检索结果-内蒙古大学图书馆

作者：狄虎威孙轶 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号

一种实现二元塞式喷管气流方向控制的机构，包括作动筒、滑块、固壁、连杆、调节板、塞锥和滑道；其中：调节板分上调节板和下调节板；固壁通过安装边紧固连接在加力筒体上，形成整个控制机构的安装基础；作动筒一端通过螺栓安装在固壁... 详细信息

标准号: CN204476593U

一种实现二元塞式喷管气流方向控制的机构，包括作动筒、滑块、固壁、连杆、调节板、塞锥和滑道；其中：调节板分上调节板和下调节板；固壁通过安装边紧固连接在加力筒体上，形成整个控制机构的安装基础；作动筒一端通过螺栓安装在固壁上，另一端和滑块铰接；作动筒伸缩带动滑块在滑道中前后滑动，滑块另一端连接连杆；连杆与调节板铰接；调节板根部铰接在塞锥上；当上调节板闭合，下调节板受作动筒的驱动转动时，气动方向改变，实现二元塞式喷管的俯仰功能。本实用新型的优点：利用简单机构同时实现了喷管的俯仰和反推功能，整个控制机构简单、紧凑，可靠性高，便于维护，能够有效实现二元喷管喉道面积的控制。

关键词：调节板动筒滑块固壁铰接俯仰喷管滑道塞式螺栓二元喷管方向控制喉道面积简单机构喷管气流有效实现连接伸缩筒体转动

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强制偏流喷管的数值仿真

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推进技术 1995年第4期16卷 34-39页

作者：于胜春蔡体敏何洪庆西北工业大学航天工程学院

采用薄层Ｎ－Ｓ方程成功地求解了强制偏流喷管内的三维复杂流场，对通量项和压力项用ＶａｎＬｅｅｒ发展的矢通量分裂法进行了离散；对离散方程采用线超松驰方法迭代求解，在亚音速与超音速气流共同存在的出口边界分情况进行了处理。计... 详细信息

采用薄层Ｎ－Ｓ方程成功地求解了强制偏流喷管内的三维复杂流场，对通量项和压力项用ＶａｎＬｅｅｒ发展的矢通量分裂法进行了离散；对离散方程采用线超松驰方法迭代求解，在亚音速与超音速气流共同存在的出口边界分情况进行了处理。计算结果验证了强制偏流喷管具有自动补偿外界压力变化的能力，与实验结果基本吻合。

关键词：喷管气流数值模拟火箭发动机固体推进剂

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一种小口径自动炮复合型减后坐技术研究

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北京理工大学学报 2019年第8期39卷 771-776页

作者：肖俊波杨国来李洪强宋杰邱明廖振强南京理工大学机械工程学院江苏南京210094 扬州工业职业技术学院机械与汽车工程学院江苏扬州225000

提出了将高效的膛口制退器、时延式喷管气流反推减后坐装置和新型阻尼可调高吸能缓冲器3者有机结合的复合型减后坐力技术,实现大幅度降低小口径自动炮连发射击时的后坐力.建立了该自动炮复合型减后坐刚柔耦合数学模型.经过仿真分析,计... 详细信息

提出了将高效的膛口制退器、时延式喷管气流反推减后坐装置和新型阻尼可调高吸能缓冲器3者有机结合的复合型减后坐力技术,实现大幅度降低小口径自动炮连发射击时的后坐力.建立了该自动炮复合型减后坐刚柔耦合数学模型.经过仿真分析,计算结果曲线与试验曲线基本相符.试验数据表明,复合型减后坐力技术能够有效使自动炮后坐力显著降低.为今后低后坐身管武器的研究提供了理论依据和应用参考.

关键词：火炮喷管气流减后坐动力学仿真

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身管武器时延式喷管减后坐动力学建模仿真

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兵工学报 2017年第10期38卷 1909-1917页

作者：肖俊波杨国来李洪强邱明廖振强南京理工大学机械工程学院江苏南京210094

为了大幅度降低身管武器发射时的后坐力并使弹丸的初速基本保持不变,提出并设计了新型时延式喷管气流反推减后坐装置。通过适当延迟打开身管导气孔的时间,使膛内压力延时下降,从而使弹丸的初速近似保持不变;推导了新的变质量内弹道方程... 详细信息

为了大幅度降低身管武器发射时的后坐力并使弹丸的初速基本保持不变,提出并设计了新型时延式喷管气流反推减后坐装置。通过适当延迟打开身管导气孔的时间,使膛内压力延时下降,从而使弹丸的初速近似保持不变;推导了新的变质量内弹道方程和变质量后效期气体运动方程,该组方程考虑了膛内火药气体与导气装置以及喷管气流反推装置的质量和能量输送;建立了时延式喷管气流反推减后坐装置数学模型并进行了仿真分析,得出了时延式喷管气流反推减后坐装置的某些结构参数对武器减后坐性能的影响规律。仿真结果表明:时延式喷管气流反推减后坐装置能够提供足够大的反后坐冲量,在有效降低身管武器发射后坐力的同时对初速的影响较小。

关键词：兵器科学与技术火炮减后坐喷管气流动力学仿真

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真空小喷管羽流场的Monte Carlo直接模拟

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推进技术 1997年第2期18卷 44-49页

作者：蔡国飙王慧玉祖国君张振鹏北京航空航天大学宇航学院北京100083

利用直接模拟的MonteCarlo方法数值模拟了真空喷管羽流场，获得了符合规律的数值模拟结果。由于将随机取样频率法（R－S－F）用于轴对称问题中，解决了计算机内存和速度上的困难，同时也证明了R－S－F方法的可靠性。

关键词：喷管气流流动分布姿态发动机真空喷管航天

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飞行参数对射流矢量喷管内流场影响的数值模拟

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推进技术 2009年第2期30卷 234-239页

作者：吴雄吴敏张健张为华海军装备研究院航空装备论证研究所上海200436 总装驻娄底地区军代室湖南娄底417000 总装驻孝感地区军代室湖北孝感432100 国防科学技术大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

采用三维雷诺平均N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机燃气二次喷射矢量喷管内外流场进行数值模拟,研究飞行参数对矢量喷管内主/次流耦合流场的影响。结果表明,自由来流造成喷管出口附近压力变化,通过喷管内壁面附面层作用影响喷管... 详细信息

采用三维雷诺平均N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机燃气二次喷射矢量喷管内外流场进行数值模拟,研究飞行参数对矢量喷管内主/次流耦合流场的影响。结果表明,自由来流造成喷管出口附近压力变化,通过喷管内壁面附面层作用影响喷管内部流动特性。飞行马赫数为超声速,或者环境压强较低时,侧向力大小与飞行参数无关。在低空亚声速流中,侧向力随飞行马赫数增加迅速减小,随环境压强降低而减小。

关键词：固体火箭发动机喷管气流二次喷射飞行参数侧向力主/次流干扰数值仿真

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姿控发动机喷管内流场及推力计算研究

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推进技术 1998年第6期19卷 50-53页

作者：黄琳郑忠华吴其芬任兵国科科技大学航天技术系

运用时间相关法数值求解定常Ｎ－Ｓ方程和采用有限体积方法离散控制方程，对姿控发动机喷管内流场及其产生的推力进行了计算，得到了较为精细的流场图象。计算结果表明，不同壁面温度条件可以显著改变喷管壁面附近的流场结构及其产生的... 详细信息

运用时间相关法数值求解定常Ｎ－Ｓ方程和采用有限体积方法离散控制方程，对姿控发动机喷管内流场及其产生的推力进行了计算，得到了较为精细的流场图象。计算结果表明，不同壁面温度条件可以显著改变喷管壁面附近的流场结构及其产生的推力。

关键词：姿控火箭发动机喷管气流推力计算流场

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塞式喷管冷流实验和数值模拟研究

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推进技术 2003年第6期24卷 491-494页

作者：李江何国强马家欢潘文欣翟蔓玲西北工业大学航天工程学院陕西西安710072 中国科学院力学研究所北京100080

开展了塞式喷管冷流实验和数值模拟研究。实验模型采用直排的点膨胀构型,实验测量了两种塞体长度的塞式喷管在不同压比条件下的表面压强分布,拍摄了典型工况下流场的纹影照片。数值模拟采用二阶NND格式求解二维N S方程,计算得到的壁面... 详细信息

开展了塞式喷管冷流实验和数值模拟研究。实验模型采用直排的点膨胀构型,实验测量了两种塞体长度的塞式喷管在不同压比条件下的表面压强分布,拍摄了典型工况下流场的纹影照片。数值模拟采用二阶NND格式求解二维N S方程,计算得到的壁面压强分布与实验结果吻合较好。通过实验和数值模拟验证了塞式喷管高度补偿特性,得到的结论为塞式喷管设计和性能预报提供了依据。

关键词：塞式喷管喷管气流流动分布冷流实验数值仿真

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火箭尾喷流对带孔平板冲击流场的数值模拟

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固体火箭技术 2001年第2期24卷 1-3,12页

作者：周国仪曹义华胡继忠北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系北京100083

采用计算流体力学方法 ,从雷诺平均二维非定常轴对称 N-S方程出发 ,选用 Mac Cormack有限差分格式 ,对火箭喷流进行了数值模拟 ,计算结果和实验数据吻合较好。在此基础上 ,数值模拟了火箭发射时与带孔平板形成的冲击流场。

关键词：火箭推进喷管气流波场模拟数值模拟尾喷流带孔平板冲击流场火箭发射

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喷管化学反应流的对角化点隐式法求解

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推进技术 1999年第1期20卷 55-59页

作者：张化照梁国柱王慧玉北京航空航天大学宇航学院

采用弱耦合对角化点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，求解喷管的粘性化学反应流动，解决了控制方程组的刚性问题，又大大减少了常规点隐式方法中求逆矩阵的大量工作。对液氢液氧火箭发动机，采用６种组分、８个反应有限速率的化学... 详细信息

采用弱耦合对角化点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，求解喷管的粘性化学反应流动，解决了控制方程组的刚性问题，又大大减少了常规点隐式方法中求逆矩阵的大量工作。对液氢液氧火箭发动机，采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，得到流场参数在喷管中的分布。计算结果表明，采用对角化点隐式方法求解化学反应喷管粘性流动能提高计算效率。

关键词：氢氧发动机喷管气流反应流数值计算隐式法

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