检索结果-内蒙古大学图书馆

力学进展 2021年第2期51卷 257-294页

作者：汪运鹏姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190

在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.... 详细信息

在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.针对二维轴对称型面喷管设计,本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法,它们在高超声速喷管设计中曾经发挥了重要作用,包括理论方法,近似方法和基于两者的修正方法.然后,考虑高温气体效应,分析了高焓喷管设计时面临的困难与问题,从流动介质物性变化、高温边界层发展和非平衡过程效应三方面,综述了国内外在高超声速高焓喷管设计方面的研究进展.最后,对于高焓喷管的设计理论和方法的发展作了展望,期望对于推动我国高超声速高焓喷管设计技术的发展提供一些有意义的启示.

关键词：高超声速高焓气体激波风洞喷管设计真实气体效应

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一种随形超声速收扩喷管设计方法

一种随形超声速收扩喷管设计方法

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作者：方力培肖策李哲刘金鑫陈雪峰杜明龙马壮毛红威常福城孙若斌 710049 陕西省西安市咸宁西路28号

本发明提供了一种随形超声速收扩喷管设计方法，基于最短长度理论的特征线法，考虑充分利用不规则的机体剩余空间，提出了一种兼顾设计效率与工作能力的随形超声速收扩喷管设计方法，可灵活调整喷管入口与喉道的相对位置，设计结果有效... 详细信息

标准号: CN118228378A

本发明提供了一种随形超声速收扩喷管设计方法，基于最短长度理论的特征线法，考虑充分利用不规则的机体剩余空间，提出了一种兼顾设计效率与工作能力的随形超声速收扩喷管设计方法，可灵活调整喷管入口与喉道的相对位置，设计结果有效可信。本发明的方法使特征线理论得以用于较小长径比的喷管设计中，改善了小长径比下异形喷管的工作能力，提高了飞行器后体的空间利用率。

关键词：喷管设计工作能力小长径比超声速随形空间利用率喷管灵活调整喷管入口设计结果设计效率剩余空间特征线法不规则特征线飞行器喉道后体异形可信

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一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法

一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法

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作者：乔明坤徐惊雷陈匡世黄帅 210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号

本发明公开了一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，包括基于流线追踪技术设计的变几何三维非对称喷管；基于特征线法设计的火箭推力室三维模型；火箭推力室和三维非对称喷管的耦合方法设计。本发明在三维非对称喷管的上膨胀... 详细信息

标准号: CN118094761A

本发明公开了一种耦合火箭推力室的变几何非对称喷管设计方法，包括基于流线追踪技术设计的变几何三维非对称喷管；基于特征线法设计的火箭推力室三维模型；火箭推力室和三维非对称喷管的耦合方法设计。本发明在三维非对称喷管的上膨胀面安装三台火箭推力室，通过火箭推力室提供的高能射流，提高了三维非对称喷管低马赫数下的推力性能；通过火箭推力室和非对称喷管的有效结合，保证了非对称喷管宽速域下的高性能工作，更好地满足了发动机与飞行器的使用需求。

关键词：非对称喷管火箭推力三维耦合低马赫数技术设计喷管设计三维模型特征线法有效结合膨胀面飞行器流线射流发动机追踪保证

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高焓风洞喷管设计与非平衡流场数值研究

高焓风洞喷管设计与非平衡流场数值研究

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作者：文一龙国防科技大学

学位级别：硕士

本文以国家自然科学基金重大科研仪器研制项目“高超声速飞行器电磁散射和传输特性研究的科学实验系统”为背景,在总温4000～8000K、总压15～45MPa范围内开展了高焓风洞型面喷管的设计与非平衡喷管流场的数值分析。首先编制了量热完全... 详细信息

本文以国家自然科学基金重大科研仪器研制项目“高超声速飞行器电磁散射和传输特性研究的科学实验系统”为背景,在总温4000～8000K、总压15～45MPa范围内开展了高焓风洞型面喷管的设计与非平衡喷管流场的数值分析。首先编制了量热完全气体假设下的Sivells喷管设计程序,将基于非平衡喷管流场数值模拟得到的等效比热比引入量热完全气体喷管设计程序中,通过喷管设计和非平衡流场计算迭代,实现了体现高温非平衡化学反应影响的高焓风洞喷管设计。同时,结合完全气体轴对称喷管流场数值模拟,改进了通过位移厚度经验公式进行边界层修正的效果。并以驻室总压p0=15MPa,总温T0=7000条件为例,设计了Ma12喷管,喷管非平衡流场数值模拟的结果表明喷管流场品质高,流场参数达到了设计预期,设计方法可行。然后在此基础上,进一步扩充总温总压条件范围（T0=4000～8000K,p0=15～45MPa）,开展高焓条件下（h0=5.3～16.8MJ/kg）的型面喷管设计,计算分析了喷管热化学非平衡流场和不同条件下喷管型线的特点,并以总温T0=4000K和T0=8000K为例,分析了喷管设计方法的优化路径、检验了其适用性。最后在驻室总压p0=15MPa,总温T0=7000K的条件下,对等膨胀比的型面喷管和锥形喷管流场进行了热化学非平衡数值模拟,分析比较了两者流场特性之间的异同。

关键词：高焓风洞喷管设计热化学非平衡数值模拟

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一种大尺寸宽工况高超声速低密度型面喷管设计方法

一种大尺寸宽工况高超声速低密度型面喷管设计方法

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作者：谌君谋许健明李睿劬纪锋黄炳修王高伟 100074 北京市丰台区云岗西路17号

本发明公开了一种大尺寸宽工况高超声速低密度型面喷管设计方法，涉及到低密度风洞试验领域。低密度气流在喷管膨胀过程中，不仅仅容易与喷管壁面流动分离，而且在喷管中下游生成较厚的边界层，抑制了气流的膨胀和缩小了试验的有效区域... 详细信息

标准号: CN117852178A

本发明公开了一种大尺寸宽工况高超声速低密度型面喷管设计方法，涉及到低密度风洞试验领域。低密度气流在喷管膨胀过程中，不仅仅容易与喷管壁面流动分离，而且在喷管中下游生成较厚的边界层，抑制了气流的膨胀和缩小了试验的有效区域，使得原有的低密度喷管有效试验区域小，流场品质差。本发明针对低密度高超声速流动在喷管膨胀段难以控制的难题，基于不同流动特征，大尺寸宽工况低密度型面喷管可以改变为3种不同构型，不仅仅解决了喷管壁面流动分离的难题，还能够有效抑制喷管边界层的发展，同时能满足宽工况运行条件，降低了成本。本发明不仅仅显著提高低密度型面喷管流场品质，还扩大了试验区域以及非设计状态下抑制流场品质不佳的难题。

关键词：喷管宽工况高超声速试验区域边界层喷管壁流场流动风洞试验流动特征喷管设计膨胀过程有效区域有效抑制运行条件非设计喷管流膨胀段原有的构型膨胀试验

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一种大尺寸低噪声喷管设计方法

一种大尺寸低噪声喷管设计方法

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作者：谌君谋李睿劬宫建姚大鹏邵忠杰肖翔纪锋陈星 100074 北京市丰台区云岗西路17号

本发明公开了一种大尺寸低噪声喷管设计方法，采用先分解后整合的思路：步骤(一)、设计低噪声喷管的初始膨胀段型线，包括膨胀段左行特征线区域、源流区和带有多孔界面吸波区域的膨胀段右行特征线区域；步骤(二)、设计带有边界层抽吸槽... 详细信息

标准号: CN113946904B

本发明公开了一种大尺寸低噪声喷管设计方法，采用先分解后整合的思路：步骤(一)、设计低噪声喷管的初始膨胀段型线，包括膨胀段左行特征线区域、源流区和带有多孔界面吸波区域的膨胀段右行特征线区域；步骤(二)、设计带有边界层抽吸槽的收缩段；步骤(三)、将膨胀段和收缩段整体装配，缝合成光滑无黏曲线；步骤(四)、对无黏曲线进行基于卡门动量积分方程方法的边界层修正，获得喷管初始型线；步骤(五)、基于e^N方法、顺压梯度效应和直接数值模拟方法数值校对低噪声喷管初始型线，然后修正设计参数，当喷管壁面流态为层流时，可认为满足设计要求。本发明不仅仅显著提高低噪声喷管型线优化效率，同时能够有效保证喷管边界层为层流以及非设计状态下抑制喷管流场的扰动。为低噪声喷管设计提供一种经过试验验证的可行思路。

关键词：喷管低噪声边界层膨胀段初始型线喷管设计收缩段特征线层流动量修正初始膨胀段多孔界面积分方程设计参数数值模拟梯度效应整体装配扰动抽吸槽非设计喷管壁喷管流缝合卡门面流吸波整合光滑校对验证分解试验优化保证

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一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法

一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法

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作者：谌君谋王惠伦王丹邵忠杰姚大鹏纪锋陈伟庞建 100074 北京市丰台区云岗西路17号

本发明涉及一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法，属于风洞试验领域；设定高超声速二氧化碳喷管由膨胀段、喉道和收缩段三部分组成；收缩段由直线加圆弧曲线确定；膨胀段由圆弧曲线和直线确定；光滑连接收缩段和膨胀段的圆弧曲线，即... 详细信息

标准号: CN115979577A

本发明涉及一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法，属于风洞试验领域；设定高超声速二氧化碳喷管由膨胀段、喉道和收缩段三部分组成；收缩段由直线加圆弧曲线确定；膨胀段由圆弧曲线和直线确定；光滑连接收缩段和膨胀段的圆弧曲线，即得到锥形喷管曲线；收缩段和膨胀段的连接处即为喉道；喷管喉道直径由等效比热比和数值计算；膨胀段由特征法和数值校对确定；收缩段由直线加圆弧曲线确定；本发明为火星再入飞行器研制提供高品质高超声速风洞试验气动数据，能够模拟火星飞行环境。

关键词：膨胀段收缩段圆弧曲线高超声速风洞试验喉道火星二氧化碳型再入飞行器比热喷管飞行环境光滑连接喷管喉道喷管设计数值计算锥形喷管高品质特征法二氧化碳校对

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一种用于喷流干扰试验的异型喷管设计方法

一种用于喷流干扰试验的异型喷管设计方法

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作者：张小亮曹宁马继魁刘耀峰 100074 北京市丰台区云岗西路17号

本发明涉及一种用于喷流干扰试验的异型喷管设计方法，属于实验装置技术领域；获得低压无来流条件下基准喷管的喷流流场以及喷管推力；根据实际需求设计入口型面，获得实际异型喷管；获得实际异型喷管的喷流流场以及喷管推力；当满足要... 详细信息

标准号: CN116305560A

本发明涉及一种用于喷流干扰试验的异型喷管设计方法，属于实验装置技术领域；获得低压无来流条件下基准喷管的喷流流场以及喷管推力；根据实际需求设计入口型面，获得实际异型喷管；获得实际异型喷管的喷流流场以及喷管推力；当满足要求时，进入步骤五；否则返回步骤二，重新设计入口型面；建立吹风条件；计算基准喷管的干扰因子和实际异型喷管的干扰因子K_{实际异型喷管}；比较基准喷管的干扰因子K_基准喷管和实际异型喷管的干扰因子K_{实际异型喷管}，当满足条件时，获得最终的实际异型喷管；当不满足条件时，返回步骤二，直至满足条件；本发明的用于喷流干扰试验的异型喷管设计方法可用于指导复杂外形飞行器喷流干扰试验模型喷管设计。

关键词：喷管喷流干扰因子干扰试验满足条件喷管设计口型流场比较基准复杂外形实际需求实验装置重新设计返回飞行器流条件可用吹风

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基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管

基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管

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作者：矫丽颖周莉王占学史经纬 710072 陕西省西安市友谊西路127号

本发明一种基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管，属于航空发动机领域；方法步骤依次为：获取翼身融合布局飞机外型面和发动机出口位置、尺寸参数，建立喷管S弯段的模型；获得喷管出口上膨胀面，并进行修型；采用Lee曲... 详细信息

标准号: CN116611162A

本发明一种基于翼身融合布局飞机的一体化S弯喷管设计方法及喷管，属于航空发动机领域；方法步骤依次为：获取翼身融合布局飞机外型面和发动机出口位置、尺寸参数，建立喷管S弯段的模型；获得喷管出口上膨胀面，并进行修型；采用Lee曲线完成喷管后甲板中心线设计；采用Lee曲线完成喷管后甲板双侧边线设计；基于步骤3和4确定的中心线和双侧边线获得喷管后甲板型面；获得喷管出口侧壁面型面。本发明解决了在翼身融合布局下进行S弯喷管一体化设计时所面临的空间布局受限、喷管出口与飞机尾缘落差大、喷管安装后飞机外形面流线保持的问题。

关键词：喷管喷管出口翼身甲板侧边线融合航空发动机发动机出口一体化设计尺寸参数飞机外型飞机外形空间布局喷管设计飞机尾膨胀面侧壁面流面型受限修型落差一体化飞机

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一种大侧向膨胀角的三维变截面单边膨胀喷管设计方法

一种大侧向膨胀角的三维变截面单边膨胀喷管设计方法

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作者：潘鑫峰周吉利牛春岩张少丽金文栋 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号

本申请属于航空发动机喷管技术领域，特别涉及一种大侧向膨胀角的三维变截面单边膨胀喷管设计方法。包括：步骤一、获取喷管气动参数以及尺寸约束参数；步骤二、定义喷管侧壁为直线构型，计算出侧向膨胀角；步骤三、定义喷管下壁面为直... 详细信息

标准号: CN116306014A

本申请属于航空发动机喷管技术领域，特别涉及一种大侧向膨胀角的三维变截面单边膨胀喷管设计方法。包括：步骤一、获取喷管气动参数以及尺寸约束参数；步骤二、定义喷管侧壁为直线构型，计算出侧向膨胀角；步骤三、定义喷管下壁面为直线构型，计算出下壁面膨胀角；步骤四、根据最短长度喷管理论以及考虑侧向膨胀的单边膨胀喷管设计方法得到喷管上壁面构型；步骤五、将喷管上壁面以及喷管下壁面均按照所述喷管上壁面长度直接截短，得到基准喷管构型，判断所述基准喷管构型的喷管上壁面高度是否满足尺寸约束要求，若是，输出所述基准喷管构型，进入步骤六；若否，调整喷管气动参数，返回步骤四；步骤六、进行三维变截面喷管设计。

关键词：喷管上壁面构型侧向膨胀单边膨胀喷管尺寸约束气动参数直线构型变截面下壁面三维航空发动机喷管设计膨胀角壁面侧壁截短输出返回申请

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