噴管的案例
拉伐爾噴管的壅塞壓力比究竟怎樣算？
作者： 葉漢玉
眾所周知，拉伐爾噴管是一種先收縮、后擴張的管道（圖1），作用是產生超聲速氣流。當拉伐爾噴管的反壓與入口總壓的比值pb/p*小于一個臨界值的時候，噴管喉部的流動馬赫數達到1，噴管達到壅塞（choked）狀態。此時，在保持入口總壓不變的條件下，再降低反壓也不會使流量繼續增加了。
圖1 拉伐爾噴管
但是，這個臨界值（下面稱為壅塞壓力比）究竟是多少呢？相關的資料上并沒有一致的說法。在流體力學教科書中，通常采用一維流動的模型來分析，認為壅塞壓力比就是拉伐爾噴管處于臨界流動狀態的時候，出口截面壓力和入口總壓的比值。這個臨界流動狀態如圖2所示，噴管收縮段為亞聲速流動，喉部流動馬赫數恰好等于1，氣流在噴管擴張段又減速為亞聲速流動。另外，認為氣流在整個流動過程中都是等熵的。
圖2 拉伐爾噴管的臨界流動狀態（一維流動模型）
根據這種模型推導出的壅塞壓力比是
式中的k是氣體的比熱比。λ是臨界流動狀態時，噴管出口截面的速度因數，它是通過下面的非線性方程解出的
其中At是噴管喉部面積，Ae是噴管出口面積。
有些資料則直接認為拉伐爾噴管的壅塞壓力比就是臨界壓力比
這兩種方法算出的壅塞壓力比相差甚遠。例如，假設工質為空氣（比熱比k=1.4），噴管面積比Ae/At=4，則根據公式（1）算出的壅塞壓力比是0.98，而根據公式（2）算出的壅塞壓力比為0.53。
究竟哪個是對的呢？
公式（2）其實是收縮噴管的壅塞壓力比計算公式。收縮噴管由于沒有擴張段，所以最小截面就是出口截面，所以，如果在保持入口總壓不變的條件下逐漸降低反壓，那么當剛好達到壅塞的時候，出口截面的流動馬赫數等于1，且出口截面的壓力和反壓相等。
展開 基于ANSYS Workbench的噴管熱應力分析
通過對噴管熱應力的分析，首先進行流固耦合分析，得到噴管整體結構的溫度場分析，看到噴管的溫度場在轉動板稍微向上的外殼附近存在著明顯的溫度梯度，熱應力的產生來源一種是結構中存在著明顯的溫度梯度，另外就是在結構約束的地方存在熱應力。一般而言，溫度梯度越大，約束越強，結構的熱應力值則越大，按照線彈性理論分析，則會出現有些結構部件會失效的情況，然而這與實際情況不符合，因此需要對噴管結構的熱應力分析進行彈塑性本構材料的熱應力分析，彈塑性材料的熱應力分析結果表明，噴管在溫度梯度大的地方，以及在溫度梯度較大并存在約束的地方的等效熱應力值超過了材料的屈服極限，但是小于材料的抗拉強度，說明噴管結構局部進入塑性變形區，結構并沒有發生破壞。并且分三種模型分別考慮溫度場和考慮溫度場及氣動載荷共同作用下的仿真，仿真結果表明，導流板的下移之后，噴管結構的溫度場有一定的下降，并且考慮彈塑性熱應力仿真分析表明，隨著溫度場的下降，結構的彈性等效應力下降。在原始模型和下降2mm的模型仿真后噴管在氣動載荷和溫度載荷作用下結構的最大位移出現在導流板上，而導流板下降4mm后的仿真表明，結構的最大位移還是受溫度場的影響明顯，出現在噴管外側板的頂端，導流板處的位移變形也較明顯，最大為8.5mm。由于噴管局部進行塑性區域，就需要考慮多次工作情況下，結構的疲勞壽命分析。或者對噴管承受熱應力較大的區域，設置熱防護層或者其他措施，以降低該區域的溫度梯度，從而實現提高噴管運行時可靠性設計的要求。
展開 利用fluent對空氣在一個噴管內的流動做流場分析
分別設置噴管的入口和出口邊界條件。
(8)求解定常流動。先進行流場初始化，再設置求解器參數，再設置殘差監視器，設置出口質量流量監視器。
殘差曲線如下圖所示：
圖5 殘差監視變化曲線
圖6 出口質量流量監測變化曲線
質量曲線說明了解得收斂性。
(8)下面做出定常流動速度矢量。如下圖所示：
圖7 速度矢量圖
定常流動計算顯示，通過噴管的流速最高可達262m/s。
(9)顯示壓強的分布
圖8 噴管內壓強分布圖
由圖中可以明顯看出，噴管左邊為高壓區，右邊為低壓區，氣體在兩端壓差的作用下流動。在噴管喉部氣體流速最快，其壓強也最小。
(10)顯示噴管壁面上的壓強分布
圖9 噴管壁面上的壓強分布圖
噴管壁面的壓強分布也說明了噴管左端為高壓區，右端為低壓區，噴管喉部壓強最小。
展開 液體火箭發動機噴管仿真模型
“液體火箭發動機噴管仿真模型研究”一文以典型的液體火箭發動機（3kN空間發動機，120噸級液氧煤油發動機，260噸級液氧煤油發動機）噴管為例，深入討論氣體模型、化學反應模型等因素對仿真結果的影響，并進一步厘清影響噴管性能的物理因素。
02
創新點
?
文章詳細對比了采用不同氣體模型所計算的流場參數分布和性能，指出在實際的非平衡氣體流動中，化學組分的變化起耗散作用。比較了燃燒室壓強對性能的影響，指出了提高室壓可以增強性能的化學動力學內因。針對液氧煤油發動機，探討了噴管型面對性能的影響。
03
總結與展望
?
采用量熱完全氣體假設所計算的比沖高于用熱完全氣體假設的計算值；這兩種氣體模型給出的計算結果偏差較大，可能高于、也可能低于試車結果，沒有規律性；化學動力學計算結果比較準確，接近試車測試值。提高室壓不僅能提高燃燒效率，也能促進聚合反應、減小流動過程中的化學動力學損失，使噴管性能提高。對于液氧煤油發動機，Rao方法設計的噴管型面偏“瘦”，進行附面層修正可略提高性能，或在同樣性能要求下略減小噴管長度。
展開 
現場大圖深度剖析：中國矢量噴管
作為一款典型的三元TVC 產品，這款最新亮相的國產TVC，并非“山寨”剛剛引進一年的蘇-35 所用117S 發動機的俯仰式軸對稱TVC 技術，而是在典型的全向軸對稱矢量噴管（AVEN）結構的基礎上“百尺竿頭、更進一步”。
劉屹/繪
從外部看，國產TVC 的活動部分，從前到后可分為轉向控制環和擴張調節片兩大塊。但每片擴張調節片末端都帶有一片可以獨立旋轉的外調節片，是該型噴管不同于世界上其他TVC 工程作品的最明顯特征。
光看外形，這種設計難免給人一種復雜笨重感。殲10 并不是一款以推重比見長的飛機，“太行”的推力在世界同等級大推力渦扇發動機中也并不突出。很多人因此擔憂，TVC 的那個老生常談的問題——推力損失，是否會進一步影響這架驗證機的測試效果。
TVC 推力損失的主要原因很好理解，由于TVC 在工作時會在噴管內部形成彎折，導致從燃燒室噴射出來的部分高溫高壓燃氣受阻，速度降低；而后面保持原來速度的燃氣在與這部分燃氣碰撞后，就形成了流場阻塞。發動機噴出燃氣的高壓和高溫兩大屬性，對產生推力都貢獻很大，而高壓就有不少在這兒白白損失了，而且壓力損失的比例還會隨著排氣速度的增加而增加。
劉屹/繪
既然要用TVC 的長處，就得接受TVC 的不足。TVC 的工作原理決定了這種損失不可能徹底消除，只能盡可能降低，這就得從影響推力損失量級的具體因素入手。通俗的說，主要看的是彎曲區段有多長，以及噴管彎曲的程度有多大這兩點。
前者好解釋，彎曲區段越短，“追尾”區域就越小，形成的流場阻塞影響就越低。所以國產TVC 的彎曲區段，位于整個轉向控制環部分已經短到很容易被忽視的地步，確實夠短。那么噴管彎曲程度又該如何優化呢？
展開 基于FLUENT的某噴管內氣液流動
關鍵詞：FLUENT，噴管，VOF模型，計算流體力學，氣液流動
噴管是一種通過改變管段內壁的幾何形狀以加速氣體的裝置，使用FLUENT對某類似噴管的裝置進行氣液流動數值模擬，可以直觀的看到裝置內部氣液流動情況和相分布，進一步可以通過詳細的數值模擬可以對其進行不同結構參數和操作參數下的流場分析，探索更優結構參數及操作參數對其進行優化。
利用FLUENT軟件對其進行數值模擬時，首先建立三維模型，為便于數值計算，對其結構進行適當優化。網格劃分時對其施加一定的控制（如曲率和偏度）以提高網格質量，綜合得到網格質量大于0.3，認為網格質量滿足仿真需求。為了提高仿真精度，對模型的局部網格進行了加密處理。隨后設置了仿真參數，以空氣和水作為流體介質，即確定了流體密度、粘度等參數。多相流模型使用Mixture模型，求解方式選用Coupled，選用二階迎風格式，松弛因子默認。采用SST k-omega湍流模型來描述流體的湍流特性。后續可以通過改變操作參數對其進行更為細致的數值模擬，以進一步探究其流場分布。幾何模型如圖1所示，網格劃分如圖2所示。
圖1幾何模型
圖2網格劃分
噴管初始相分布如圖3所示，數值模擬過程中給定入口流速，噴管吸入氣體，初始壓力分布如圖4所示。
圖3初始相分布
圖4初始壓力分布
計算迭代2000步時，噴管內云圖顯示相分布如圖5所示，流線顯示相分布跡線分布如圖6所示。
圖5云圖顯示相分布
圖6 流線顯示相分布
圖7跡線分布
最后，有相關需求歡迎通過公眾號“320科技工作室”與我們聯絡。
展開 并聯四噴管發動機流場結構形態及CFD計算
., Base heatingsensitivity study for a 4-cluster rocket motor configuration in supersonicfreestream, 2011 NASA Thermal and Fluids Analysis Workshop.
1 并聯四噴管發動機流場結構復雜性
火箭從地面起飛，升至太空的過程中，火箭發動機環境的大氣壓力隨著其飛行高度而發生變化。在不同的海拔高度下，由于大氣壓力的不同，火箭發動機噴管噴出的高溫、高速燃氣流的形態也極不相同。與此同時，收到多噴管結構外形的影響，發動機噴管之間的流動與噴流流動相互耦合，形成十分復雜的流場形態。
展開 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
噴管中正激波超音速流動
參考資料：ANSYS Fluid Dynamics Verification Manual
算例說明
本案例介紹了噴管中正激波超音速流動，來流最大馬赫數為2.2。
計算域：噴管長2m，出口與喉道面積比為3
物質屬性：理想氣體，粘度為1.7894e-5kg/m-s
邊界條件：來流壓力為200kPa，總溫為500K，墻壁溫度為328K，出口表壓為75kPa
網格劃分
采用矩形網格，網格數量為8000
計算設置
本次計算為穩態湍流計算。
物質屬性
計算域內流體物質為空氣，設置它的密度和粘性參數
湍流模型
本次計算為層流計算
能量方程
激活能量方程
邊界條件
計算域左側為壓力入口
計算域右側為壓力出口
設置噴管壁面溫度
設置求解方法和松弛因子
計算結果
計算域壓力場云圖
計算值與實驗值對比
噴管中心線位置處馬赫數對比
參考文獻
F. M.White. Fluid Mechanics. 3rd Edition. McGraw-Hill Book Co., New York, NY.
518-531. 1994.
展開 基于隱形飛機噴氣式發動機雙S彎噴管的纖維纏繞工藝
【摘要】
韓國C2ES【1】和KCarbon【2】公司使用Cadfil軟件【3】設計噴氣式發動機的雙S彎噴管，其合作成果已在JEC期刊【4】上發表。
在設計雙S彎噴管時，必須提前通過工藝設計仿真工具（CAD/CAM）創建準確的纖維放置和纏繞軌跡。然而，對于非軸對稱的纏繞仿真，是相當困難的。
Cadfil 有幾種不同的纏繞非標準幾何形狀的設計策略。因為雙S彎噴管是一個復雜的管道（可變截面的多彎曲管），所以使用了基于相對彎曲脊柱生成的螺旋路徑的方法。這類似于相對軸線為直線的普通圓管的纏繞螺旋線。
關鍵詞：非軸對稱繞組仿真、纖維纏繞工藝仿真
基于隱形飛機噴氣式發動機雙S彎噴管的纖維纏繞工藝
在現代戰爭中，戰斗機、轟炸機和無人作戰飛行器 (UCAV) 的隱身技術是通過確保空中優勢來決定戰爭勝負的重要因素。隱身是指一種避免被敵方雷達和紅外探測器探測到的技術。在紅外（IR）信號檢測的情況下，飛機本身的熱量，尤其是高溫的發動機和后機身發出的熱量輻射量最大。
由于必須設計飛機發動機噴嘴以實現紅外信號抑制，因此應用了S形噴嘴（雙S彎噴管），以使發動機的高溫部分不可見。此外，采用大縱橫比的出口形狀來降低廢氣羽流溫度的紅外特征（圖 1）。多層復合材料需滿足發動機排氣噴嘴的功能和結構要求。
圖1 (a) UCAV進氣管（綠色）和排氣噴嘴（橙色）的3D草圖 (b) 3種不同幾何形狀的排氣噴嘴
(c) 應用不同噴嘴后的紅外特征模擬結果
噴嘴的最內層由碳纖維增強碳化硅 (C-SiC) 復合材料制成，具有出色的熱穩定性和耐腐蝕性。最外層由碳纖維增強塑料 (CFRP) 組成，這是一種輕質材料，可保持結構強度以抵抗軸向推力和內部壓力。
展開 基于隱形飛機噴氣式發動機雙S彎噴管的纖維纏繞工藝
【摘要】
韓國C2ES【1】和KCarbon【2】公司使用Cadfil軟件【3】設計噴氣式發動機的雙S彎噴管，其合作成果已在JEC期刊【4】上發表。
在設計雙S彎噴管時，必須提前通過工藝設計仿真工具（CAD/CAM）創建準確的纖維放置和纏繞軌跡。然而，對于非軸對稱的纏繞仿真，是相當困難的。
Cadfil 有幾種不同的纏繞非標準幾何形狀的設計策略。因為雙S彎噴管是一個復雜的管道（可變截面的多彎曲管），所以使用了基于相對彎曲脊柱生成的螺旋路徑的方法。這類似于相對軸線為直線的普通圓管的纏繞螺旋線。
關鍵詞：非軸對稱繞組仿真、纖維纏繞工藝仿真
在現代戰爭中，戰斗機、轟炸機和無人作戰飛行器 (UCAV) 的隱身技術是通過確保空中優勢來決定戰爭勝負的重要因素。隱身是指一種避免被敵方雷達和紅外探測器探測到的技術。在紅外（IR）信號檢測的情況下，飛機本身的熱量，尤其是高溫的發動機和后機身發出的熱量輻射量最大。
由于必須設計飛機發動機噴嘴以實現紅外信號抑制，因此應用了S形噴嘴（雙S彎噴管），以使發動機的高溫部分不可見。此外，采用大縱橫比的出口形狀來降低廢氣羽流溫度的紅外特征（圖 1）。多層復合材料需滿足發動機排氣噴嘴的功能和結構要求。
圖1 (a) UCAV進氣管（綠色）和排氣噴嘴（橙色）的3D草圖 (b) 3種不同幾何形狀的排氣噴嘴
(c) 應用不同噴嘴后的紅外特征模擬結果
噴嘴的最內層由碳纖維增強碳化硅 (C-SiC) 復合材料制成，具有出色的熱穩定性和耐腐蝕性。最外層由碳纖維增強塑料 (CFRP) 組成，這是一種輕質材料，可保持結構強度以抵抗軸向推力和內部壓力。最后，為了粘合和絕緣，在C-SiC和CFRP材料之間使用了陶瓷材料。
展開 
分享：超聲速噴管流動
參考資料：ANSYS Fluid Dynamics Verification Manual
算例說明
本案例介紹了超聲速噴管流動，該流動在噴嘴的整個發散段中是超音速的。
計算域：噴管長0.1594m，出口與喉道面積比為2.68，半發散角為15°
物質屬性：理想氣體，粘度為1.831e-5kg/m-s
邊界條件：入口壓力為10e6Pa，總溫為825K，墻壁溫度為413K
網格劃分
采用矩形網格，網格數量為70800
計算設置
本次計算為穩態湍流計算，考慮計算域軸對稱，因此在軸向只建立3°切片的區域。
物質屬性
計算域內流體物質為空氣，設置它的密度和粘性參數
湍流模型
湍流模型選擇SST k-omega模型
能量方程
激活能量方程
邊界條件
計算域左側為壓力入口
計算域右側為壓力出口
設置噴管壁面溫度
設置求解方法和松弛因子
計算結果
計算域壓力場云圖
計算值與實驗值對比
壓力對比
參考文獻
L.H. Back, P.F. Massier, H.L. Gier. “Convective Heat Transfer in a Convergent-Divergent Nozzle”. Int. J. Heat Mass Transfer, Vol. 7, pp. 549-568, 1964.
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 面向電子束熔融增材制造噴管熱輻射的仿真研究
利用電子束增材制造（EBAM）技 術設計研制大型復雜火箭噴管，涉及學科廣泛，技術復雜，因此相關項目運用于實際應用的案例較少，目前大部分技術仍停留在科研 階段。基于電子束增材制造技的大型復雜火箭噴管需解決的難點及關鍵技術包括：如何在高真空室內復雜溫度場環境下，進行高精度 機械運動結構的研制；以及如何對復雜溫度場進行設計及控制等。
本期增材專欄文章，針對電子束增材制造（EBAM）噴管設計的難點 ，通過對打印腔室內處于不同打印進程的工件與打印腔室壁面之間的熱輻射的模擬計算研究，為后期復雜噴管產品設計提供參考依據。
電子束由位于真空腔頂部的電子束槍生成。電子槍是固定的，而電子束則可以受控轉向，到達整個加工區域。電子從一個絲極發射出來，當該絲極加熱到一定溫度時，就會放射電子。電子在一個電場中被加速到光速的一半。然后由兩個磁場對電子束進行控制。第一個磁場扮演電磁透鏡的角色，負責將電子束聚焦到期望的直徑。第二個磁場將已聚焦的電子束轉向到工作臺上所需的工作點。因此EBM工藝具有直接加工復雜幾何形狀的能力，非常適于小批量復雜零件的直接量產。應用CAD軟件設計3D模型，該工藝可以獲得用其它制造技術無法形成的幾何形狀，使零件定制化成為可能。它直接使用CAD數據，一步到位，所以速度很快。
電子束熔融（EBM）技術又分為電子束熔絲沉積成形（見圖1a所示）和電子束選區熔化成形（見圖1b所示）。電子束熔絲沉積成形技術中，金屬絲材通過送絲裝置送入熔池并熔化，同時熔池按照預先規劃的路徑運動使金屬材料逐層凝固堆積。電子束選區熔化成形技術中，電子束按預先規劃的路徑掃描，熔化預先鋪放的金屬粉末;完成一個層面的掃描后，工作艙下降一層高度，鋪粉器重新鋪放一層粉末，如此反復進行，層層堆積。
圖1 電子束熔融（EBM）技術示意圖 a.
展開 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
