管

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不同形式喷管流动与红外抑制特性数值分析

红外技术 2017年第10期39卷 958-965页

作者：廖华琳张勃邓庆晃吉洪湖江苏省航空动力系统重点实验室南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 成都燃气涡轮研究院总体室四川成都601500

本文针对涡扇发动机,设计了等进口、出口面积,等长度的轴对称、矩形与S弯收敛喷管(出口宽高比W/H=4),在相同的内、外涵进口、出口参数下,数值分析了其流动、换热与红外辐射强度分布特性。比较得出,S弯喷管在矩形喷管基础上,进一步强化... 详细信息

本文针对涡扇发动机,设计了等进口、出口面积,等长度的轴对称、矩形与S弯收敛喷管(出口宽高比W/H=4),在相同的内、外涵进口、出口参数下,数值分析了其流动、换热与红外辐射强度分布特性。比较得出,S弯喷管在矩形喷管基础上,进一步强化了二次流流动,增强了掺混,使得热喷流温度衰减增强;S弯壁面对进口高温部件形成有效遮挡,有效降低了红外辐射强度。水平探测面上,不同喷管红外辐射强度分布相似,S喷管量值最小,而在垂直探测面上,S弯喷管最大值出现高度角为20°时,这是由于尾喷流的向上偏转导致的。相比轴对称喷管,在喷管正后方,矩形喷管红外辐射强度降低23.1%,S弯喷管降低89.7%。

关键词：红外抑制轴对称喷管矩形喷管 S弯喷管强化掺混

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火箭发动机化学非平衡流动的数值研究

火箭发动机化学非平衡流动的数值研究

作者：汪根来哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

火箭发动机的燃气流是一个非常复杂的物理化学过程，其中的混合组分在高温，高压下，彼此间存在相互反应，混合气体常数、比热、绝热指数等都随温度和组分浓度等因素不断变化。这势必对火箭发动机性能产生极大的影响。因此，准确地研究... 详细信息

火箭发动机的燃气流是一个非常复杂的物理化学过程，其中的混合组分在高温，高压下，彼此间存在相互反应，混合气体常数、比热、绝热指数等都随温度和组分浓度等因素不断变化。这势必对火箭发动机性能产生极大的影响。因此，准确地研究发动机内燃烧反应流场，对火箭发动机性能预测，改进发动机的设计，具有很重要的现实意义。本论文在fluent商业软件的工具平台上，数值模拟了H，O燃烧的火箭发动机喷管内化学非平衡反应过程和以空气为介质的高焓激波管喷管内瞬态化学非平衡过程。主要工作有以下几方面： 1．本文在采用了氢气与氧气的6组分，8基元反应模型，和标准κ-ε湍流模型，计算了氢气与氧气的反应过程，并与文献结果进行验证。 2．基于结构化网格及有限体积方法，对火箭发动机喷管内多组分气体化学平衡流、非平衡流和冻结流进行了数值模拟。结果表明在喷管入口处，非平衡与平衡状态反应基本上接近，冻结流温度偏低，在喷管流动中，化学非平衡性比较显著，计算结果与平衡状态以及冻结流状态有很大的区别。非平衡状态对出口流动参数有一定的影响。 3．基于以上技术和方法，以空气反应模型，对高焓激波管喷管初始时间段内瞬态工作过程进行了数值模拟，结果表明，激波之后由于温度的急剧上升，化学非平衡性更加明显，使得化学反应更加复杂，组分热力参数Cp、R、γ等变化剧烈，其随状态参数变化而改变。激波和流动分离可能是激波管喷管烧蚀的问题的因素之一。

关键词：火箭发动机化学非平衡轴对称喷管数值模拟激波管

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航空发动机尾喷管的气动/隐身特性研究

航空发动机尾喷管的气动/隐身特性研究

作者：王俊华沈阳航空航天大学

学位级别：硕士

目前战机常用的探测方式为雷达和红外探测,而发动机排气系统不仅是战机主要的红外辐射源,同时作为腔体结构也是飞机后向重要的雷达散射源,因此如何有效降低发动机排气系统的红外辐射和雷达信号强度成为隐身战机设计的重要问题,本文以此... 详细信息

目前战机常用的探测方式为雷达和红外探测,而发动机排气系统不仅是战机主要的红外辐射源,同时作为腔体结构也是飞机后向重要的雷达散射源,因此如何有效降低发动机排气系统的红外辐射和雷达信号强度成为隐身战机设计的重要问题,本文以此为背景,开展了发动机尾喷管红外和雷达隐身性能的研究。首先,依据尾喷管设计理论,设计了喷管型面参数获取程序,在基础参数相同的条件下,本文设计了轴对称喷管、二元喷管、5种不同中心线变化规律和3种不同截面积变化规律的单S弯二元喷管。其次,在设计的喷管模型基础上,运用计算流体动力学（CFD）数值模拟方法,得到了不同模型的喷管气动性能参数和尾喷流温度场,结合气体动力学理论和红外辐射理论对比分析了轴对称喷管、二元喷管和单S弯喷管的气动性能和红外隐身性能,研究了中心线变化规律对单S弯二元喷管气动特性和红外隐身性能的影响。运用多层快速多极子方法（MLFMM）开展了尾喷管后向雷达散射截面（RCS）的仿真计算,得到了尾喷管后向雷达散射截面,分析比较了轴对称喷管、二元喷管和单S弯喷管的雷达隐身性能,研究了中心线变化规律和截面积变化规律对单S弯二元喷管雷达隐身性能的影响。最后,结合喷管的红外和雷达隐身性能,分析了各喷管的综合隐身性能。结果表明单S弯二元喷管相对二元喷管和轴对称喷管大幅度提高了综合隐身性能,二元喷管相对与轴对称喷管尾流高温核心区长度缩短了50%以上,提高了其红外隐身性能,采用中心线变化规律为缓急相当和截面积变化规律为缓解相当的单S弯二元喷管可同时取得优良的气动和隐身性能,为隐身喷管的设计提供了参考依据。

关键词：轴对称喷管二元喷管单S弯二元喷管气动性能雷达散射截面（RCS）