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流体推力矢量技术可为超声速无尾布局提供良好的隐身性能与纵向操纵力矩,具有响应快、质量小等优势。旁路式激波矢量喷管无须从发动机引气,克服了为增加矢量角而增加发动机引气流量的问题,可降低发动机的负担。开展了引气位置对旁路式二元激波矢量喷管矢量性能影响研究,为加深对此种喷管性能理解以及将其实用化打下基础。结果表明:喉道引气喷管兼具激波矢量和喉道偏斜法的特征,入口引气喷管在过膨胀状态下性能更好,喉道引气喷管在欠膨胀状态下更有优势。射流后的分离模式显著影响喷管矢量性能,闭式分离使喷管矢量性能下降明显,喉道引气喷管矢量性能突变对应的落压比小于入口引气喷管。实际应用中,应避免分离模式由开式分离转为闭式分离,根据不同膨胀状态搭配不同的旁路式引气方式能够最大化旁路式二元激波矢量喷管性能。 相似文献
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基于CFD数值模拟技术,考虑变比热容及温度对传热系数、黏性系数的影响,研究了不同二次流喷口几何构型(矩形及圆孔)在不同落压比、二次流压比等工况下,对激波矢量喷管内的三维流动特性及推力矢量性能的影响。研究表明:随着二次流压比增加,诱导激波角度增加,当诱导激波与上壁面相交时,推力矢量性能恶化;对于矩形喷口无量纲展向长度l1.0时,喷口前分离涡演变为马蹄涡,并在喷口下游诱导尾涡,SPR0.6时随喷口无量纲展向长度增大,推力矢量角度增加;对与多孔喷射模型,在压力缓解机理下,不同圆喷孔数量时,下壁面压力分布及壁面极限流线分布存在差异,然而圆喷孔数量对推力矢量角及推力系数的影响仍待进一步探明。 相似文献
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一、前言 航天航空工程中广泛应用轴对称超音速喷管。为了提高喷气推进的性能,各国都很重视对轴对称超音速喷管的研究,以期获得尺寸、重量小,性能良好的结构。为了节省实验研究的工作量,本文试图用理论计算的方法对喷管的推力特性进行估算,为试验选型提供一些数据。为了估算喷管的推力,我们把喷管内的流场分为主流与边界层二个区,主流区的流动用无粘流模型进行计算,邻近壁面的边界层则用边界层理论进行计算。最后根据喷管出口截面上气流的压强、密度和流速分布,求出喷管的推力。 相似文献
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《低温与超导》2016,(6)
明确激波在Laval喷管内的发生位置,能够为设计及优化Laval喷管线型提供理论依据,从而提高Laval喷管的制冷性能和整个天然气超音速分离器的分离效率。文中对Laval喷管进行了结构设计,对不同背压条件下Laval喷管内激波位置进行了理论分析与计算,并利用FLUENT软件进行了数值模拟,通过研究不同背压条件下Laval喷管内气体马赫数、压力和温度分布,对喷管制冷性能进行了对比分析。结果表明:保持Laval喷管入口压力不变,随出口背压增大,激波位置逐渐从喷管出口向喷管入口方向移动,气体受到激波的影响,在喷管所能达到的最大马赫数不断降低,所能产生的最低温度不断上升,喷管的制冷性能越差;理论计算与数值模拟结果基本一致,数值模拟验证了理论计算的正确性。 相似文献
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《低温与超导》2016,(12)
Laval喷管作为天然气超音速旋流分离器的核心部件,其几何结构对喷管制冷性能和分离器的分离效率有着决定性影响。文中利用FLUENT软件进行数值模拟,系统研究了Laval喷管渐缩段线型、渐扩段张角及旋流器位置对Laval喷管内压力分布和制冷性能的影响。结果表明:渐缩段线型对喷管制冷性能有较大影响,采用维托辛斯基曲线进行Laval喷管渐缩段的设计可以获得较好的制冷效果;渐扩段张角越大,温降趋势越明显,喷管出口所能获得的温度越低,制冷效果也越好,但随着渐扩段张角的增大,在喷管存在背压的情况下易造成激波前移,破坏喷管内的低温环境;Laval喷管(加旋流器)的旋流分离能力和制冷性能存在着明显的制约关系,需要在二者之间寻找一个平衡点,使得Laval喷管(加旋流器)可以取得较好的旋流效应和膨胀制冷效果。 相似文献
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一、轴对称喷管边界层基本方程 为了较精确地估算轴对称喷管的推力特性,有必要考虑喷管壁面边界层对推力的影响。基于计算叶栅损失系数的经验(参见文献[1]),我们拟采用类似的方法来计算轴对称壁面的边界层。对于轴对称物体,比较方便的是采用圆柱坐标系r、θ、z。但对于边界层的计算宜采用下述正交曲线坐标。 取x坐标沿喷管壁面在子午面的剖面线方向,且沿流动方向为正。y坐标垂直于喷管壁面。还有一个仍取θ坐标。则连续方程为 相似文献
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基于离散型伴随方法的单边膨胀喷管优化设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《工程热物理学报》2017,(9)
目前高超声速喷管的设计方法主要有特征线方法与基于CFD分析的优化设计方法。采用特征线法设计喷管时流动需基于无黏、无旋假设进行简化,无法确保设计结果在真实流动情况下达到最优;采用遗传算法或常规梯度类方法等优化算法进行优化设计时,设计变量数目的增多为设计带来计算量方面极大的挑战。为克服上述方法在设计过程中的不足,依托伴随方法具有计算量与设计变量数目几乎无关的特点,本文发展了基于离散型伴随方法的单边膨胀喷管的设计方法,以控制喷管沿流程的面积分布作为参数化方法,在初步设计的性能优良的原型喷管基础上实现了精细化伴随优化设计,优化后推力系数比原型喷管提升0.8个百分点。 相似文献
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喷管是激光推力器的重要组成部分。在设计喷管构形时,可以使其与聚光系统一体化设计,也可以把聚光系统和喷管分离设计。针对聚光系统与喷管分离设计的工作模式,建立了一种辅助聚焦系统的点火模型。通过改变喷管的构形,分析了圆锥形、圆台形喷管的冲量耦合系数与喷管顶部直径与出口直径之比以及喷管长度与出口直径之比之间的关系。通过对推力曲线的分析,阐述了喷管结构参数对其性能影响的原因。研究结果显示,圆台形喷管的推进性能优于圆锥形和圆筒形。 相似文献
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超紧凑S弯收扩喷管流动机理及控制方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于CFD数值模拟技术,对超紧凑S弯收扩喷管的流动机理进行了研究,并针对流场中出现的流动分离现象,采取吸气的流动控制方法并详细分析了吸气位置、角度及压比对控制效果的影响。结果表明:在喷管第一弯上壁面及第二弯下壁面附近存在局部加速区域;在喉部法向截面上存在横向涡,第一弯后出现流动分离,形成分离区;在分离区前做吸气控制时,能基本吸除分离区,该位置吸气比为3、吸气角度为45°吸气时控制效果最好,总压恢复系数和推力系数相对原型分别提高约1.08%和3.71%。 相似文献
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Laval喷管是超声速旋流分离技术的核心装置,气体在喷管内高速膨胀产生的低温效应可实现混合气体中可凝组分的冷凝分离。为明确喷管内超声速凝结流动规律,建立了超声速凝结流动实验系统,研究了Laval喷管内气体凝结流动过程,并重点对比分析了膨胀角为1.5°/3°/5°时喷管内的凝结流动参数。结果表明:气体在喷管内流动,温度压力不断降低,气体在喷管喉部处发生凝结,液滴数目急剧增长。喷管膨胀角对气体凝结过程影响明显。喷管膨胀角越大,喷管压力温度下降越快,喷管制冷效果越好。与此同时,凝结产生的液滴数目越多,半径越小。 相似文献
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一、前言 众所周知,在推进剂组成一定时火箭推力室的理论性能和热力气动参数以及喷管面积比是由三个决定参数,即推进剂初焓h_c、室压P_c和喷管压力膨胀比ε(=P_c/P)确定的,可表示为 (?)=(?)(h_c,P_c,δ) (1)在实际使用中往往需要广泛决定参数范围和相当小决定参数间隔的推力室性能和气动参数,或这些参数随决定参数的变化,若都采用通常的热力计算方法来获得则是很麻烦的。由于 相似文献
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《工程热物理学报》2017,(7)
为满足高超声速飞行器对高比冲和大推力发动机的需要,提出了一种可重复使用的进气预冷富燃预燃混合排气涡扇发动机(Pre-cooled and Fuel-rich Pre-burned Mixed-flow Turbofan,PFPMT)热力循环。PFPMT发动机的特点是增大内涵空气进气预冷程度,内涵压气机为富燃燃气发生器提供空气作为氧化剂,内涵空气与预冷器出口燃料混合燃烧产生富燃燃气,驱动涡轮、带动内涵压气机与风扇增压,风扇外涵空气与涡轮出口排气在主燃烧室中掺混燃烧,产生高温燃气由喷管产生推力。对发动机热力循环进行了参数化分析,发动机比冲随着压气机压比的增大而增加,尤其是随着风扇压比增加的更为明显;单位推力主要随风扇压比增加而增加,受内涵压比影响较小。发动机地面的比冲与单位推力分别可以达到4500 s与900 N·s/kg以上;在Ma=5.0飞行条件下,发动机比冲与单位推力在3500 s与1100 N·s/kg以上。 相似文献