基于三环驱动的轴对称矢量喷管运动学与力学分析
全对称矢量推进飞行器
全对称矢量推进飞行器
尹伟明
【期刊名称】《中学科技》
【年(卷),期】2015(000)008
【总页数】4页(P46-49)
【作者】尹伟明
【作者单位】上海市闵行区青少年活动中心
【正文语种】中文
【相关文献】
1.轴对称矢量喷管气动矢量角和流量系数计算方法研究
2.旋转矢量在高动态全姿态飞行器运动方程中的应用
3.三电平整流器弃用中矢量的对称三区电压矢量调制策略
4.轴对称射流矢量喷管非矢量状态下推力特性研究
5.冷态轴对称矢量喷管非矢量状态运动学研究
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拉伐尔喷管的设计
拉伐尔喷管的设计 Prepared on 24 November 2020拉伐尔喷管的设计摘 要：本文针对拉伐尔喷管的几何条件和力学条件进行了推导。
建立了喷管截面积变化与流速、压强、密度、温度等流动性能参数间的关系，分析了喷管出口截面下游的外界反压对拉伐尔喷管工作过程的影响。
推导建立了拉伐尔喷管主要性能参数的计算方法。
针对实际流动损失的存在，为得到喷管的实际流动性能，对理论性能参数提出了修正方法。
本文研究内容为拉伐尔喷管的设计提供依据。
关键词：变截面；力学条件；性能参数；流动损失 1．引言拉伐尔喷管是火箭发动机和航空发动机最常用的构件，由两个锥形管构成，如图1所示，其中一个为收缩管，另一个为扩张管。
拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。
喷管的前半部是由大变小向中间收缩至喷管喉部。
喉部之后又由小变大向外扩张。
燃烧室中的气体受高压流入喷嘴的前半部，穿过喉部后由后半部逸出。
这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至超音速。
所以，人们把这种喷管叫跨音速喷管。
瑞典工程师De Laval 在1883年首先将它用于高速，现在这种喷管广泛应用于喷气发动机和火箭发动机。
图1 拉伐尔喷管结构图2．拉伐尔喷管的几何条件 2．1变截面一维定常等熵流动在变截面一维定常流动中只考虑截面积变化这一种驱动势，忽略摩擦、传热、重力等其他驱动势，因此流动是绝热无摩擦的，即等熵流动，变截面定常等熵流动模型如图2所示。
变截面一维定常等熵流动的控制方程组为：Const m VA ρ== (1)0dp VdV ρ+= (2)2102d h V ⎛⎫+= ⎪⎝⎭ (3)2．2截面积变化对流动特性的影响管道的形状变化可以用截面积变化dA 来表示。
图2 变截面一维定常等熵流动模型(a) 截面积变化对流速的影响对连续方程(1)取对数微分，得0d dV dAV Aρρ++= (4) 将(2)两边同除以ρ，得20dV dp d V V d ρρρ+⋅= (5) 由声速公式及马赫数定义，得()21dV dAM V A-=(6) 这就是截面积变化与流速变化之间的关系。
驱动轴系统轴向派生力的测试与计算分析方法
第34卷第2期2021年4月振动工程学报Journal of Vibration EngineeringVol.34No.2Apr.2021驱动轴系统轴向派生力的测试与计算分析方法冯华渊1，上官文斌1，SUBHASH Rakheja1，罗勇2（1.华南理工大学机械与汽车工程学院，广东广州510641；2.浙江向隆机械有限公司，浙江宁波315300）摘要:以具有三销轴万向节的驱动轴系统为对象，进行轴向派生力测试，并分析驱动轴系统转速、工作角度、负载转矩和摩擦系数对轴向派生力的影响。
基于赫兹接触理论与基于速度的摩擦模型，建立驱动轴系统轴向派生力计算的多体动力学模型。
为了提高模型的计算精度，把球环和滚道之间的接触形状视为任意的，且把接触参数和摩擦系数视为随着工况变化而变化的变量。
基于有限元分析，提出了一种计算在不同负载扭矩下球环和滚道之间接触刚度和力指数的方法。
利用建立的轴向派生力计算模型和试验数据，进一步识别了多种工况下的摩擦系数和接触参数。
基于识别的摩擦系数和接触参数，计算了一驱动轴系统的轴向派生力，和试验结果的对比分析表明，模型的计算精度较高。
关键词:驱动轴系统；轴向派生力；三销轴万向节；摩擦和接触；参数识别中图分类号:U463.21；U467.3文献标志码:A文章编号:1004-4523（2021）02-0253-09DOI：10.16385/ki.issn.1004-4523.2021.02.005引言驱动轴系统是轿车传动系统中的一个重要组成部分，主要用于传递从变速器到车轮的负载转矩，同时可保证输入端和输出端在一定夹角下的等速性。
通常情况下，驱动轴系统主要由3个部分组成：（1）固定式等速万向节（常采用球笼式等速万向节）：其与车轮端相连；（2）可轴向滑移式等速万向节：其与变速器端相连；（3）驱动轴：位于固定式等速万向节和可轴向滑移式等速万向节之间。
三销轴式等速万向节（三销轴万向节）是一种常见的可轴向滑移式等速万向节。
轴对称拉瓦尔喷管流场分析
轴对称拉瓦尔喷管流场分析
王平;刘学山;乔立民
【期刊名称】《飞机设计》
【年(卷),期】2013(33)2
【摘要】采用一维管流理论分析了轴对称拉瓦尔喷管典型工作状态,结合理论分析对喷管流场进行CFD仿真计算。
经研究表明:(1)结合理论分析的流场初始化、以及FMG和外推计算方法,CFD计算效率明显提高;(2)不同拉瓦尔喷管工作状态,需采取不同的壁面函数法来处理近壁区;(3)一维管流理论分析中,将管内强激波简化为正激波的常规做法,计算误差较大,不尽合理。
【总页数】4页(P23-26)
【关键词】拉瓦尔喷管;一维管流;流场;壁面函数;初始化
【作者】王平;刘学山;乔立民
【作者单位】空军航空大学航空机械工程系
【正文语种】中文
【中图分类】V321.48
【相关文献】
1.轴对称喷管流场分析的有限体积法 [J], 曾军
2.飞行器姿态控制用拉瓦尔喷管的流场分析 [J], 訚耀保;张丽;贾萍;傅俊勇
3.基于CFD数值模拟的拉瓦尔喷管流场分析 [J], 王平;李昌平;陈柏松
4.超音速低温旋流分离器拉瓦尔喷管流场数值分析 [J], 康勇
5.分离和耦合求解对轴对称喷管尾焰流场计算的影响 [J], 王杏涛;祁鸣;张二磊因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
拉瓦尔喷管中的气动模拟分析
（4Kpa，温度） 随燃气流动逐渐减小，管口为外界温度
（0.5Mpa，温度） 随燃气流动逐渐降低，但是在经过激波面时 温度突然上升，直到管口迅速下降至外界温度
（3Mpa，温度） 随燃气流动逐渐降低，在到达管口时没有 下降至外界温度
（4Kpa，压力） 在收缩段时逐渐降低，喉部降至负压， 在扩张段时逐渐升高至大气压力
（0.5Mpa，压力） 随燃气流动逐渐降低，但是在经过激波面时 压力突然上升
（3Mpa，压力） 随燃气流动逐渐降低，在管口时产生很大的负压
小结 结合流体力学理论，分析了拉瓦尔喷管的基本流 态。本文CFD 方法能较好地模拟拉瓦尔喷管7种工 作状态，对喷管设计和改进有一定参考价值。 同时，在这次设计过程中，也对cfd有了一定的操 作能力，对拉瓦尔喷管有了更加深刻的认识，同 时 也要感谢张光学老师的细心指导。
气体中微弱扰动是以当地音速向四周传播的。飞行器以亚 音速飞行时，扰动传播速度比飞行器飞行速度大，所以扰 动集中不起来，这时整个流场上流动参数（包括流速、压 强等）的分布是连续的。而当飞行器以超音速飞行时，扰 动来不及传到飞行器的前面去，结果前面的气体受到飞行 器突跃式的压缩，形成集中的强扰动，这时出现一个压缩 过程的界面，称为激波
激波的特征：经过激波，气体的压强、密度、温度都会突 然升高，流速则突然下降。
首先对工质做出如下假设： 1.工质为理想气体。（可压缩） 2.气流定常流动。 3.过程是绝热等熵过程。
某型发动机轴对称拉瓦尔喷管，喷管出口直径0.44 m， 喉部与出口的面积比为0.505，进口与出口的面积比 为0.81，扩散段长度0.57m，收敛段长度0.43m 外界参数： 环境温度300k，压力101325pa（表压为0） 改变进口压力取3个数值（4Kpa，0.5Mpa，3Mpa）
塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响
塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响王旭;张靖周;单勇【摘要】塞式喷管是1种具有质量轻、红外隐身效果好等优点的典型喷管.为分析矢量偏转角和塞锥的几何参数对涡扇发动机轴对称塞式矢量喷管排气系统气动特性的影响,采用CFD方法进行了数值模拟研究.结果表明:尾喷流随喷管偏转而有效偏转,推力系数随矢量偏转而减小,在高空状态下较为严重.在地面状态下偏转20°时的推力系数较无矢量偏转时减小了1.2％,在高空状态下偏转20°时的推力系数减小了2.5％;塞锥前体的导圆半径变化没有使气流分离,对气动性能影响不大;塞锥后体长度增加使喷管内部压力提升,塞锥尾缘低压区缩小.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)001【总页数】5页(P11-15)【关键词】塞式矢量喷管;排气系统;气动性能;数值模拟;涡扇发动机【作者】王旭;张靖周;单勇【作者单位】南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室,南京210016;南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室,南京210016;南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V231.3塞式喷管是1种典型的矢量喷管形式，在20世纪70年代，国外针对轴对称塞式喷管和2元塞式喷管进行了一系列试验研究［1-6］。
早期的研究工作验证了塞式喷管的气动性能和流动传热特征，初步揭示了塞式喷管相对于常规轴对称喷管具有较低的红外辐射特征，但相对较大的流动损失限制了其应用。
进入21世纪，塞式喷管再度引起国外的关注［7-10］，缘于其具有良好的矢量控制特性、降低排气噪声和抑制红外辐射的特点。
Steffen［11］研究了推力矢量/反推轴对称塞式喷管的跨声速特性；Samanich等［12］对F-106B战机上的轴对称塞式喷管跨声速气动性能进行了试验研究；Kawecki等［13］对塞锥可移动的2元塞式喷管的气动性能稳定性进行了模型试验研究；Miyamoto等［14］通过数值模拟的方法研究了真实工况下2元塞式喷管的流动特性，表明2元塞式喷管在跨声速条件下的推力损失较大，但通过结构优化设计能有效提升喷管的推力水平；Verma等［15］试验研究了塞式喷管底部压力、喷管侧壁以及外部自由流对喷管气动性能的影响；Cler等［16］对具有推力矢量和反向功能的2元塞式喷管的气动性能进行了试验研究；Jana M K［17］等以特征线法为基础，以推力最大为目标，优化了内喷管倾角、内膨胀比、总膨胀比、燃气总压和飞行高度的取值。
高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计
高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计胡振震;李震乾;陈爱国;石义雷【摘要】A contraction design was conducted for axis-symmetric nozzles in hypersonic wind tunnel.The influence of arc length and curvature radius on the transonic throat flow and nozzle outlet flow was studied by constructing an AQA curve.Two new contraction curves were proposed on the basis of trigonometric function,hyperbolic function,and B-spline function.The curvature radius at the entrance and exit of the contraction can be adjusted by using these two types of curves.CFD solutions were computed to determine the influence of the throat curvature radius on the flow at the exit of a Cresci nozzle and a Sivells nozzle.The results indicate that continuous throat curvature radius is critical for the consistence between real nozzle flow and designed flow.When the continuity of curvature radius cannot be guaranteed at a throat,the upstream curvature radius of the throat is needed to be larger than the downstream one.%开展了高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计研究.利用构造的AQA分段曲线,分析喉道上游圆弧长度和喉道曲率半径是否连续对于喉部跨声速流动和喷管出口流场的影响.设计了基于三角函数和双曲函数、B样条函数的两种收缩曲线,借助控制参数使得出入口曲率半径任意可调.采用数值模拟方法分析了喉道曲率半径是否连续对于Cresci和Sivells喷管出口流场的影响.研究表明:喉道曲率半径连续是确保喷管无黏流场与设计流场一致的关键;当无法保证喉道曲率半径连续时,应使喉道上游曲率半径比下游曲率半径偏大而不是偏小.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)006【总页数】6页(P766-771)【关键词】高超声速风洞喷管;收缩段;AQA分段曲线;B样条函数【作者】胡振震;李震乾;陈爱国;石义雷【作者单位】中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所,四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.7高超声速轴对称风洞喷管设计中(特别是出口Ma>10的喷管)，有时会存在风洞实际流场与设计流场不一致的问题。
基于CFD的多级推力固体火箭发动机轴对称喷管型面优化与高精度性能预估
Ｄ ｏＩ ： １ ０ ． ７ ６ ７ ３ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６ ． ２ ７ ９ ３ ． ２ ０ １ ４ ． ０ １ ． ０ ０ ６
固 体 火 箭 技 术 第３ ７卷第 １ 期
Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ｏ ｆ Ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ Ｒｏ ｃ ｋ ｅ ｔ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ
基于 Ｃ Ｆ Ｄ 的 多级 推 力 固体 火 箭发 动机 轴 对 称 喷 管 型 面 优化 与 高 精 度 性 能 预估①
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉｓ ｒ ｉ ｔ ｃ ｓ ｏ ｆ ａ ｘ ｉ ｓ ｙ ｍｍｅ ｔ ｒ ｉ ｃ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｉ ｎ ｍｕ ｌ ｔ ｉ — ｓ ｔ ａ ｇ ｅ － ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｍｏ ｔ ｏ ｒ ， ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ Ｃ Ｆ Ｄ ｓ ｉ ｍｕ － ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ， ｓ ｏ ｍｅ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｓ ， ｓ ｕ ｃ ｈ ａ ｓ ｒ ｅ ｓｏ ａ ｆ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ， ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｍｅ ｓ ｈ ｉ ｎ ｇ ， ｃ ｏ ｎ ｃ ｕ ｒ ｒ ｅ ｎ ｔ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｃ ｈ ｅ ｍｅ ｓ ， ｗｅ ｒ ｅ ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｅ ｄ ｉ ｎ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｉ ｎ ｇ ａ ｐ ｐ ｒ ｏ ｐ ｉａ ｒ ｔ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｌ ｆ ｕ ｉ ｄ ｉ ｎ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ａ ｎ ｄ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｐ ｒ ｏ ｉ ｆ ｌ ｅ ． Ｔ ｈ ｅ
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基于三环驱动的轴对称矢量喷管运动学与力学分析
李维维;赵志刚;刘洋;石广田
【期刊名称】《机械研究与应用》
【年(卷),期】2018(031)002
【摘 要】基于三环驱动的轴对称矢量喷管,其喉道面积影响飞机发动机性能,所以准
确调节其面积显得尤为重要.因此,为达到更好的膨胀比和准确调整其喉道面积,就此
轴对称矢量喷管进行运动学分析,建立运动学模型,将分析计算结果与实际运动进行
比较,得到较高的吻合度,反映了此运动学分析的正确性.轴对称矢量喷管在发动机推
力作用下做变载荷运动,所以必须对轴对称矢量喷管进行力学分析,力学分析对轴对
称矢量喷管的结构设计与强度校核有一定的指导作用.
【总页数】4页(P43-45,48)
【作 者】李维维;赵志刚;刘洋;石广田
【作者单位】兰州交通大学 机电工程学院,甘肃 兰州 730070;兰州交通大学 机电
工程学院,甘肃 兰州 730070;兰州交通大学 机电工程学院,甘肃 兰州 730070;兰州
交通大学 机电工程学院,甘肃 兰州 730070
【正文语种】中 文
【中图分类】V19
【相关文献】
1.三环驱动轴对称矢量喷管喉道逆运动学建模 [J], 李建鹏;赵志刚;李有德;孟佳东
2.轴对称矢量喷管A8面运动学分析与求解 [J], 刘铭达;赵志刚;石广田;孟佳东
3.轴对称矢量喷管喉道运动学精确建模研究 [J], 李有德;赵志刚;孟佳东;汪建鸿;张
纯杰
4.冷态轴对称矢量喷管非矢量状态运动学研究 [J], 霍树林; 赵志刚; 闫世洲
5.轴对称矢量喷管空间运动学建模仿真 [J], 柳亚冰;符大伟;蔡常鹏;孙丰勇;张海波
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