拉瓦爾噴管的案例
流體力學(xué)基本知識(shí)了解一下
擾動(dòng)的不同形式所導(dǎo)致的結(jié)果：
我們看一個(gè)外折角導(dǎo)致的擾動(dòng)，產(chǎn)生膨脹波使得氣流加速，是不是就相當(dāng)于拉瓦爾噴管中的后半段，所以說拉瓦爾噴管中也有膨脹波了？應(yīng)該是這樣的，拉瓦爾噴管中是有膨脹玻的，而且當(dāng)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)的時(shí)候，比如提前達(dá)到臨界馬赫數(shù)，那么就會(huì)產(chǎn)生激波，激波延伸到擴(kuò)張段中，導(dǎo)致擴(kuò)張段中的流速以斜激波為分界面（保留）?！镜悄壳鞍l(fā)現(xiàn)當(dāng)設(shè)置為壓強(qiáng)決定時(shí)候，不管進(jìn)口壓強(qiáng)多大，喉道處馬赫數(shù)是一定的，假設(shè)它剛好是1，那么如圖，它為什么在后半段還會(huì)產(chǎn)生類似激波的東西？如果是提前達(dá)到1尼，該如何仿真，又是什么樣的效果，下次看吧】
拉瓦爾噴管的實(shí)現(xiàn)：
兩個(gè)指標(biāo)，①是收縮擴(kuò)張管道，②是大的壓強(qiáng)比。為啥要壓強(qiáng)比，因?yàn)樽罱K出口是要和外界大氣壓一致的，這樣在出口直接噴出，如果出口壓強(qiáng)比外界大氣壓大，那么壓強(qiáng)降低需要膨脹波，速度繼續(xù)增大；如果壓強(qiáng)小于外界大氣壓，也就是達(dá)不到我們所說的足夠大的壓強(qiáng)比，那么結(jié)尾是不是就是需要壓強(qiáng)的增大了，就得來一道激波使得壓強(qiáng)增大，同時(shí)的話，速度就會(huì)減小，那就違背了初衷。
展開 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管仿真模型
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文章導(dǎo)讀
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01
研究背景
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火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管是進(jìn)行能量轉(zhuǎn)換并產(chǎn)生推力的重要部件，對(duì)其流場(chǎng)進(jìn)行仿真分析是優(yōu)化噴管設(shè)計(jì)和控制流動(dòng)分離過程的必需環(huán)節(jié)。因?yàn)榛鸺l(fā)動(dòng)機(jī)常用的拉瓦爾噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，所以在計(jì)算流體力學(xué)（CFD）廣泛應(yīng)用的今天，對(duì)這種簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)內(nèi)流場(chǎng)的仿真似乎已經(jīng)不成問題，流行的CFD軟件幾乎都可以“輕松地”算出噴管中的參數(shù)變化。但是在真正的噴管優(yōu)化設(shè)計(jì)中，必須認(rèn)真考量所采用的仿真模型，因?yàn)橛?jì)算結(jié)果的偏差勢(shì)必會(huì)影響后續(xù)的設(shè)計(jì)過程。
仿真是通過數(shù)學(xué)方法模擬真實(shí)世界，其“保真”過程有兩個(gè)環(huán)節(jié)，首先是數(shù)學(xué)模型是否真正反映了物理過程，其次是求解數(shù)學(xué)模型的過程是否準(zhǔn)確。
展開 制導(dǎo)與控制技術(shù)作業(yè)
應(yīng)用：拉瓦爾噴管。
彈翼升力系數(shù)與攻角的關(guān)系
彈體的升力系數(shù)Ｃｙ在小攻角范圍內(nèi)（<15°）
與攻角成線性關(guān)系，即：
失速產(chǎn)生的原因
隨著攻角進(jìn)一步增加，Cy增大到最大值。如果再進(jìn)一步增大攻角α，則Cy反而會(huì)下降，這種情況稱為失速。
靜矩與導(dǎo)彈穩(wěn)定性之間的關(guān)系
正靜距（壓力中心處于重心之后）的導(dǎo)彈，在受到頭部向上的擾動(dòng)時(shí)將產(chǎn)生一個(gè)頭部向下的力矩，反之亦然，即其具有恢復(fù)其原始位置的傾向。因此，正靜距意味著導(dǎo)彈是靜穩(wěn)定的。
零靜距（壓力中心與重心重合）的導(dǎo)彈將是中性穩(wěn)定的。 負(fù)靜距（壓力中心位于重心前面）的導(dǎo)彈則是靜不穩(wěn)定的。 副翼的作用
副翼是兩機(jī)翼外側(cè)后緣一塊狹長的可動(dòng)翼面，左右對(duì)稱安裝，其功能是控制飛行器繞縱軸滾轉(zhuǎn)或制止?jié)L轉(zhuǎn)。
副翼總是差動(dòng)偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致在左翼面和右翼面上產(chǎn)生的附加升力方向相反，從而產(chǎn)生對(duì)X1軸的滾轉(zhuǎn)力矩。
當(dāng)副翼舵偏角比較小的情況下，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩與舵偏角呈線性關(guān)
系。
表征飛行誤差的兩種坐標(biāo)系
（1）直角坐標(biāo)（2）極坐標(biāo)
控制方法分為哪兩大類？
（1） 空氣動(dòng)力控制（2）發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制
導(dǎo)彈的操縱性和穩(wěn)定性之間的關(guān)系
導(dǎo)彈的操縱性越好，導(dǎo)彈就越容易改變其原來的飛行狀態(tài)；而導(dǎo)彈的穩(wěn)定性越好，導(dǎo)彈就越不容易改變其原來的飛行狀態(tài)，因此，提高導(dǎo)彈的操縱性，就會(huì)削弱導(dǎo)彈的穩(wěn)定性；提高導(dǎo)彈的穩(wěn)定性，就會(huì)削弱導(dǎo)彈的操縱性。
另一方面，靜穩(wěn)定性差，則要求導(dǎo)彈的自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)產(chǎn)生操縱力矩，用以克服外加干擾，保持導(dǎo)彈的穩(wěn)定。在這種情況下，如果導(dǎo)彈的操縱性好，導(dǎo)彈在自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)作用下，能夠很快地改變其飛行狀態(tài)，迅速達(dá)到穩(wěn)定。這說明，提高導(dǎo)彈的操縱性有助于加強(qiáng)導(dǎo)彈的穩(wěn)定性。
展開 噴管中正激波超音速流動(dòng)
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(dòng)，來流最大馬赫數(shù)為2.2。
計(jì)算域：噴管長2m，出口與喉道面積比為3
物質(zhì)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(wǎng)格劃分
采用矩形網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為8000
計(jì)算設(shè)置
本次計(jì)算為穩(wěn)態(tài)湍流計(jì)算。
物質(zhì)屬性
計(jì)算域內(nèi)流體物質(zhì)為空氣，設(shè)置它的密度和粘性參數(shù)
湍流模型
本次計(jì)算為層流計(jì)算
能量方程
激活能量方程
邊界條件
計(jì)算域左側(cè)為壓力入口
計(jì)算域右側(cè)為壓力出口
設(shè)置噴管壁面溫度
設(shè)置求解方法和松弛因子
計(jì)算結(jié)果
計(jì)算域壓力場(chǎng)云圖
計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比
噴管中心線位置處馬赫數(shù)對(duì)比
參考文獻(xiàn)
F. M.White. Fluid Mechanics. 3rd Edition. McGraw-Hill Book Co., New York, NY.
518-531. 1994.
展開 
基于FLUENT的某噴管內(nèi)氣液流動(dòng)
關(guān)鍵詞：FLUENT，噴管，VOF模型，計(jì)算流體力學(xué)，氣液流動(dòng)
噴管是一種通過改變管段內(nèi)壁的幾何形狀以加速氣體的裝置，使用FLUENT對(duì)某類似噴管的裝置進(jìn)行氣液流動(dòng)數(shù)值模擬，可以直觀的看到裝置內(nèi)部氣液流動(dòng)情況和相分布，進(jìn)一步可以通過詳細(xì)的數(shù)值模擬可以對(duì)其進(jìn)行不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和操作參數(shù)下的流場(chǎng)分析，探索更優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)及操作參數(shù)對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化。
利用FLUENT軟件對(duì)其進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，首先建立三維模型，為便于數(shù)值計(jì)算，對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化。網(wǎng)格劃分時(shí)對(duì)其施加一定的控制（如曲率和偏度）以提高網(wǎng)格質(zhì)量，綜合得到網(wǎng)格質(zhì)量大于0.3，認(rèn)為網(wǎng)格質(zhì)量滿足仿真需求。為了提高仿真精度，對(duì)模型的局部網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理。隨后設(shè)置了仿真參數(shù)，以空氣和水作為流體介質(zhì)，即確定了流體密度、粘度等參數(shù)。多相流模型使用Mixture模型，求解方式選用Coupled，選用二階迎風(fēng)格式，松弛因子默認(rèn)。采用SST k-omega湍流模型來描述流體的湍流特性。后續(xù)可以通過改變操作參數(shù)對(duì)其進(jìn)行更為細(xì)致的數(shù)值模擬，以進(jìn)一步探究其流場(chǎng)分布。幾何模型如圖1所示，網(wǎng)格劃分如圖2所示。
圖1幾何模型
圖2網(wǎng)格劃分
噴管初始相分布如圖3所示，數(shù)值模擬過程中給定入口流速，噴管吸入氣體，初始?jí)毫Ψ植既鐖D4所示。
圖3初始相分布
圖4初始?jí)毫Ψ植?計(jì)算迭代2000步時(shí)，噴管內(nèi)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(guān)需求歡迎通過公眾號(hào)“320科技工作室”與我們聯(lián)絡(luò)。
展開 Fluent FMG 航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾三維噴管仿真（一）
<p>根據(jù)上次收集到的問卷，本案例利用Fluent對(duì)三維航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管氣動(dòng)特性展開了初步仿真計(jì)算，并介紹了FMG初始化方法。后續(xù)可以通過該方法對(duì)各種不同的機(jī)尾噴管進(jìn)行仿真優(yōu)化，應(yīng)用于聲隱身、紅外隱身、艦載機(jī)擋板適配等領(lǐng)域。</p><p><strong>1 workbench 設(shè)置</strong></p><p>本案例計(jì)算模型簡(jiǎn)單，且為瞬態(tài)計(jì)算，僅需選擇Fluent（帶網(wǎng)格劃分模塊即可），相關(guān)的workbench設(shè)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(shè)置</strong></p><p><strong>2.1 導(dǎo)入幾何</strong></p><p>采用的噴管穩(wěn)定段長1200mm，收縮段600mm，收縮段進(jìn)口直徑600mm，出口538mm。利用維氏公式進(jìn)行建模。相關(guān)的公式和幾何結(jié)構(gòu)如下圖：</p><p><br></p><p><img src="https://mmbiz.qpic.cn/mmbiz_jpg/6OCfD1OjTxqZmEx7CVCkY2ZecaKRZVjlPQA4FKb4ibhiaH13VCgsxd0VA4hNL4NLn5pTqXnhfxhZ6fVywoUb2WIw/640?
展開 案例29-火箭噴管延伸模擬-運(yùn)行
這是模擬火箭噴管的兩個(gè)示例問題中的第二個(gè)：
• 第一個(gè)例子，火箭噴嘴延伸模擬：制造，演示了如何模擬噴嘴制造階段的熱應(yīng)力。
• 下面的第二個(gè)示例問題演示了如何模擬火箭噴嘴運(yùn)行期間產(chǎn)生的熱應(yīng)力。
雖然兩個(gè)示例都基于相同的幾何圖形，但使用的假設(shè)不同，因此導(dǎo)致不同的網(wǎng)格和不同的單元類型。
對(duì)于這個(gè)問題，假設(shè)火箭已經(jīng)發(fā)射，熱氣體正在流經(jīng)噴嘴，使噴嘴體內(nèi)外受到對(duì)流熱負(fù)荷。熱載荷導(dǎo)致體沿厚度方向出現(xiàn)明顯的熱梯度，表現(xiàn)為高熱應(yīng)力。
固體熱和結(jié)構(gòu)單元準(zhǔn)確地模擬了問題的多物理特性。雖然完全耦合的單元可以解決該問題，但使用松耦合方法代替。由于主體材料可以是均質(zhì)或分層復(fù)合材料，因此模擬需要具有均質(zhì)和分層材料能力的實(shí)體單元類型。
介紹
殼單元模型在大多數(shù)區(qū)域給出了精確的應(yīng)力；然而，貫穿厚度的應(yīng)力并不精確，尤其是在加強(qiáng)件與噴嘴體連接的情況下。固體單元用于此分析，以提高貫穿厚度應(yīng)力的精度。因此，這個(gè)問題證明了固體層狀熱單元（SOLID279）的一些特征。這個(gè)示例問題的幾何圖形已經(jīng)被劃分網(wǎng)格并存儲(chǔ)在cdb文件中。
對(duì)于本例，假設(shè)材料行為為正交各向異性（結(jié)構(gòu)和熱均是）。因此，重要的是沿單元內(nèi)的某些正交方向定義材料特性。這強(qiáng)調(diào)了在每個(gè)單元中定義單元坐標(biāo)系的必要性。
盡管有一個(gè)很好的理由來定義獨(dú)立于底層單元的材料方向，但這目前受到現(xiàn)有技術(shù)的限制。
所有單元都有默認(rèn)的單元坐標(biāo)系，但這些默認(rèn)坐標(biāo)系并不總是方便的。材質(zhì)方向可能與單元坐標(biāo)系（ESYS）不對(duì)齊，因此可能需要修改它們。通常可以通過以下步驟完成此操作：
1. 定義單元坐標(biāo)系-由于曲率快速變化，此模型中的每個(gè)單元都必須定義自己的單元坐標(biāo)系。（考慮對(duì)給定的磚網(wǎng)格使用LOCAL和EMODIF命令。）因此，單元z軸與厚度方向?qū)R，并且單元x軸與曲率對(duì)齊。
展開 導(dǎo)彈尾噴管熱燒蝕分析
導(dǎo)彈尾噴管熱燒蝕分析
西門子工業(yè)軟件amaryllis
導(dǎo)彈尾噴管熱燒蝕分析.pdf
并聯(lián)四噴管發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)形態(tài)及CFD計(jì)算
., Base heatingsensitivity study for a 4-cluster rocket motor configuration in supersonicfreestream, 2011 NASA Thermal and Fluids Analysis Workshop.
1 并聯(lián)四噴管發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜性
火箭從地面起飛，升至太空的過程中，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境的大氣壓力隨著其飛行高度而發(fā)生變化。在不同的海拔高度下，由于大氣壓力的不同，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴出的高溫、高速燃?xì)饬鞯男螒B(tài)也極不相同。與此同時(shí)，收到多噴管結(jié)構(gòu)外形的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管之間的流動(dòng)與噴流流動(dòng)相互耦合，形成十分復(fù)雜的流場(chǎng)形態(tài)。
展開 現(xiàn)場(chǎng)大圖深度剖析：中國矢量噴管
作為一款典型的三元TVC 產(chǎn)品，這款最新亮相的國產(chǎn)TVC，并非“山寨”剛剛引進(jìn)一年的蘇-35 所用117S 發(fā)動(dòng)機(jī)的俯仰式軸對(duì)稱TVC 技術(shù)，而是在典型的全向軸對(duì)稱矢量噴管（AVEN）結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上“百尺竿頭、更進(jìn)一步”。
劉屹/繪
從外部看，國產(chǎn)TVC 的活動(dòng)部分，從前到后可分為轉(zhuǎn)向控制環(huán)和擴(kuò)張調(diào)節(jié)片兩大塊。但每片擴(kuò)張調(diào)節(jié)片末端都帶有一片可以獨(dú)立旋轉(zhuǎn)的外調(diào)節(jié)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(shè)計(jì)難免給人一種復(fù)雜笨重感。殲10 并不是一款以推重比見長的飛機(jī)，“太行”的推力在世界同等級(jí)大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中也并不突出。很多人因此擔(dān)憂，TVC 的那個(gè)老生常談的問題——推力損失，是否會(huì)進(jìn)一步影響這架驗(yàn)證機(jī)的測(cè)試效果。
TVC 推力損失的主要原因很好理解，由于TVC 在工作時(shí)會(huì)在噴管內(nèi)部形成彎折，導(dǎo)致從燃燒室噴射出來的部分高溫高壓燃?xì)馐茏?，速度降低；而后面保持原來速度的燃?xì)庠谂c這部分燃?xì)馀鲎埠?，就形成了流?chǎng)阻塞。發(fā)動(dòng)機(jī)噴出燃?xì)獾母邏汉透邷貎纱髮傩?，?duì)產(chǎn)生推力都貢獻(xiàn)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(huì)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(jí)的具體因素入手。通俗的說，主要看的是彎曲區(qū)段有多長，以及噴管彎曲的程度有多大這兩點(diǎn)。
前者好解釋，彎曲區(qū)段越短，“追尾”區(qū)域就越小，形成的流場(chǎng)阻塞影響就越低。所以國產(chǎn)TVC 的彎曲區(qū)段，位于整個(gè)轉(zhuǎn)向控制環(huán)部分已經(jīng)短到很容易被忽視的地步，確實(shí)夠短。那么噴管彎曲程度又該如何優(yōu)化呢？
展開 分享：超聲速噴管流動(dòng)
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(dòng)，該流動(dòng)在噴嘴的整個(gè)發(fā)散段中是超音速的。
計(jì)算域：噴管長0.1594m，出口與喉道面積比為2.68，半發(fā)散角為15°
物質(zhì)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(wǎng)格劃分
采用矩形網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為70800
計(jì)算設(shè)置
本次計(jì)算為穩(wěn)態(tài)湍流計(jì)算，考慮計(jì)算域軸對(duì)稱，因此在軸向只建立3°切片的區(qū)域。
物質(zhì)屬性
計(jì)算域內(nèi)流體物質(zhì)為空氣，設(shè)置它的密度和粘性參數(shù)
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(jì)算域左側(cè)為壓力入口
計(jì)算域右側(cè)為壓力出口
設(shè)置噴管壁面溫度
設(shè)置求解方法和松弛因子
計(jì)算結(jié)果
計(jì)算域壓力場(chǎng)云圖
計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比
壓力對(duì)比
參考文獻(xiàn)
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 
噴管-管道-導(dǎo)彈幾何文件 ￥2
三個(gè)icem tin 幾何文件
劃分網(wǎng)格練習(xí)使用
基于隱形飛機(jī)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)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(shè)計(jì)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的雙S彎噴管，其合作成果已在JEC期刊【4】上發(fā)表。
在設(shè)計(jì)雙S彎噴管時(shí)，必須提前通過工藝設(shè)計(jì)仿真工具（CAD/CAM）創(chuàng)建準(zhǔn)確的纖維放置和纏繞軌跡。然而，對(duì)于非軸對(duì)稱的纏繞仿真，是相當(dāng)困難的。
Cadfil 有幾種不同的纏繞非標(biāo)準(zhǔn)幾何形狀的設(shè)計(jì)策略。因?yàn)殡pS彎噴管是一個(gè)復(fù)雜的管道（可變截面的多彎曲管），所以使用了基于相對(duì)彎曲脊柱生成的螺旋路徑的方法。這類似于相對(duì)軸線為直線的普通圓管的纏繞螺旋線。
關(guān)鍵詞：非軸對(duì)稱繞組仿真、纖維纏繞工藝仿真
在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)和無人作戰(zhàn)飛行器 (UCAV) 的隱身技術(shù)是通過確?？罩袃?yōu)勢(shì)來決定戰(zhàn)爭(zhēng)勝負(fù)的重要因素。隱身是指一種避免被敵方雷達(dá)和紅外探測(cè)器探測(cè)到的技術(shù)。在紅外（IR）信號(hào)檢測(cè)的情況下，飛機(jī)本身的熱量，尤其是高溫的發(fā)動(dòng)機(jī)和后機(jī)身發(fā)出的熱量輻射量最大。
由于必須設(shè)計(jì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴以實(shí)現(xiàn)紅外信號(hào)抑制，因此應(yīng)用了S形噴嘴（雙S彎噴管），以使發(fā)動(dòng)機(jī)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(fù)合材料需滿足發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴嘴的功能和結(jié)構(gòu)要求。
圖1 (a) UCAV進(jìn)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(yīng)用不同噴嘴后的紅外特征模擬結(jié)果
噴嘴的最內(nèi)層由碳纖維增強(qiáng)碳化硅 (C-SiC) 復(fù)合材料制成，具有出色的熱穩(wěn)定性和耐腐蝕性。最外層由碳纖維增強(qiáng)塑料 (CFRP) 組成，這是一種輕質(zhì)材料，可保持結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以抵抗軸向推力和內(nèi)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 基于ANSYS Workbench的噴管熱應(yīng)力分析
通過對(duì)噴管熱應(yīng)力的分析，首先進(jìn)行流固耦合分析，得到噴管整體結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)分析，看到噴管的溫度場(chǎng)在轉(zhuǎn)動(dòng)板稍微向上的外殼附近存在著明顯的溫度梯度，熱應(yīng)力的產(chǎn)生來源一種是結(jié)構(gòu)中存在著明顯的溫度梯度，另外就是在結(jié)構(gòu)約束的地方存在熱應(yīng)力。一般而言，溫度梯度越大，約束越強(qiáng)，結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力值則越大，按照線彈性理論分析，則會(huì)出現(xiàn)有些結(jié)構(gòu)部件會(huì)失效的情況，然而這與實(shí)際情況不符合，因此需要對(duì)噴管結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力分析進(jìn)行彈塑性本構(gòu)材料的熱應(yīng)力分析，彈塑性材料的熱應(yīng)力分析結(jié)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(yīng)力值超過了材料的屈服極限，但是小于材料的抗拉強(qiáng)度，說明噴管結(jié)構(gòu)局部進(jìn)入塑性變形區(qū)，結(jié)構(gòu)并沒有發(fā)生破壞。并且分三種模型分別考慮溫度場(chǎng)和考慮溫度場(chǎng)及氣動(dòng)載荷共同作用下的仿真，仿真結(jié)果表明，導(dǎo)流板的下移之后，噴管結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)有一定的下降，并且考慮彈塑性熱應(yīng)力仿真分析表明，隨著溫度場(chǎng)的下降，結(jié)構(gòu)的彈性等效應(yīng)力下降。在原始模型和下降2mm的模型仿真后噴管在氣動(dòng)載荷和溫度載荷作用下結(jié)構(gòu)的最大位移出現(xiàn)在導(dǎo)流板上，而導(dǎo)流板下降4mm后的仿真表明，結(jié)構(gòu)的最大位移還是受溫度場(chǎng)的影響明顯，出現(xiàn)在噴管外側(cè)板的頂端，導(dǎo)流板處的位移變形也較明顯，最大為8.5mm。由于噴管局部進(jìn)行塑性區(qū)域，就需要考慮多次工作情況下，結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分析?；蛘邔?duì)噴管承受熱應(yīng)力較大的區(qū)域，設(shè)置熱防護(hù)層或者其他措施，以降低該區(qū)域的溫度梯度，從而實(shí)現(xiàn)提高噴管運(yùn)行時(shí)可靠性設(shè)計(jì)的要求。
展開 基于隱形飛機(jī)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)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(shè)計(jì)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的雙S彎噴管，其合作成果已在JEC期刊【4】上發(fā)表。
在設(shè)計(jì)雙S彎噴管時(shí)，必須提前通過工藝設(shè)計(jì)仿真工具（CAD/CAM）創(chuàng)建準(zhǔn)確的纖維放置和纏繞軌跡。然而，對(duì)于非軸對(duì)稱的纏繞仿真，是相當(dāng)困難的。
Cadfil 有幾種不同的纏繞非標(biāo)準(zhǔn)幾何形狀的設(shè)計(jì)策略。因?yàn)殡pS彎噴管是一個(gè)復(fù)雜的管道（可變截面的多彎曲管），所以使用了基于相對(duì)彎曲脊柱生成的螺旋路徑的方法。這類似于相對(duì)軸線為直線的普通圓管的纏繞螺旋線。
關(guān)鍵詞：非軸對(duì)稱繞組仿真、纖維纏繞工藝仿真
基于隱形飛機(jī)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)雙S彎噴管的纖維纏繞工藝
在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)和無人作戰(zhàn)飛行器 (UCAV) 的隱身技術(shù)是通過確保空中優(yōu)勢(shì)來決定戰(zhàn)爭(zhēng)勝負(fù)的重要因素。隱身是指一種避免被敵方雷達(dá)和紅外探測(cè)器探測(cè)到的技術(shù)。在紅外（IR）信號(hào)檢測(cè)的情況下，飛機(jī)本身的熱量，尤其是高溫的發(fā)動(dòng)機(jī)和后機(jī)身發(fā)出的熱量輻射量最大。
由于必須設(shè)計(jì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴以實(shí)現(xiàn)紅外信號(hào)抑制，因此應(yīng)用了S形噴嘴（雙S彎噴管），以使發(fā)動(dòng)機(jī)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(fù)合材料需滿足發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴嘴的功能和結(jié)構(gòu)要求。
圖1 (a) UCAV進(jìn)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(yīng)用不同噴嘴后的紅外特征模擬結(jié)果
噴嘴的最內(nèi)層由碳纖維增強(qiáng)碳化硅 (C-SiC) 復(fù)合材料制成，具有出色的熱穩(wěn)定性和耐腐蝕性。最外層由碳纖維增強(qiáng)塑料 (CFRP) 組成，這是一種輕質(zhì)材料，可保持結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以抵抗軸向推力和內(nèi)部壓力。
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