噴管
關(guān)注創(chuàng)建者：匿名 創(chuàng)建時(shí)間：2026-01-04
噴管的視頻教程
![[案例專題]基于ICEM和Fluent的二維噴管非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格算例實(shí)例](https://img.jishulink.com/cimage/a2935f5023ce0e9831b5db828f22c7f1.jpg?image_process=resize,fw_640,fh_404,)
[案例專題]基于ICEM和Fluent的二維噴管非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格算例實(shí)例
使用ICEM生成二維噴管非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，使用Fluent進(jìn)行計(jì)算并后處理。 后期會(huì)組建QQ群對(duì)學(xué)員在課程中的相關(guān)問(wèn)題進(jìn)行答疑，敬請(qǐng)期待
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瞬態(tài)可壓縮流模擬
在本教程中，使用ANSYS Fluent基于密度的隱式求解器來(lái)預(yù)測(cè)二維噴管中隨時(shí)間變化的流動(dòng)。作為瞬態(tài)問(wèn)題的初始條件，建立了一個(gè)穩(wěn)態(tài)解，給出了噴管出口質(zhì)量流量的初始值。本教程涉及的主要技術(shù)點(diǎn)如下: 計(jì)算一個(gè)穩(wěn)態(tài)解(使用密度基的隱式求解器)作為一個(gè)瞬態(tài)流動(dòng)預(yù)測(cè)的初始條件。 使用用戶自定義函數(shù)(UDF)定義瞬態(tài)邊界條件。 對(duì)穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)流動(dòng)使用動(dòng)態(tài)網(wǎng)格適應(yīng)。
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噴管的實(shí)例教程
作者： 葉漢玉
眾所周知，拉伐爾噴管是一種先收縮、后擴(kuò)張的管道（圖1），作用是產(chǎn)生超聲速氣流。當(dāng)拉伐爾噴管的反壓與入口總壓的比值pb/p*小于一個(gè)臨界值的時(shí)候，噴管喉部的流動(dòng)馬赫數(shù)達(dá)到1，噴管達(dá)到壅塞（choked）狀態(tài)。此時(shí)，在保持入口總壓不變的條件下，再降低反壓也不會(huì)使流量繼續(xù)增加了。
圖1 拉伐爾噴管
但是，這個(gè)臨界值（下面稱為壅塞壓力比）究竟是多少呢？相關(guān)的資料上并沒(méi)有一致的說(shuō)法。在流體力學(xué)教科書中，通常采用一維流動(dòng)的模型來(lái)分析，認(rèn)為壅塞壓力比就是拉伐爾噴管處于臨界流動(dòng)狀態(tài)的時(shí)候，出口截面壓力和入口總壓的比值。這個(gè)臨界流動(dòng)狀態(tài)如圖2所示，噴管收縮段為亞聲速流動(dòng)，喉部流動(dòng)馬赫數(shù)恰好等于1，氣流在噴管擴(kuò)張段又減速為亞聲速流動(dòng)。另外，認(rèn)為氣流在整個(gè)流動(dòng)過(guò)程中都是等熵的。
圖2 拉伐爾噴管的臨界流動(dòng)狀態(tài)（一維流動(dòng)模型）
根據(jù)這種模型推導(dǎo)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(dòng)狀態(tài)時(shí)，噴管出口截面的速度因數(shù)，它是通過(guò)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(rèn)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(yuǎn)。例如，假設(shè)工質(zhì)為空氣（比熱比k=1.4），噴管面積比Ae/At=4，則根據(jù)公式（1）算出的壅塞壓力比是0.98，而根據(jù)公式（2）算出的壅塞壓力比為0.53。
究竟哪個(gè)是對(duì)的呢？
公式（2）其實(shí)是收縮噴管的壅塞壓力比計(jì)算公式。收縮噴管由于沒(méi)有擴(kuò)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(dāng)剛好達(dá)到壅塞的時(shí)候，出口截面的流動(dòng)馬赫數(shù)等于1，且出口截面的壓力和反壓相等。
展開(kāi) 通過(guò)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(lái)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(guò)了材料的屈服極限，但是小于材料的抗拉強(qiáng)度，說(shuō)明噴管結(jié)構(gòu)局部進(jìn)入塑性變形區(qū)，結(jié)構(gòu)并沒(méi)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。或者對(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(kāi) 分別設(shè)置噴管的入口和出口邊界條件。
(8)求解定常流動(dòng)。先進(jìn)行流場(chǎng)初始化，再設(shè)置求解器參數(shù)，再設(shè)置殘差監(jiān)視器，設(shè)置出口質(zhì)量流量監(jiān)視器。
殘差曲線如下圖所示：
圖5 殘差監(jiān)視變化曲線
圖6 出口質(zhì)量流量監(jiān)測(cè)變化曲線
質(zhì)量曲線說(shuō)明了解得收斂性。
(8)下面做出定常流動(dòng)速度矢量。如下圖所示：
圖7 速度矢量圖
定常流動(dòng)計(jì)算顯示，通過(guò)噴管的流速最高可達(dá)262m/s。
(9)顯示壓強(qiáng)的分布
圖8 噴管內(nèi)壓強(qiáng)分布圖
由圖中可以明顯看出，噴管左邊為高壓區(qū)，右邊為低壓區(qū)，氣體在兩端壓差的作用下流動(dòng)。在噴管喉部氣體流速最快，其壓強(qiáng)也最小。
(10)顯示噴管壁面上的壓強(qiáng)分布
圖9 噴管壁面上的壓強(qiáng)分布圖
噴管壁面的壓強(qiáng)分布也說(shuō)明了噴管左端為高壓區(qū)，右端為低壓區(qū)，噴管喉部壓強(qiáng)最小。
展開(kāi) “液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管仿真模型研究”一文以典型的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（3kN空間發(fā)動(dòng)機(jī)，120噸級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，260噸級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)）噴管為例，深入討論氣體模型、化學(xué)反應(yīng)模型等因素對(duì)仿真結(jié)果的影響，并進(jìn)一步厘清影響噴管性能的物理因素。
02
創(chuàng)新點(diǎn)
?
文章詳細(xì)對(duì)比了采用不同氣體模型所計(jì)算的流場(chǎng)參數(shù)分布和性能，指出在實(shí)際的非平衡氣體流動(dòng)中，化學(xué)組分的變化起耗散作用。比較了燃燒室壓強(qiáng)對(duì)性能的影響，指出了提高室壓可以增強(qiáng)性能的化學(xué)動(dòng)力學(xué)內(nèi)因。針對(duì)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，探討了噴管型面對(duì)性能的影響。
03
總結(jié)與展望
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采用量熱完全氣體假設(shè)所計(jì)算的比沖高于用熱完全氣體假設(shè)的計(jì)算值；這兩種氣體模型給出的計(jì)算結(jié)果偏差較大，可能高于、也可能低于試車結(jié)果，沒(méi)有規(guī)律性；化學(xué)動(dòng)力學(xué)計(jì)算結(jié)果比較準(zhǔn)確，接近試車測(cè)試值。提高室壓不僅能提高燃燒效率，也能促進(jìn)聚合反應(yīng)、減小流動(dòng)過(guò)程中的化學(xué)動(dòng)力學(xué)損失，使噴管性能提高。對(duì)于液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，Rao方法設(shè)計(jì)的噴管型面偏“瘦”，進(jìn)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(zhǎng)度。
展開(kāi) 作為一款典型的三元TVC 產(chǎn)品，這款最新亮相的國(guó)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(guó)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(jiàn)長(zhǎng)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(wèn)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(lái)的部分高溫高壓燃?xì)馐茏瑁俣冉档停欢竺姹３衷瓉?lái)速度的燃?xì)庠谂c這部分燃?xì)馀鲎埠螅托纬闪肆鲌?chǎng)阻塞。發(fā)動(dòng)機(jī)噴出燃?xì)獾母邏汉透邷貎纱髮傩裕瑢?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(zhǎng)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(shuō)，主要看的是彎曲區(qū)段有多長(zhǎng)，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(guó)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(kāi) 
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噴管的最新內(nèi)容
人工智能至全球缺電，天洑工業(yè)AI底座保障供電安全6個(gè)月前
</span></p><p class="ql-align-justify"><span style="color: rgb(89, 89, 89);">所以航發(fā)改燃?xì)廨啓C(jī)，需要去掉尾噴管，去除風(fēng)扇和外涵道，加裝動(dòng)力渦輪，調(diào)整燃燒室和噴嘴。
Abaqus風(fēng)箏到吸盤，快更新你的案例庫(kù)！6個(gè)月前
除了課堂14個(gè)經(jīng)典流固耦合相關(guān)的實(shí)操模型，以下VIP模型inp文件，也可領(lǐng)取~
水桶跌落
雨傘-顆粒流耦合
矢量噴管
顆粒打包運(yùn)輸
波浪船體耦合
報(bào)名培訓(xùn)即可領(lǐng)取以上5個(gè)Abaqus VIP模型inp文件。
技術(shù)背景適配：鄧講師長(zhǎng)期專注于流固耦合、非線性分析領(lǐng)域，曾負(fù)責(zé)多個(gè)航天重點(diǎn)型號(hào)項(xiàng)目（如復(fù)雜裝配結(jié)構(gòu)的剛強(qiáng)度分析、航天器尾噴管與隔熱層的碰撞動(dòng)力學(xué)仿真），這些項(xiàng)目普遍涉及流體大變形（如高溫燃?xì)饬鲃?dòng)）、固體交互強(qiáng)非線性（如結(jié)構(gòu)碰撞、材料非線性）問(wèn)題，具備豐富的實(shí)際問(wèn)題解決經(jīng)驗(yàn)；
2.
航天器尾噴管碰撞耦合問(wèn)題
1) 實(shí)際痛點(diǎn)：尾噴管在工作中受高溫氣流沖擊，同時(shí)承受隨機(jī)振動(dòng)載荷，易出現(xiàn)結(jié)構(gòu)應(yīng)力超標(biāo)、隔熱層脫落等風(fēng)險(xiǎn)；
2) 課程解決方案：教你用 “多物理場(chǎng)（CEL/SPH/ALE）技術(shù)”，設(shè)置高溫材料屬性（隨溫度變化的彈性模量、熱導(dǎo)率），模擬隨機(jī)載荷下尾噴管與隔熱層的碰撞過(guò)程，精準(zhǔn)計(jì)算碰撞應(yīng)力與振動(dòng)響應(yīng)，確保結(jié)構(gòu)安全；
3) 應(yīng)用成果：學(xué)員曾用該方法解決某航天器尾噴管
案例：真實(shí)項(xiàng)目 vs 虛擬模型
1) 技術(shù)鄰：案例均來(lái)自航空航天、汽車、科研等行業(yè)的真實(shí)項(xiàng)目（如 “航天器尾噴管碰撞耦合”“反無(wú)人機(jī)抓捕網(wǎng)動(dòng)力學(xué)仿真”“發(fā)動(dòng)機(jī)蓋聲固耦合”），參數(shù)、工況都與實(shí)際一致，學(xué)完就能參考到自己的工作中；
2) 普通課程：案例多是虛擬的簡(jiǎn)單模型，參數(shù)隨意設(shè)置（比如把水的密度設(shè)為 100kg/m3，而實(shí)際水的密度是 1000kg/m3），既不符合工程實(shí)際，也沒(méi)有參考價(jià)值。
如果你是航天從業(yè)者，面臨 “航天器尾噴管碰撞耦合” 難題，講師會(huì)分享同類國(guó)家級(jí)項(xiàng)目經(jīng)驗(yàn)，教你規(guī)避建模陷阱，確保仿真結(jié)果可靠。
這種 “針對(duì)性教學(xué)”模式，讓學(xué)員實(shí)現(xiàn) “培訓(xùn)后 1-2 周內(nèi)獨(dú)立完成本行業(yè)ABAQUS流固耦合仿真”，學(xué)習(xí)效率遠(yuǎn)超通用課程。
2.
若你是航天領(lǐng)域從業(yè)者，面臨 “航天器尾噴管碰撞耦合” 難題，講師會(huì)分享同類國(guó)家級(jí)項(xiàng)目的實(shí)戰(zhàn)經(jīng)驗(yàn)，教你規(guī)避建模陷阱，確保仿真結(jié)果符合工程可靠性要求。
這種 “針對(duì)性教學(xué)” 模式，讓多數(shù)學(xué)員實(shí)現(xiàn) “培訓(xùn)結(jié)束后 1-2 周內(nèi)，就能獨(dú)立完成本行業(yè)流固耦合仿真” 的效果，真正做到 “學(xué)習(xí)即應(yīng)用”。
工程經(jīng)驗(yàn)夠硬核：10 余年 ABAQUS 全場(chǎng)景應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，精通流固耦合、非線性沖擊、聲固耦合等復(fù)雜仿真技術(shù)，曾主導(dǎo) “重點(diǎn)軍貿(mào)型號(hào)復(fù)雜裝配體剛度 / 強(qiáng)度分析”“航天器尾噴管隨機(jī)載荷碰撞仿真”“虎門大橋渦激振動(dòng)協(xié)同分析” 等國(guó)家級(jí)項(xiàng)目，對(duì)工程實(shí)際問(wèn)題的理解遠(yuǎn)超普通講師；
2.
**講師部分案例展示
波浪船體耦合
顆粒打包運(yùn)輸
流體矢量噴管
桶裝水跌落破壞
雨傘顆粒流耦合
發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管采用前文Fluent FMG 航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾三維噴管仿真（一） 的尺寸。噴管方向入口為壓力入口，外域入口為壓力入口，偏流板為固壁面，噴管壁面為固壁面，除對(duì)稱面外，其余面為壓力出口。
3 Fluent Meshing 設(shè)置
3.1 網(wǎng)格設(shè)置
采用 Fluent meshing 進(jìn)行網(wǎng)格劃分，采用六面體網(wǎng)格劃分，并劃分相對(duì)應(yīng)的邊界層網(wǎng)格。
