火箭喷管论文_刘彭,焦金星,郭聪

导读:本文包含了火箭喷管论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:喷管,火箭发动机,固体,复合材料,可调,火箭,喉部。

火箭喷管论文文献综述

刘彭,焦金星,郭聪^[1]（2019）在《火箭发动机喷管尾流的数值模拟与分析》一文中研究指出利用Fluent软件,对火箭发动机喷管尾流的流场进行数值模拟和研究。分析了尾流内外部流场的流动特征,并根据不同气体成分的含量,获得了密度流场、压力流场和各种气体成分质量分数的分布云图。结果表明:数值模拟的真实可靠,为火箭发动机的研发提供了参考依据。(本文来源于《南方农机》期刊2019年17期）

周志坛,乐贵高,梁晓扬,孙培杰,丁逸夫^[2]（2019）在《多喷管运载火箭尾焰对导流槽的冲击特性研究》一文中研究指出本文以多喷管运载火箭发射平台为研究对象,采用数值模拟方法对动力系统尾焰冲击特性开展深入研究。基于叁维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了多喷管运载火箭燃气射流模型,并分别得出运载火箭尾焰对单侧导流槽、双侧楔型导流槽和双侧圆锥型导流槽叁种不同导流槽拓扑型面的冲击流场。数值研究表明:喷管中心轴线与导流槽相交点区域为导流面的压强、温度峰值点,双侧导流槽对降低多喷管尾焰射流交互的影响比单侧导流槽更好。双侧楔型导流槽将火箭燃气往两侧分流,双侧圆锥型导流槽沿着360°方向分流,且圆锥型导流面温度、压强峰值较双侧楔型导流槽降低18%、51%。本文的研究结果对运载火箭发射平台的燃气导流槽总体方案设计及其导流性能优化具有重要的理论意义和工程应用价值。(本文来源于《工程热物理学报》期刊2019年09期）

刘昌国,邱金莲,陈明亮^[3]（2019）在《液体火箭发动机复合材料喷管延伸段研究进展》一文中研究指出喷管延伸段是液体火箭发动机的重要零部件,直接关系到发动机真空比冲性能的高低和其重量特性指标的优劣。近些年来,由于复合材料具有耐热、抗热震性能好、抗疲劳性能好、耐氧化腐蚀以及密度低等优点,复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上得到了越来越广泛的应用。仅在2018年下半年,国内就先后有高室压10 kN复合材料发动机完成某导弹武器飞行和5 000 N复合材料喷管延伸段发动机完成远征叁号上面级飞行。通过查阅国内外文献,系统总结了国内外液体火箭发动机用复合材料喷管延伸段的研究及应用现状,综述了复合材料喷管延伸段预制体的一维缠绕成型、叁维编织成型以及叁维针刺成型技术及其气相法和液相法复合致密化技术,分析了国内的主要差距并提出了发展建议。(本文来源于《火箭推进》期刊2019年04期）

王坤杰,姚冬梅,崔红,郑金煌,苏红^[4]（2019）在《液体火箭发动机喷管延伸段C/C-SiC复合材料的性能》一文中研究指出采用化学气相渗透(CVI)和液相浸渍裂解(PIP)混合工艺制备出叁维针刺C/C-SiC(材料A、B)和C/C(材料C)复合材料,研究了复合材料的力学、抗热震和耐烧蚀等性能以及SiC涂层对烧蚀性能的影响,并采用扫描电子显微镜分析了材料的断裂面和烧蚀面形貌。结果表明,材料A(SiC基体含量较高)的性能较好,其弯曲强度、线烧蚀率及抗热震系数分别达到238.4 MPa、3.0×10~(-3)mm/s和35.3 kW/m。沉积SiC涂层后,材料A、B和C的线烧蚀率较之前分别降低33.0%、12.5%和37.5%。采用材料A+SiC涂层方案研制的喷管延伸段构件,进行780 s地面热试车考核,试车后构件结构完整。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2019年04期）

李奇,练兵,范常红,韩涛^[5]（2019）在《弹射火箭复合喷管的烧蚀影响与优化设计》一文中研究指出某弹射火箭喷管在试验后出现了喷管严重烧蚀现象。本文对喷管的烧蚀情况进行分析,说明了烧蚀台阶的成因和不利影响,对不同烧蚀位置下的喷管内流场进行数值计算,分析了流场特征和对喷管性能的影响;采用颗粒轨道模型对喷管内流场进行计算,分析了扩张段两相流场特征;设计了一种符合两相流动的喷管,并进行了试验验证。计算及试验结果表明:烧蚀台阶附近形成斜激波对主流区域造成影响从而降低了喷管效率;型面优化后的喷管使火箭比冲提升了4%左右。(本文来源于《2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集》期刊2019-08-15）

黄斯杰^[6]（2019）在《火箭发动机的喷管有什么用?》一文中研究指出A:相信你一定欣赏过火箭发射的壮观场景吧,不知道有没有注意过火箭尾部喷出熊熊尾焰的喷管呢?其实,我们看到的类似于钟形的柱状管道,只是真正火箭发动机喷管的一部分。而另一部分很多时候由于长度很短或隐藏在各种零件下,很难被观察到。准确地说,火箭发动机的喷管更像是一个沙漏,即喷管的前一小段为收缩段,后一段为扩散段。这种形状的喷管被称为收缩—扩散喷管,也(本文来源于《科学世界》期刊2019年08期）

崔立堃,叶伟^[7]（2019）在《固体火箭发动机熄火时喷管-扩压器系统流场数值计算》一文中研究指出针对火箭发动机进行高模试车会产生"回火"的问题,采用二维非定常流场仿真方法对发动机熄火过程中高空舱、喷管和扩压器内的流动状态及流场结构进行了深入研究。结果表明:在发动机熄火过程中,在扩压器中形成的激波串逐渐向扩压器入口方向移动,壁面分离越来越明显,喷管由满流状态变成流动分离状态;高空舱内存在低速流动的漩涡结构,开始时只存在叁个比较大的漩涡,在扩压器空气入口前形成了一个较小的漩涡,该漩涡随着燃烧室压强的下降逐渐增强增大;从扩压器空气入口进入的空气质量流率随熄火时间先增加而后减小,喷管喷出的高温燃气从空气入口处冲出,扩散至喷管外壳前端甚至更远。(本文来源于《战术导弹技术》期刊2019年04期）

严博燕,吕江彦,刘元敏^[8]（2019）在《固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构优化设计》一文中研究指出针对某型号发动机喷管扩张段壳体结构,建立了高精度叁维扩张段热结构FEM模型,计算了喷管工作时扩张段壳体结构在承受高温、高压以及作动器外载的联合作用下,结构的应变及位移分布规律,并与全尺寸发动机喷管热联试的试验结果作对比。结果表明:热结构仿真计算与试验结果吻合较好,其中关键承载部位应变最大误差小于15%,验证了热结构仿真模型准确性及精度,可以用于工程上扩张段壳体热结构强度校核。在此基础上,以环/母向筋条数量为设计变量,采用First-order优化方法对喷管扩张段壳体结构进行减重优化设计,在满足强度和刚度要求的前提下实现了目标结构约30. 8%的有效减重。以上计算结果对于固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构设计优化,准确预估结构安全裕度有着一定的参考价值。(本文来源于《火箭推进》期刊2019年03期）

李修明,王一白,童悦,邹杰,陈振阳^[9]（2019）在《固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验》一文中研究指出为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。(本文来源于《上海航天》期刊2019年S1期）

盛英华,沈林,曹文斌,乐贵高,邢成龙^[10]（2019）在《单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析》一文中研究指出火箭发射时的发动机喷流噪声是航天发射的主要外激励源,噪声大小也是结构和仪器设备设计与验证的技术指标之一。该文以单台火箭发动机喷流经过单侧导流槽气流诱发的噪声问题为对象,通过求解叁维可压缩流动Navier-Stokes方程,建立某火箭发动机喷流噪声激励数值预测方法,其中流通量采用二阶Roe TVD差分格式,并采用中心差分离散SAS湍流模型的耗散项,通过计算声类比Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程得出喷流噪声激励,数值仿真结果与实测数据吻合良好,并分析了噪声传播延时及其地面分布规律。分析结果表明,发动机喷流噪声主要表现为宽频带噪声,随着噪声监测点和发动机喷口之间距离的增加,总声压级呈现出衰减趋势。(本文来源于《南京理工大学学报》期刊2019年02期）

火箭喷管论文开题报告

（1）论文研究背景及目的

此处内容要求：

首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。

写法范例：

本文以多喷管运载火箭发射平台为研究对象,采用数值模拟方法对动力系统尾焰冲击特性开展深入研究。基于叁维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了多喷管运载火箭燃气射流模型,并分别得出运载火箭尾焰对单侧导流槽、双侧楔型导流槽和双侧圆锥型导流槽叁种不同导流槽拓扑型面的冲击流场。数值研究表明:喷管中心轴线与导流槽相交点区域为导流面的压强、温度峰值点,双侧导流槽对降低多喷管尾焰射流交互的影响比单侧导流槽更好。双侧楔型导流槽将火箭燃气往两侧分流,双侧圆锥型导流槽沿着360°方向分流,且圆锥型导流面温度、压强峰值较双侧楔型导流槽降低18%、51%。本文的研究结果对运载火箭发射平台的燃气导流槽总体方案设计及其导流性能优化具有重要的理论意义和工程应用价值。

（2）本文研究方法

调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。

观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。

实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。

文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。

实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。

定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。

定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。

跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。

功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。

模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。

火箭喷管论文参考文献

[1].刘彭,焦金星,郭聪.火箭发动机喷管尾流的数值模拟与分析[J].南方农机.2019

[2].周志坛,乐贵高,梁晓扬,孙培杰,丁逸夫.多喷管运载火箭尾焰对导流槽的冲击特性研究[J].工程热物理学报.2019

[3].刘昌国,邱金莲,陈明亮.液体火箭发动机复合材料喷管延伸段研究进展[J].火箭推进.2019

[4].王坤杰,姚冬梅,崔红,郑金煌,苏红.液体火箭发动机喷管延伸段C/C-SiC复合材料的性能[J].固体火箭技术.2019

[5].李奇,练兵,范常红,韩涛.弹射火箭复合喷管的烧蚀影响与优化设计[C].2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集.2019

[6].黄斯杰.火箭发动机的喷管有什么用?[J].科学世界.2019

[7].崔立堃,叶伟.固体火箭发动机熄火时喷管-扩压器系统流场数值计算[J].战术导弹技术.2019

[8].严博燕,吕江彦,刘元敏.固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构优化设计[J].火箭推进.2019

[9].李修明,王一白,童悦,邹杰,陈振阳.固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验[J].上海航天.2019

[10].盛英华,沈林,曹文斌,乐贵高,邢成龙.单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析[J].南京理工大学学报.2019

论文知识图

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