喷管射流流场的研究状况
浅谈喷管射流流场的研究状况
关键词：laval喷管 射流 研究状况
前言
射流是工程中非常常见的一种现象，因此很早以前人们就对射流问题进行了相关的研究。目前对于射流流场这一问题的研究方法大体上可以分为三种：其一，是通过实验手段对该问题进行研究。实验研究是人们早期认识这一问题的主要手段，随着实验条件的改进和实验技术的进步，实验研究在解决问题中发挥着重要的作用。但是在提供整个流场的全部信息方面或者人们需要知道流场的瞬态结构以及瞬时量的脉动信息时，现有的实验手段仍显得不足；其二，着重分析和探讨相互作用的物理模型，也就是对激波与边界层干扰现象进行理论分析；其三，是用计算流体力学（cfd）的方法直接解激波作用下的边界层方程，采用数值模拟的方法。随着计算机技术和数值方法的快速发展，计算流体力学（cfd）成为现代流体力学的重要组成部分，此方法成为同理论分析、实验研究并列的一种研究方法，但对计算机的硬件条件和计算方法都有较高的要求。
对于laval喷管的超音速流场问题的研究就不可避免的涉及到产生激波与激波产生位置问题[1]。因此加强对laval喷管射流流场问题的研究，建立有效的估算和预测方法是非常必要的，该问题的研究受到世界各国的大力关注和重视。
1射流流场的实验研究
风洞是进行空气动力学试验的一项基本设备。迄今为止的大部分空气动力学试验都是在风洞中完成的。1939年ferri[2]在超音速风洞的试验中，观察到机翼后缘的流场变化情况，得出了激波在流场中的存在情况。1946年liepmann[3]、1947年，ac ker et、feldmann和rott等的试验在超音速风洞中对激波和流场的情况进行了研究。1957年wehrmann和wille也观测到射流既产生环形涡，也产生螺旋形涡：并且对于一给定的射流产生环形涡的频率与射流出口速度成正比。
对于流场中各参数测量的实验研究多采用激光多普勒测速技术进行测量。simpson最早应用ldv测量了湍流流场的各参数，其后nakayama和patrick分别测量了机翼后缘流场上的各参数情况。
南京航空航天大学的何中伟研究了沿圆管内发展的高超音速流的结构。在实验中管内产生的激波主要是斜激波形态。林春峰利用新一代的先进流场测量技术，粒子图像速度仪（piv），对轴对称的超声速冲击射流流场进行了详细测量。中国科学院化工冶金研究所的蔡志鹏对以射流中心线偏转所引起的流场各点速度的偏移进行了研究。中国航天机电集团陈延辉研究认为自由射流超声速喷管的出口流场品质是非常重要的，它的优劣直接影响发动机、燃烧室等试验件的研究质量，自由射流喷管出口流场的品质代表了试验台的技术水准。
1974年carling，j.c.和hunt，b.l将研究重点放在超声速冲击射流的方向上，并取得了一些成果。从20世纪60年代起世界各国相继研究、发展、建造了一些先进的高超声速实验设备。这期间主要是对飞行器的研究最为突出。
2射流流场的理论研究
对于射流的研究最早的学者，首推施里赫廷（schlichting 1933）和bickley（1939），他们分别从理论上推导出平面层流射流的速度分布和流量。andrade和tsien（1937）则对平面层流射流做了量测，并证实了施里赫廷、bickley的理论分析。雷卡切夫（1871）提出了测定旋转的螺旋桨升力的方法；马赫（e.mach，1887）研究了抛射体以超声速运动时产生的波，得到了马赫角关系。普朗特（prandtl）和迈尔（th.meyer）1908年提出了斜激波和膨胀波理论。中国科学院力学研究所，王世芬和李清泉提出了高超音速湍流分离激波结构不稳定性的理论。早期的稳定性分析研究的重点在于射流稳定性与轴对称模态和螺旋模态以及二者之间的关系。batchelor与gill（1962）在平行流的假设下，利用线性小扰动理论研究了无粘、速度剖面为top-hat形状的层流轴对称射流在轴对称模态和螺旋模态作用下的线性稳定性问题。michalke（1971）也采用平行流假设，研究具有双曲正切速度剖面的射流的稳定性。
3射流流场的数值研究
随着计算机技术和数值方法的快速发展，计算流体力学成为现代流体力学的重要组成部分。1968年magnus、gallaher和yoshihara用时间推进法求解了超临界有激波机翼绕流流场的euler方程组，他们首次用时间推进法得到了一个收敛的定常解；1970年murmann和cole提出了混合差分格式，首次用松弛迭代法求解了定常跨声速小扰动速度势方程，他们的工作被认为开辟了跨声速气体动力学的新领域。随后jameson提出了旋转差分格式，进一步将混合格式推广到全位势方程；1974年ballhaus和stger提出了隐式近似因式分解法（af方法），其收敛速度大大超过了线松弛迭代法的收敛速度；他们并用此方法求解了非定常跨声速流动；1975年beam和warming提出了求解双曲守恒型euler方程组的隐式近似因式分解法，随后又推广求解n-s方程；另外，mavcormack也分别于1969年、1980年与1984年提出了他自己的三种格式，并求解了可压缩n-s方程组；1979年steger和warming提出了矢量分裂格式，1981年jameson和turkel提出了隐式lu分解格式，从而使该算法较方法大大减少了计算量。
目前对于相当复杂几何条件的激波与射流流场的研究问题，采用有限差分法来求解可压缩n-s方程。南京航空航天大学的梁德旺等应用时均n-s方程和baldwin-lo max代数湍流模型计算了典型laval喷管内正激波流场，通过计算和试验结果表明，此方法可准确地预测管内激波结构，激波位置、激波前马赫数和壁面压力分布等。南京航空航天大学的王国庆等采用可压缩性修正两方程湍流模型，数值模拟了三种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波湍流边界层干扰流动，对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波/湍流边界层干扰流动的时均参数和脉动参数，无分离和有分离的激波湍流边界层干扰流动的基本规律。北京航空航天大学的韩振学等应用badwin-lomax湍流模型，对此现象进行了数值模拟，将数值模拟结果的激波强度、分离点位置和再附点位置等方面与实验结果进行了比较，吻合较好，说明了应用badwin-lomax湍流模型可以对三者进行很好的模拟。
参考文献：
[1]knight d. overview of nato rto wg 10 sg 3： cfd validation
for propelled hypersonic flight[r].aiaa-2002-0433， 2002.
[2]ferri a， attidi guidonia， experimental results with
airfoils tested in the high-speed tunnelat guidonia
[r].nacatm946，1939.
[3] liepmann h w. th einteraction between boundary layer
and shockwaves intransonic flow [j].jas，1946，13：623-637.
超音速低温旋流分离器拉瓦尔喷管流场数值分析
超音速低温旋流分离器拉瓦尔喷管流场数值分析
康勇
【摘 要】Aim By analyzing the flow field of the Laval-nozzle, a core
component of the supersonic low-temperature swirling gas-water
separator, for improving the efficiency of gas-water separation, its
theoretic research foundation is established. Methods Based on the
principle of flow field numerical analysis and with aid of softer ware CFD, a
number of physical factors influencing the fluid movement have been
found. Results It is significant to influence the flow field by changing
relative sizes of its each segment, including the determination of the
critical section , simplification of the model of the gas flow and energy loss.
Conclusion The conclusion is that the key to realize the low-temperature
flow field of gas-water separation is the flow speed through the throat of
the Laval-nozzle of gas-water separator must be twice as a Mach number
自由旋涡气动窗口喷管设计研究
第２４卷第４期 ２Ｏ０６年ｌ２月 空气动力学学报 ＡＣＩＩＡ ＡＥＲＯＩ ＡＭｌＣＡ ｓ】 ＩＣＡ Ｖｏ１．２４．Ｎｏ．４ Ｄｅｃ．，２Ｏ０６ 文章嗣号：０２５８．１Ｓ２５（２００６）０４－０４６１￣５ 自由旋涡气动窗口喷管设计研究 李翔宇，卢芳云，张舵 （国防科技大学理学院，湖南长沙４１ｏｏ７３） 摘要：根据超声速自由旋涡气动窗口的实现原理以及相关气动设计理论，推导出气动窗口的质量流率公式，得到 影响气动窗口质量流率的几个因素，研究了自由旋涡气动窗口喷管设计过程，利用特征线方法设计非对称喷管，得 到气动窗口的喷管型面。最后对气动窗口喷管进行了初步数值模拟，模拟结果表明利用特征线方法设计喷管是可 行的。 关ｔ词：自由旋涡；气动窗口；喷管设计；特征线；数值模拟 中圈分类号：ＴＮ２４３ 文献标识码：Ａ Ｏ 引 吾 随着高能激光武器的广泛应用，传统的晶体窗口 已经不能满足大功率激光武器的要求。当激光束的 输出功率很高或者长时间工作时，晶体窗口不可避免 的部分吸收作用，会使晶体窗口产生热聚变、热畸变 或者炸裂，从而影响激光器的输出光束质量；又由于 热传递速率的限制，传统晶体窗口很难满足激光器输 出的要求。 利用气动窗口可以解决激光器输出窗口问题。 气动窗口是利用了对激光器输出波长没有吸收作用 的特殊气体作为气动窗口的工作介质，并根据气体动 力学相关原理，能形成一个具有与激光腔低压和环境 大气高压相匹配的压力梯度的气幕。气动窗口是利 用高速气体射流来密封激光腔，从而保证激光器在高 功率下正常工作【ｌ，２ｌ。 本文根据气动窗口的实现原理，研究了喷管设计 思路，并对气动窗口喷管进行了数值模拟，验证特征 线方法设计超声速喷管的可行性，为后续气动窗口的 研究提供了参考。 １ 自由旋涡气动窗口实现原理 自由旋涡是由于流体内部位能变化引起的流体 运动，它的回旋并不是外加扭矩而引起的，它是一种 二维无旋且流体速度大小离涡心距离成反比的环流； 自由旋涡成立的条件为： Ｖｒ＝ｃｏｎｓｔ （１） 喷管内沿流线的等熵关系为： ：（ ） ： （２） Ｐ０一～ＪＤｏ，一…‘ 、。 式中Ｘ：１＋ ｝ ，Ｐ０、Ｐｏ、ｙ、 、ｒ、Ｍ分别代表工 作气体的滞止压力、滞止密度、比热比、流场速度、流 线距涡心的距离、马赫数。 图１为自由旋涡气动窗口工作原理图【引。自由 旋涡气动窗口的工作原理是利用Ｌａｖａｌ喷管和非对称 自由旋涡喷管的组合，使工作气体经过对称段喷管和 非对称段喷管的加速，在出口端面形成超声速自由旋 涡射流，且射流在出口上下端面分别与环境大气压力 和激光腔压力相等。在理想流动的情况下，激光输出 通道上不会产生膨胀波与斜激波，从而避免由于气流 密度不均匀所引起的光束畸变，同时达到密封低压激 光腔的目的。 根据自由旋涡的特性以及流体微团动量矩守恒 原理和质量守恒原理，得到气动窗口出口端面的压 力、密度、马赫数等流场参数随出口半径的变化规律 为： ＝（ ） ＝【・一 南】尚㈤ ＝【・一 南】 ㈤ ・收一日期：２００４－０４－０１；修订日期：２００４４Ｙ／－１２． 作者■介：李翔宇（１９８０－）。男。河南沈丘人。博士研究生。工程力学专业．Ｅ－ｍｉｌ：￣．１ｅｅＯ１６３．伽
新型无尘喷补机喷吹吸料器内部流场的仿真分析
第３５卷第４期 ２０１２年８月 武汉科技大学学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｗｕｈａｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｖｏｉ．３５。Ｎｏ．４ Ａｕｇ．２０１２
新型无尘喷补机喷吹吸料器内部流场的仿真分析
王杏，谢剑刚
（武汉科技大学机械自动化学院，湖北武汉，４３００８１）
摘要：为了给新型焦炉无尘喷补机的结构优化提供依据，采用流体仿真软件Ｆｌｕｅｎｔ对喷吹吸料器进行三维建 模和数值分析，研究在连接管未伸入和伸入吸料器喷管内部两种情况下喷吹吸料器内空气射流流场的分布 规律。结果表明，连接管未伸入喷管内部时，能克服喷补粉料下降阻力的最低喷吹压力为０．１９１ ０ ＭＰａ，此时 壁面最低压力值为０．０８９ ３ ＭＰａ；连接管伸入喷管内部时，吸料器内部流场受到明显干扰，伸入长度为８ ｍｍ 时喷补料的吸入效果相对最佳。 关键词：无尘喷补；喷吹吸料器；数值模拟；射流 中图分类号：ＴＦ０６５ 文献标志码：Ａ 文章编号：１６７４—３６４４（２０１２）０４—０２６８—０４
１ 问题的提出
在冶金行业中应用最广泛的焦炉修补方法为 半干修补法口］，然而现役半干法喷补机的高压空
气入口在喷补机上部，靠高压空气将喷补粉料吹
入料管，这样会因密封器件磨损而造成粉料泄露， 严重影响工作环境和操作人员的身体健康 ］。因
此，笔者所在研究小组对传统喷补机进行改进，设 计了一新型无尘喷补机，其结构如图１所示。
星形料轮
连接管 出料口 进料口 上密封板
下密封板
喷吹吸料器
图１新型无尘喷补机结构示意图 Ｆｉｇ．１ Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ ｔｈｅ ｎｅｗ ｄｕｓｔｌｅｓｓ ｇｕｎｎｉｎｇ ｍａ． ｃｈｉｎｅ
新型无尘喷补机的下部安装了一个喷吹吸料 器（结构见图２），高压空气入口也移到了喷补机
的下部，将原来的粉料吹人料管改为吸入料管以
实现无尘喷补。喷吹吸料器的工作原理是：高压
发烟剂在高速燃气流场流动情况分析
２００６年０８月 火工品 ＩＮＩＴＩＡＴＯＲＳ＆ＰＹＲＯＴＥＣＨＮＩＣＳ ２００６年第４期 文章编号：１００３—１４８０（２００６）０４—０００９—０３
发烟剂在高速燃气流场流动情况分析 陈亮，张良 （防化研究院第五研究所，北京，１０２２０５） 摘要：发烟剂在燃气流场中的成烟过程实际上是射流在主流中变形分散、掺混扩散的过程。利用粒子图像测速 技术系统（ＰＩＶ），通过试验对简单横向圆射流的近尾迹流动进行了测量，主要分析了射流在主流中的穿透深度和掺混 长度，并对其中的一些影响发烟系统设计的重要问题进行了初步的探讨。文中叙述了横向射流出口处的流动结构和流 动机制，说明了横向射流近尾迹卷吸涡的形成机制，测量了喷口后５倍喷管直径处的横向射流对称截面的流动情况。 关键词：发烟剂；射流；穿透深度；掺混长度 中图分类号：ＴＱ５６７．５ 文献标识码：Ａ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｓｍｏｋｅ Ａｇｅｎｔ ｉｎ ｔｈｅ Ｈｉｇｈ Ｓｐｅｅｄ Ｇａｓ Ｓｔｒｅａｍ Ｆｉｅｌｄ ＣＨＥＮ Ｌｉａｎｇ，ＺＨＡＮＧ Ｌｉａｎｇ （Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｃｈｅｍｉｃａｌ Ｄｅｆｅｎｓｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ，１ ０２２０５） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ ｆａｃｔ，ｔｈｅ ｐｌｏｃｅｓｓ ｏｆｔｈｅ ｓｍｏｋｅ ｆｏｒｍｉｎｇ ｉｎ ｔｈｅ ｆｕｅｌ ｇａｓ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｉｓ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ｔｏ ｔｈｅ ｐｒｏｃｅｓｓ ｏｆ ｔｈｅｊｅｔ’Ｓ ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ ａｎｄ ｄｉｓｐｅｒｓｉｏｎ ｉｎ ｔｈｅ ｍａｌｎｓｌａ＇ｅａｌＴ１．Ｔｈｅ ｓｉｍｐｌｅ ｌａｎｄｓｃａｐｅ ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ ｒｏｕｎｄ ｊｅｔ ｉｓ ｍｅａｓｕｒｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｐａｒｔｉｃｌｅ ｉｍａｇｉｎｇ ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ（ＰＩＶ）ｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅ ｐｅｎｅｌｒａｔｉｏｎ ｄｅｐｔｈ ａｎｄ ｉｎｔｅｒｍｉｎｇｌｅ ｌｅｎｇｔｈ ｏｆｔｈｅｊｅｔ ｉｎ ｔｈｅ ｍａｉｎｓｔｒｅａｍ ａｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅ ｐａｐｅｒ ｄｅｓｃｒｉｂｅｓ ｔｈｅ ｆｌｏｗ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ａｎｄ ｍｅｃｈ￣ｍｉｓｍ ａｒｏｕｎｄ ｔｈｅ ｌａｎｄｓｃａｐｅ ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎｊｅｔ’Ｓ ｅｘｐｏｒｔ，ａｎａｌｙｚｅｓ ｔｈｅ ｆｏｒｍｉｎｇ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｏｆ ｖｏｒｔｅｘ，ｍｅａｓｕｒｅｓｔｈｅｆｌｏｗｏｆｌａｎｄｓｃａｐｅｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎｊｅｔ’Ｓ ｓｙｍｍｅｔｒｉｃａｌ ｓｅｃｔｉｏｎｆｉｖｅ—ｔｉｍｅ ｓｐｏｕｔｄｉａｍｅｔｅｒｂｅｈｉｎｄｔｈｅ ｓｐｏｕｔ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｓｍｏｋｅ ａｇｅｎｔ；Ｊｅｔ；Ｐｅｎｅｌｒａｔｉｏｎ ｄｅｐｔｈ；Ｍｉｘｅｄ ｌｅｎｇｔｈ
前体附面层对轴对称收—扩喷管内外流场数值模拟的影响
前体附面层对轴对称收—扩喷管内外流场数值模拟的影响
【摘 要】 在对有较高外流速度的轴对称收-扩喷管内外流场进行数值模拟的过程中，常需考虑实际的模型前体部分所产生的附面层对喷管部分的流场计算结果所可能产生的影响。采用三种常见的模型前体附面层处理方式，通过对包括严重过膨胀在内的三种工况下的喷管进行数值模拟，比较了这三种处理方式对于计算结果的影响。结果表明：在较高外流速度下，模型前体的附面层不可忽略，喷管外壁面附近流场的计算结果受到其很大的影响。对于喷管内部流场，在过膨胀状态下，外流的计算结果差异也会反映到内流激波后的亚音速区域。在模型前体构形较为简单的情况下，采用计算平板湍流附面层的计算公式来模拟前体附面层的速度分布，也可以满足对于后体-喷管数值计算的精度要求。
【关键词】 轴对称喷管 附面层 数值模拟 内外流场 前体
1 引言
在轴对称收-扩喷管的研究中，除模型的风洞试验[1]外，如今CFD技术也得到了大量的应用，其中已经出现了一些对亚音速、跨音速状态下，以及设计工况与非设计工况下喷管内外流场的数值模拟算例[2][3][4]。
考虑到风洞试验中，完整的喷管试验模型往往具有较长的前体部分（如图1，喷管收缩段之前的锥形体的大部分区域都可看做是前体），当近壁面的气流到达测量点之前，都需要流经这部分前体。与平板类似，前体的长度会对测量点的近壁面气流即附面层的速度型有明显的影响，因此对于数值模拟而言，前体部分附面层的模拟结果也将会对所要研究的喷管部分的计算结果造成一定的影响。本文对高亚音速下的轴对称收-扩喷管的三种工况进行了数值模拟，对比了三种常用的前体附面层处理方式，并都与试验数据进行了比较。
2 数值模拟
本文采用的是商用CFD软件Fluent，数值模拟方法为时间推进的有限体积法，控制方程为一般曲线坐标系下强守恒形式的N-S方程。离散格式选用隐式二阶迎风格式，湍流模型为RNG两方程模型。为保证对于非设计工况下喷管内外流场的计算精度，近壁面的处理采用的是增强型壁面函数[3]。
喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响
第２５卷第１期 固体火箭技术 Ｊｏｕｒｎａ Ｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄ Ｒｏｃｋｅｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｖｏ Ｌ ２５ Ｎｏ．１ ２００２ 文章编号：１００６—２７９３（２００２）０１—００１０—０２ 喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响 陈林泉，李岩芳，侯晓，董新刚 （中国航天科技集团公司四院四十一所．西安 ７１００２５） 摘要：用Ｆｌｕｅｎｔ计算流体力学软件对固体丸莆发动机喷菅流场 进行了敷值计算，研究了喷菅收链半角、喷管喉部上辞圆弧曲 率半植和喉部圆柱｜蔓长度对喷菅流场的影响。研究结果表明． 喷菅喉部圆柱段长度对流量影响不太｝喷菅流量随喷菅收敛半 南的增太而减ｄ、；喷菅流量随喷菅喉部上游圆弧半径曲增太而 增走。所提供的蛄论可供喷菅设计人员参考 关键词：固体推进卉４＇上秆发动机：’上莆发动机喷菅：喷菅垃率 中田分类号：Ｖ４３５ 文献标识码：Ａ Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ｃｏｎｔｏｕｒ ｉｎ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ ｓｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｈｒｏａｔ ｏｎ ｍａｓｓ ｆｌｏｗ ｒａｔｅ ＣＨＥＮ Ｉ ｉｎ—ｑｕａｎ，ＬＩ Ｙａｈ ｆａｎｇ，ＨＯＵ Ｘｉａｏ，ＤＯＮＧ Ｘｉｎ—ｇａｎｇ∥Ｔｈｅ ４１ｓｔ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｆｏｕｒｔｈ Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ ＣＡＳＣ．Ｘｉ’ａｎ ７１００２５．Ｃｈｉｎａ． Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｎｏｚｚｌｅ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ｏｆ ＳＲＭ ｗａｓ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ［ｙ ｓｉｍｕｌａｔｅｄ ｗｉｔｈ Ｆｌｕｅｎｔ ｓｏｆｔｗａｒｅ．Ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ｃｏｎｖｅ ｒｇｅｎｔ ｈａｌｆ ａｎｇｌｅ．ｒａｄｉｕｓ ｏｆ ｃｕｒｖａｔｕｒｅ ｏｎ ｕｐｓｔｒｅａｍ ｏｆ ｔｈｒｏａｔ ｓｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｌｅｎｇｔｈ ｏｆ ｔｈｒｏａｔ ｃｙｌｉｎｄｅｒ ｏｎ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄ ａｒｅ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ Ｌｅｎｇｔｈ ｏｆ ｔｈｒｏａｔ ｃｙｌｉｎｄｅｒ。ｎ ｆ Ｌｏｗ ｒａｔｅ ｉｓ ｖｅｒｙ ｓｍａｌｌ；ｆ Ｌｏｗ ｒａｔｅ ｄｅｃｒｅａｓｅｓ ａｌｏｎｇ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｔ ｈａｌｆ ａｎｇｌｅ．ａｎｄ ｉｎｃ＃ｅａｓｅｓ ａｌｏｎｇ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｉｆｉｃｒｅａｓｅ ｏｆ ｃｕｒｖａｔｕｒｅ ｒａｄｉｕｓ ｏｆ ｔｈｅ ｔｈｒｏａｔ ｕｐｓｔｒｅａｍ． Ｔｈｅ ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ ｃａｎ ｂｅ ｒｅｆｅｒｒｅｄ ｂｙ ｎｏ￣ｚ［ｅ ｄｅｓｉｇｎｅｒｓ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ；ｒｏｃｋｅｔ ｌｅ｝ ｎｏｚｚｌｅ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ ｌ 引言 一个设计良好的固体发动机喷管具有较高的效 率，丽喷管效率的高低在很大程度上取决于喷管型面 的设计，如在喷管收敛段和喉部设计时，喷管内型面主 要影响喷管的流量。因此喷管的性能也就通过燃气流 量的大小反映出来。通过研究喷管收敛段和喉部型面 与喷管流量的关系，对优化喷管设计，提高发动机性 能，增加射程具有重要的指导意义。 文献［１～７］曾对喷管收敛段和喉部型面与喷管流 量的关系进行过大量研究，但所得结果不一致，如喷管 收敛半角对流量的影响，文献Ｅ６３认为收敛半角越大， 喷管流量越大，而文献［７３则认为收敛半角太大，会发 生颈缩现象，造成流量损失。这些文献的计算都是用自 编的流场计算软件进行的，软件缺乏严格的考核．每种 软件都有一定的局限性，并且存在一定的计算误差，从 而导致在流量变化比较小的情况下，得出的结论不能 全面反映真实情况。 Ｆｌｕｅｎｔ软件是目前国际上较流行的商用ＣＦＤ软 件包，它具有丰曹的物理模型、先进的数值方法以及强 大的前后处理功能。率课题研究工作以Ｆｌｕｅｎｔ软件应 用于喷管流场的数值模拟来计算喷管流量；在计算时 选用了精度较高的流场计算方法，深人研究了喷管收 敛段和喉部型面与喷管流量的关系．并得出了与过去 结果不太一致的结论。 ２控制方程与湍流模式 非定常可压缩的射流满足Ｎ—Ｓ方程 Ⅲ ａｒ－－ ｌ，一ＧＩ・ａ一一ⅢＨａｖ ｆＰ 、 ｆ０ ｃ ｆ ｆ ＋ 。一｛ ｝：Ｆ一 ＋ＰＪ｝：Ｇ一 ｌｐ Ｕｗ ＋￣－ ｐ ｋ ＋ 式中 ｎ为控制体；ａｎ为控制体边界面；Ｗ为求解变 量； 为无粘通量．ｉＧ为粘性通量ｔＨ为源项。 采用二阶精度的有限体积法对控制方程进行空间 离散，时间离散采用Ｇａｕｓｓ—Ｓｅｉｄｅｌ隐式迭代 本文采用 ＦＩ ＵＥＮＴ软件中提供的Ｋ—ｅ两方程湍流模型。 ３算例与结果分析 本研究以ＪＰＩ 喷管（美国喷气推进试验室所用标 准喷管）为例，该喷管具有４５。收敛半角和１ ５。扩散半 ④收稿日期；２００１—０８－Ｉ６｝修回日期：２００１－０９ １９。 荐喜器异 器饔繁蔷黑器孥 鑫蒉置焉 藿芰 淼６、０内０５流。场和特种发动机研究
同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究
第３４卷第２期 固体火箭技术 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄ Ｒｏｃｋｅｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏ￣
同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究①
马艳丽，姜毅，王伟臣，郝继光，赵刚练
（北京理工大学宇航学院，北京１０００８１）
摘要：为研究导弹发射过程中燃气射流对同心筒和弹体的热冲击和动力冲击效应，基于欧拉．拉格朗日方法．使用域动
分层动网格方法，对同心筒发射过程含Ａ１：Ｏ 颗粒的气－固两相流场进行了数值计算，得到了发射过程中流场的温度和压
强分布情况，计算结果与试验数据的相对误差在允许范围内，表明文中所用计算模型是可靠的。发射过程中燃气射流对后
盖的冲刷和烧蚀较为严重，燃气主要从内外筒之间排出。内外筒间距增大后，内筒中的温度先降低后增大，后盖处的压强
随之逐渐降低。发动机喷管出口与后盖的距离增大后，内筒中的温度变化较小，后盖处的压强随之逐渐降低。
关键词：同心筒；燃气射流；冲击效应；离散颗粒模型；域动分层法
中图分类号：Ｖ５５３ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００６－２７９３（２０１１）０２－０１４０－０６
Ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｉｍｐａｃｔ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｇａｓ ｊｅｔ
ｄｕｒｉｎｇ ｃｏｎｃｅｎｔｒｉｃ ｃａｎｉｓｔｅｒ ｌａｕｎｃｈｉｎｇ ｐｒｏｃｅｓｓ
ＭＡ Ｙａｈ—ｌｉ，ＪＩＡＮＧ Ｙｉ，ＷＡＮＧ Ｗｅｉ—ｃｈｅｎ，ＨＡＯ Ｊｉ—ｇｕａｎｇ，ＺＨＡＯ Ｇａｎｇ—ｌｉａｎ
（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００８１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｔｈｅ ｔｈｅｒｍｏ—ｉｍｐａｃｔ ａｎｄ ｔｈｅ ｄｙｎａｍｉｃａｌ ｉｍｐａｃｔ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｇａｓ ｊｅｔ ｏｎ ｃｏｎｃｅｎｔｒｉｃ ｃａｎｉｓｔｅｒ ａｎｄ ｍｉｓｓｉｌｅ
固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究
张磊，佘湖清
含能材料ChineseJournalofEnergeticMaterials，Vol.28,No.12,2020（1184-1189）固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究
张磊，佘湖清
（中国船舶集团有限公司第七一〇研究所，湖北宜昌443003）
摘要：为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性，在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实
验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程，获得了水下燃气射流形态演化过程；对水下火箭发动机的
燃烧室压强及推力进行了测量，对比分析了在10m、30m、50m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果
表明，发动机水下点火时，水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌，气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大，燃烧室压力基
本不变，发动机工作推力减小，水深从10m增加到50m时，三种发动机推力均降低了20%以上，且发动机推力与工作深度呈现非
线性关系。在同一水深条件下，当发动机喷喉直径较小时，推力减小量较小；当燃烧室压强较小时，推力减小量较小。
关键词：固体火箭发动机；水下燃气射流；推力
中图分类号：TJ55；V435文献标志码：ADOI：10.11943/CJEM2020118
1引言
固体火箭发动机具有机动性强、隐蔽性好、可靠性
高等优势，因此其用于主动攻击水雷、鱼雷、潜射导弹
等水下高速攻击武器的主要推进动力［1］。固体火箭发
动机在水下工作时，由于喷管外部环境水密度远大于
空气，且超音速的高温高压燃气与周围水剧烈相互作
用形成含有激波、相变、漩涡等复杂物理过程的不稳定
流动现象，从而导致发动机推力性能难以预估［2-3］。因
此深入研究不同水深工况下固体火箭发动机推力特性
及复杂两相流动机理，对水下火箭动力发展具有重要
意义。
针对固体火箭发动机水下工作过程及流场特性，
国内外学者进行了大量研究。王宝寿等［4］通过压力水
蒸汽喷射器三维流场的数值模拟计算与分析
大连理工大学硕士学位论文蒸汽喷射器三维流场的数值模拟计算与分析姓名：***申请学位级别：硕士专业：热能工程指导教师：李素芬;沈胜强20000601摘要
ｒ气体喷射器作为一种节能装置，可回收大量余热，起到了节能和环保的双重作用，在工业部门中得到广泛应用。其内部经历着复杂的多维湍流流动过程，而其中喷嘴更是决定喷射器是否正常工作的关键
部件。ｊ本文在详细分析喷射器内部流动的基础上，建立了三维湍流流动的数值模拟计算模型，并主要对喷嘴的流场进行了详细的计算分析。本文主要内容有：
１、深入分析了ＫＩＶＡ系列程序与相关的ＣＦＤ理论方法，结合气体喷射器喷嘴的流动特点，建立了喷射器喷嘴复杂流场结构的三维数值模拟计算模型和计算方法，并应用于喷射器喷嘴稳态流场的数值模拟计算中。
２、根据气体喷射器结构和特点建立了喷射器整体及喷嘴通用计算网格的生成方法，并编制了相应的计算网格生成程序。其网格生成方法及程序适用于各种结构及尺寸的喷嘴和喷射器，充分体现了其灵活性和实用性。
３、运用本文开发的通用计算网格生成程序结合三维流场数值模拟计算程序，针对不同的边界条件和结构尺寸的喷嘴流场，
进行了数值模拟计算，考察了以上各特性参数对喷射器内部流动的影响，并根据计算结构的分析提出了喷射器喷嘴设计的建议。
４、比较全面地考虑了各种不可逆因素（如摩擦、散热等）对流场各参数的影响，进一步完善了喷射器的研究■一一
关键词：喷嘴、数值模拟、流场ＡＢＳＴＲＡＣＴ
Ａｓａｋｉｎｄｏｆｄｅｖｉｃｅ，ｔｈｅｓｔｅａｍｅｊｅｃｔｏｒｃａｒｌｒｅｃｙｃｌｅａｇｒｅａｔｄｅａｌｏｆ
ｅｎｅｒｇｙ，ａｎｄａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｉｔｐｌａｙａｇｒｅａｔｒｏｌｅｏｆｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ
ｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎ，ＳＯｉｔｉｓａｐｐｌｉｅｄｉｎｍａｎｙｉｎｄｕｓｔｒｙｄｅｐａｒｔｍｅｎｔｓ．Ｉｔｓｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｓｍｕｌｔｉ—ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓ，ｔｒａｎｓｉｅｎｔ，ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ，ｓｕｂｓｏｎｉｃａｎｄｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｓ．Ａｎｄｔｈｅｎｏｚｚｌｅｉｓｔｈｅｋｅｙｏｆｔｈｅｅｊｅｃｔｏｒ．Ｏｎｔｈｅｂａｓｅｏｆｅｘｐａｔｉａｔｉｎｇｏｎｔｈｅｆｌｏｗｓｉｎｓｉｄｅｔｈｅｓｔｅａｍｅｊｅｃｔｏｒ，ａｔｈｒｅｅ—ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ，ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ，ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｍｏｄｅ】．ａｎｄｔｈｅｍｅｔｈｏｄｉＳｕｔｉｌｉｚｅｄｅｍｐｈａｔｉｃａｌｌｙｏｎａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅｎｏｚｚｌｅ．Ｔｈｅｍａｉｎｗｏｒｋｓａｒｅｓｕｍｍａｒｉｚｅｄａｓｆｏｌｌｏｗｓ：
拉瓦尔喷管小推力测量系统数值计算研究
拉瓦尔喷管小推力测量系统数值计算研究
陆永华;魏文权;邵飞翔;孙玉玺
【摘 要】针对卫星姿态调节舱体上喷管的测力面位置问题,使用Fluent流体计算软件,采用有限体积法,根据挡板位置和入口总压,对拉瓦尔喷管及其延伸流场进行了仿真,对挡板对喷管及其延伸流场的影响进行了分析.对3种出口直径分别为别为φ5.1、φ3.6、φ2.3的拉瓦尔喷管进行了数值计算,其推力大小均在10 N以内.研究结果表明,当挡板固定不动时,喷管I、Ⅱ、Ⅲ的进出口压强比分别超过10、12、15时,挡板对喷管出口压强产生影响;当人口总压不变时,每类喷管都有相应挡板适合放置的位置区域,且不尽相同.
【期刊名称】《机电工程》
【年(卷),期】2016(033)010
【总页数】5页(P1188-1192)
【关键词】拉瓦尔喷管;小推力;挡板;压强比;数值计算
【作 者】陆永华;魏文权;邵飞翔;孙玉玺
【作者单位】南京航空航天大学机电学院,江苏南京210016;南京航空航天大学机电学院,江苏南京210016;凯迈(洛阳)气源有限公司,河南洛阳471003;中车青岛四方机车车辆股份有限公司,山东青岛266111
【正文语种】中 文
【中图分类】TH823 喷管是航空发动机的一个十分重要的部件，一方面它通过把燃气的可用热能转变为动能而产生推力，另一方面，它对发动机反压起着控制作用，从而控制发动机的工况[1]。另外，为了控制飞行器的飞行方向和姿态,还可以利用喷管实现推力矢量控制[2]。
拉瓦尔喷管是一种典型的超声速喷管，通过改变管道的横截面来实现气流流速的控制，可以使气流从亚声速加速至超声速。对于喷管推力的测量，传统的方法是通过动量天平测量进出口动量差，然后换算成推力。而本研究的被测对象，涉及多个喷管，装入卫星姿态调节舱体后，无法进行动量测量，只能通过测量尾流的推力来进行测量。因此，需要在喷管外某处加挡板，分析挡板对喷管及其延伸流场的影响。对于喷管流场特性的研究，目前主要以计算流体力学(CFD)方法作为气动分析手段[3-5]。国内外相关文献主要对喷管内流场以及自由射流流场进行数值计算，研究喷管内流场的变化规律，研究了在不同工况下喷管内的流动状态及喷管外的激波结构[6-9]，而对喷管外存在阻碍物的流场特性研究较少。