尾噴管的案例
導彈尾噴管熱燒蝕分析
導彈尾噴管熱燒蝕分析
西門子工業軟件amaryllis
導彈尾噴管熱燒蝕分析.pdf
基于Samcef Amaryllis的尾噴管熱固耦合熱燒蝕結構耦合分析
由于發動機噴管在非冷卻的條件下，直接承受高溫、高壓和的高速，對材料的性能要求高。需要對發動機尾噴管進行熱結構與熱燒蝕分析，對不同材料鋪層厚度優化設計，輸出不同燒蝕情況下溫度分布和應力分布。
首先確立噴管防熱層燒蝕仿真模型參數，邊界條件，然后獲得噴管燒蝕層厚度隨燒蝕時間的變化并進行熱應力分析，最后進行燒蝕層厚度優化設計。
具體見附件。
尾噴管熱固耦合熱燒蝕結構.pdf
俄隱形無人機大量細節曝光 美媒：發動機尾噴管太“暴露”
另外，從近距離拍攝的畫面中，還能看到“獵人”無人機的上半部分機身的細節，包括進氣道和尾噴口、各種天線、前置攝像頭系統等。“戰區”還特別提到，“獵人”無人機的發動機尾噴管直接暴露在外，而這將對這款無人機的全面隱形造成限制。而且這款無人機的表面也沒有進行平整處理，各種緊固件和接縫暴露在外，而這些也都將影響其雷達隱身能力。
主持人從蘇-57戰斗機機翼上走到“獵人”無人機機翼上
報道稱，在節目畫面中還能看到“獵人”無人機的內部彈倉，節目主持人表示，他們被禁止拍攝彈倉內部畫面。所以目前還不清楚這款無人機的武器配置。節目中一名接受采訪的蘇霍伊公司官員表示，“獵人”無人機利用了一些蘇-57戰斗機的技術，例如與蘇-57戰斗機使用了相同的起落架。該公司還表示，“獵人”無人機預計將在前兩架和后兩架樣機推出之后，從內到外都將產生重大變化，最顯著的變化就是將對發動機的尾噴口進行遮罩，另外還將大量使用復合材料。
報道還提到，量產型的“獵人”無人機可能無法裝備加力燃燒裝置。蘇霍伊公司代表也表示，無人機不需要進行快速移動或是大幅度機動，而是更多地依靠其隱身特性來完成指定任務。
在“獵人”無人機的操作方面，節目則顯示駕駛這款無人機需要一個三人小組，包括一名操作員、一名領航員和一名通信專家，所有人都在一個與集裝箱類似的控制箱內一起工作。而量產型的S-70“獵人”無人機最終會是什么樣子，在很大程度上還有待觀察。
來源：環球網
展開 【6/4更新】戰斗機，從后面看更有意思
嚴肅點，這個屁股后面的噴氣管我們學名叫尾噴管，又叫排氣噴管，簡稱噴管。其主要作用是將由渦輪流出的、仍有一定能量（勢能、熱能）的燃氣膨脹加速，以較大的速度（一般為550～600米/秒）排出發動機，用以產生推力。
不可調節的收斂形尾噴管（固定噴口的亞聲速尾噴管）：結構最簡單，重量最輕，廣泛應用于亞聲速及低超聲速飛機上的不帶加力燃燒室的渦噴發動機，及渦輪后燃氣焓降較小的渦槳和渦扇發動機。（如WP5甲的尾噴管）
可調節的收斂形尾噴管：能使發動機在各種工況下都獲得良好的性能，帶加力的發動機必須采用可調節的尾噴管，保證在加力狀態下相應地加大噴口。有的發動機通過改變噴口面積來改變工況。其主要類型有：多魚鱗片式，雙魚鱗片式，移動尾椎體式，氣動調節式。（魚鱗片又叫調節片，多魚鱗片式參考WP6，WP7）
可調節的收斂擴張形尾噴管：超聲速飛機用（無論有無加力），其燃氣的膨脹比很大，用此型尾噴管減小燃氣不完全膨脹的推力損失。有移動尾椎體式和多調節片式等。（如AL-31f）
超聲速飛機還用過引射式尾噴管，用引氣氣流調節主流的膨脹比。
以上尾噴管是直流式的，燃氣向后排出。
還有偏轉燃氣流的，如“飛馬”發動機，帶有折流板，用于短距/垂直起降，類似的還有F-135發動機，3軸承旋轉噴管，用于STOVL。
除此之外，還有用于減速，縮短降落時的滑跑距離，或飛行中機動，減速的反推力裝置，主要是將燃氣流偏轉向前方，產生反推力。有蛤殼形門式，戽斗式門，外涵反推裝置。
接下來我們看看各式戰機的尾噴管到底長啥樣？
波音EA-18G， 采用通用電氣F414-GE-400發動機。
波音JSF X-32，采用普惠 F119--SE614 渦輪風扇發動機。
諾斯羅普YF-23，通用電氣YF120或普惠惠特尼YF119。
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戰機先不先進，看看“屁股”就知道了。。。
超機動性、隱身、超視距打擊和超聲速巡航等是當前先進戰機的幾個主要標準，而超機動性、超聲速和隱身三者都與尾噴管息息相關。
尾噴管與超聲速
尾噴管與超聲速的緣分，我們得從氣體的這個特性說起：
亞聲速（速度低于當地聲速）氣體在截面不斷變小的管道中會加速。
超聲速（速度高于當地聲速）氣體在截面不斷變小的管道中會減速，在截面增大的管道中反而會加速。
高溫高壓的燃氣在尾噴管里不斷膨脹加速，最終以高速排出，使發動機獲得推力。對于噴氣式戰斗機（現代先進戰機一般裝配小涵道比渦扇發動機），尾噴管排出的燃氣速度越快，航空發動機獲得的推力就越大。
早期的噴氣式戰機多是亞聲速或低超聲速的，因此可以采用純收斂型噴管，但是不適用于高超聲速飛行。于是，收斂-擴張型噴管出現了。先收斂讓亞聲速氣體膨脹加速，到了聲速以后再擴張讓超聲速氣體繼續膨脹加速。
噴管的形式、喉道面積和出口面積必須和發動機流量、壓比相匹配。發動機在工作時提供給尾噴管的空氣流量和壓強并不是固定值，往往跟隨工作狀態不斷發生變化，因此有必要對噴管的喉道面積和出口面積不斷進行調節，可調噴管也應運而生。
尾噴管與超機動性
聊得火熱的論壇貼吧里，“矢量噴管”幾乎成了先進戰機的代名詞。軸對稱矢量噴管、轉向矢量噴管、二元矢量噴管、氣動矢量噴管等等都是軍迷們的熱門話題。
展開 Fluent FMG 航空發動機尾三維噴管仿真（一）
<p>根據上次收集到的問卷，本案例利用Fluent對三維航空發動機尾噴管氣動特性展開了初步仿真計算，并介紹了FMG初始化方法。后續可以通過該方法對各種不同的機尾噴管進行仿真優化，應用于聲隱身、紅外隱身、艦載機擋板適配等領域。</p><p><strong>1 workbench 設置</strong></p><p>本案例計算模型簡單，且為瞬態計算，僅需選擇Fluent（帶網格劃分模塊即可），相關的workbench設置如下圖：</p><p><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_png/6OCfD1OjTxqZmEx7CVCkY2ZecaKRZVjlvPMTF42nu170syBibkeB5J2q7LpNOfHDsFqdqjicCWhib4NgIvxLmJgIA/640?wx_fmt=png&from=appmsg"></p><p><br></p><p><strong>2 SCDM 設置</strong></p><p><strong>2.1 導入幾何</strong></p><p>采用的噴管穩定段長1200mm，收縮段600mm，收縮段進口直徑600mm，出口538mm。利用維氏公式進行建模。相關的公式和幾何結構如下圖：</p><p><br></p><p><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_jpg/6OCfD1OjTxqZmEx7CVCkY2ZecaKRZVjlPQA4FKb4ibhiaH13VCgsxd0VA4hNL4NLn5pTqXnhfxhZ6fVywoUb2WIw/640?
展開 中國矢量發動機史上最清晰圖片曝光，做工精湛，未來將裝備殲20
史上最清晰的殲10B矢量噴管畫面曝光，數一數到底有多少片擴斂片
這張圖片顯示，在一架殲10B戰機的尾部，安裝了一種全新的尾噴管，噴管末端鋸齒結構非常明顯，而且在擴斂片的2/3處，似乎有某種可以做動作的機構，能夠控制擴斂片的收縮和偏轉。這張圖片甚至清晰到可以數清它的擴斂片為15片，似乎印證了此前網上的說法。
安裝矢量噴管的殲10B
此前有網絡傳言，要想直到是什么發動機，數數尾噴管上有多少片擴斂片就知道了，15片就是渦扇15。雖然這種說法從未得到官方的證實，但是殲10B測試的矢量噴管，確實與渦扇15有關。
網友繪制的矢量噴管圖片
大家都知道，渦扇15是殲20的原計劃標配動力。前一段時間，網絡曾經曝光殲20換裝新型發動機尾噴管，從圖片上看，這種新型發動機尾噴管明顯帶有鋸齒結構，做工非常精良，但是在它的身上并沒有發現矢量推力的動作機構。因此當時大家都判斷殲20的新噴管，主要體現在隱身方面的進步，而矢量推力則要等到下一步。
此前曝光的殲20隱身噴管
對于第五代或者第四代戰斗機來說，除了隱身、智能化和超音速巡航之后，超強的機動性也是其必備的重要特征。以往的飛機在空中機動，只能靠機翼上的舵面偏轉作用于空氣來實現，效果不明顯。于是只能加大空氣舵的面積，以致于全動垂尾和全動鴨翼動出來了。但是全動垂尾和全動鴨翼動的出現，不但使得飛機的控制變得極為復雜，而且還對隱身有著不利的影響。為此，五代機都普遍裝有矢量噴管，通過噴管的二元或者三元轉動，來提高飛機的機動性。
殲20就安裝有全動垂尾和全動鴨翼
而這種矢量噴管也正是殲20發展的關鍵技術。
展開 吸氣式高超聲速飛行器設計中的一些概念研究
從發動機研究角度出發，推進/機體一體化主要研究：發動機在飛行器中的布局，發動機的進氣道性能受到飛行器前體的影響，利用前體預壓縮面增大進氣道的流量，同時克服其產生的附面層、摩擦損失、流場不均勻性等對發動機的不利影響；飛行器后體對發動機出口氣流膨脹的影響，即發動機尾噴管與飛行器后體相互匹配，控制氣流膨脹不足和過度，增大發動機推力和減小尾部底阻[2-4,29]。
實現超燃沖壓，要求進氣道為燃燒室提供足夠的壓升和溫升，同時燃燒室隔離段與擴張段的長度分配以及擴張角的大小，又將影響尾噴管的幾何參數與工作性能。從超燃沖壓發動機一體化設計的角度來看，進氣道、燃燒室和尾噴管的幾何參數與性能參數之間存在一定的相互耦合、相互影響的關系，并最終在總體上決定超燃沖壓發動機的工作性能。考慮在超燃沖壓發動機總體性能要求與飛行器總體尺寸參數約束的條件下，對進氣道、燃燒室和尾噴管進行一體化綜合設計。超燃沖壓發動機通常利用飛行器機身的前體作為進氣道的一部分來預壓縮來留空氣，利用機身后體作為尾噴管的擴張面，從而極大的減小了發動機的迎風面積、外阻力和重量[51]。
高超聲速技術[4,5,6]，尤其是以吸氣式發動機作為推力元件的飛行器，它的設計是需要多種前沿技術的支持才能實現的。吸氣式高超聲速飛行器的飛行馬赫數范圍很寬，要跨越亞聲速、跨聲速、超聲速、高超聲速4個階段；要從稠密大氣層沖向稀薄大氣層，空氣密度變化也很大。這些都給飛行器的設計帶來很大的困難，必須攻克高超聲速飛行器機體/推進系統一體化設計、高超聲速空氣動力/熱力學、結構材料等關鍵技術。可以這么說，高超聲速技術是航空航天各項前沿技術的結合點。而該技術本身就涉及了許多學科，是諸多前沿技術的集合。高超聲速技術具有很強的前瞻性、戰略型和帶動性，它
空間技術，武器系統的構建乃至整個科學技術的進步都的發展對未來軍事發展戰略[7,8]，
會產生重大的影響。
展開 學完技術鄰ABAQUS流固耦合課程，能解決哪些實際流固耦合問題？
航天器尾噴管碰撞耦合問題
1) 實際痛點：尾噴管在工作中受高溫氣流沖擊，同時承受隨機振動載荷，易出現結構應力超標、隔熱層脫落等風險；
2) 課程解決方案：教你用 “多物理場（CEL/SPH/ALE）技術”，設置高溫材料屬性（隨溫度變化的彈性模量、熱導率），模擬隨機載荷下尾噴管與隔熱層的碰撞過程，精準計算碰撞應力與振動響應，確保結構安全；
3) 應用成果：學員曾用該方法解決某航天器尾噴管 “碰撞后局部應力超 350MPa” 問題，優化后應力降至 280MPa 以下，符合工程標準。
1. 反無人機抓捕網動力學耦合問題
1) 實際痛點：抓捕網發射后，受氣流影響易出現展開形態不規則、無法精準包裹無人機的情況；
2) 課程解決方案：指導選擇 “Membrane 膜單元” 構建高柔性抓捕網模型，設置不同氣流速度參數（如 10m/s、15m/s、20m/s），模擬網體與空氣的相互作用，分析展開時間與形態，優化網眼大小、材質剛度等參數；
3) 應用成果：某安防領域學員通過學習，將抓捕網 “有效包裹率” 從 65% 提升至 92%，解決實際部署中的抓捕失效問題。
二、汽車領域：聚焦降噪、熱管理核心痛點，貼合主機廠需求
汽車行業的流固耦合問題，直接關系駕駛體驗與安全，技術鄰課程能針對性解決兩大核心場景問題：
1.
展開 飛機“心臟”渦軸發動機到底有多精密？
隱藏在尾噴管中的輸出軸。
尾噴管細節。
解剖一臺飛機發動機，你會立即被細節震撼！
隱藏在尾噴管中的輸出軸。
尾噴管細節。
干貨丨圖文動畫解析航空發動機的類型及原理
渦輪噴氣發動機的原理:渦輪噴氣發動機簡稱渦噴發動機，通常由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。
渦噴發動機屬于熱機，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。
工作時，發動機首先從進氣道吸入空氣。這一過程并不是簡單的開個進氣道即可，由于飛行速度是變化的，而壓氣機對進氣速度有嚴格要求，因而進氣道必需可以將進氣速度控制在合適的范圍。
壓氣機顧名思義，用于提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機主要為扇葉形式，葉片轉動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。
隨后高壓氣流進入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合后點火，產生高溫高壓燃氣，向后排出。
高溫高壓燃氣向后流過高溫渦輪，部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，驅動渦輪旋轉。由于高溫渦輪同壓氣機裝在同一條軸上，因此也驅動壓氣機旋轉，從而反復的壓縮吸入的空氣。
從高溫渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進入發動機的速度大得多，從而產生了對發動機的反作用推力，驅使飛機向前飛行。
渦輪噴氣發動機的優缺點：這類發動機具有加速快、設計簡便等優點，是較早實用化的噴氣發動機類型。但如果要讓渦噴發動機提高推力，則必須增加燃氣在渦輪前的溫度和增壓比，這將會使排氣速度增加而損失更多動能，于是產生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發動機油耗大，對于商業民航機來說是個致命弱點。
航空發動機原理——渦輪軸發動機
渦輪軸發動機的誕生:渦輪軸發動機首次正式試飛是在1951年12月。
展開 16張動圖講解航空發動機分類及原理，這次終于明白了！
現代渦輪噴氣發動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。
渦輪噴氣發動機仍屬于熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。噴氣式發動機和活塞式發動機都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段。
不同的是，在活塞式發動機中這四個階段是分時依次進行的，但在噴氣發動機中則是連續進行的，氣體依次流經噴氣發動機的各個部分，就對應著活塞式發動機的四個工作位置。
空氣首先進入的是發動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。
進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。
從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發動機中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。
經過燃燒后，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠小于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發動機的推力就是這一部分燃氣的能量而來的。
從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速沿發動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發動機的速度大得多，使發動機獲得了反作用的推力。
展開 戰斗機如何做到垂直起降的，兩款戰機對比說下工作原理！
F-35B戰機的“三軸旋管噴嘴”和雅克-141戰機的旋轉噴管非常相似，今天我們就來聊聊F-35B和雅克-141的垂直起降技術。
01
F35戰斗機能垂直起降的是F35B型，為了實現垂直起降，采用了發動機噴管向下偏轉的模式，再加上升力風扇和調姿噴管來提供足夠的升力。
▲F-35B空中懸停
F-35B進行垂直起降的過程相對比較緩慢，這可以被看作是一個進行緩慢動態變化的“懸停”過程，如果F-35B做不到空中短暫的懸停，也就不可能實現垂直起降。
▲F-35B（推力向量）垂直起降動力解剖圖
F-35B戰斗機一共有四個噴口。機身中軸線上的兩個噴口提供主要升力（約91%），機翼下方的兩個噴口提供較小推力，用于平衡以及姿態調整。尾噴口噴出的是高溫燃氣，其他三個噴口噴出的都是冷空氣。
F-35B發動機的主噴口向下偏折了90度，提供了豎直方向的推力，其噴出的是經過發動機渦輪的高溫燃氣。這個尾噴口偏折技術來源于前蘇聯的雅克141戰機。
▲F-35B尾噴口偏折
▲F-35B懸停時尾噴管蠕動過程
F-35B兩側機翼下方的小噴口，是從發動機的低壓壓氣機引氣向下噴出。它們提供大約9%的升力，用于平衡和姿態調整，并不是主要的升力來源。
▲F-35B懸停垂直降落
F-35B座艙后部有個豎直圓筒形的物體叫升力風扇。升力風扇自身不能產生動力，它需要一根長長的傳動軸連接到主發動機上，由主發動機的低壓渦輪帶動。
▲F-35B機背的升力風扇和輔助進氣口
平飛時，升力風扇與主發動機脫開不工作，主發動機僅用來提供平飛時的向后推力。
展開 航空發動機的數字孿生體解決方案
目前應用最為廣泛的航空發動機為燃氣渦輪發動機，它主要由進氣口、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。從進氣口進入的空氣在壓氣機中被壓縮后進入燃燒室，在燃燒室中與噴入的燃油混合燃燒，生成高溫高壓的燃氣。燃氣在膨脹過程中驅動渦輪高速旋轉，將部分能量轉換為渦輪功。渦輪帶動壓氣機不斷吸進空氣并進行壓縮，使發動機能連續工作。由壓氣機、燃燒室和驅動壓氣機的渦輪這3個部件組成燃氣發生器，它不斷輸出具有一定可用能量的燃氣。
在發動機控制系統特別是多變量數字式電子控制系統的研制中，要解決大量的參數擇優問題。由于發動機試車非常費時和費錢，而且具有一定的危險性，所以發動機控制系統的調試全部在真實的發動機上進行時不現實的。一個準確的發動機數字孿生體可以代替發動機進行控制系統的研究和試驗。以F100-PW-229發動機控制系統設計為例，數字孿生體適用于包括調節計劃、回路增益、提前量和修正調節計劃在內的全部控制系統設計。將F100-PW-229發動機的加速過渡態的發動機/控制系統數學模型的預估結果與初步放飛（IFR）發動機的試驗數據進行了比較。選擇的飛行狀態是高度6960m，飛行Ma為0.8，選擇的過渡狀態是空中慢車到最大加力。在此過程中，由于轉子轉速增加和同時接通加力燃燒室，從而使推力增加，使得推力的快速響應。比較結果表明，無論是推力還是總增壓比，數字孿生體的結果與高空試驗臺試驗結果都十分接近。
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