低发射率对二元引射喷管无人机红外特征及探测距离的影响 被引量：6

1

作者 斯仁 吉洪湖 黄伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期665-670,共6页

为了降低无人机的红外特征及探测距离,采用数值模拟的方法研究了采用二元引射喷管的无人机的红外特征分布,分析了其主要红外辐射贡献源,针对贡献较大的部件采用低发射率材料进行红外抑制,得到了低发射率材料对红外特征和探测距离的影响... 为了降低无人机的红外特征及探测距离,采用数值模拟的方法研究了采用二元引射喷管的无人机的红外特征分布,分析了其主要红外辐射贡献源,针对贡献较大的部件采用低发射率材料进行红外抑制,得到了低发射率材料对红外特征和探测距离的影响规律。排气系统和无人机的流场、温度场采用商用软件Fluent计算,红外辐射特征及探测距离采用自主开发的红外软件(NUAA-IRSE)计算。结果表明:发射率由0.9降为0.2后,在3～5μm波段内,无人机的辐射强度的降幅为35%～77%,探测距离的降幅为27%～51%;在8～14μm波段内,无人机的辐射强度的降幅为67%～77%,探测距离的降幅为40%～50%。 展开更多

关键词 无人机 二元引射喷管 红外辐射 探测距离 低发射率 红外抑制

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短套管二元引射喷管设计及气动与红外特性数值研究 被引量：6

2

作者 刘福城 吉洪湖 +1 位作者 斯仁 刘常春 《红外技术》 CSCD 北大核心 2013年第10期623-628,664,共7页

数值模拟的方法研究了短套管二元引射喷管几何参数(LW、LN和间距比)变化对推力特性的影响,优选出了短套管二元引射喷管几何参数的选取范围,并计算了优选结构下短套管二元引射喷管在3～5 m波段的红外辐射特性,且与轴对称喷管、二元喷管... 数值模拟的方法研究了短套管二元引射喷管几何参数(LW、LN和间距比)变化对推力特性的影响,优选出了短套管二元引射喷管几何参数的选取范围,并计算了优选结构下短套管二元引射喷管在3～5 m波段的红外辐射特性,且与轴对称喷管、二元喷管和长套管二元引射喷管进行了对比。排气系统的流场采用了商用软件计算,红外辐射特征采用了自主开发的软件(NUAA-IR)进行计算。结果表明:短套管二元引射喷管相对长套管二元引射喷管具有更好的推力特性和红外抑制效果。 展开更多

关键词 短套管二元引射喷管 推力特性 红外辐射特性 几何参数

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引射喷管的气动性能和传热计算 被引量：2

3

作者 何慧姗 钱翼稷 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第4期415-420,共6页

对某型飞机引射喷管装三种机尾罩时的推力性能和机尾罩温度进行了计算．主流和次流的特性分别用特征线法和一维方法计算．为了计算机尾罩的温度，建立了一种简化的一维模型，计算结果与试飞实测数据吻合较好．

关键词 飞机发动机 引射喷管 气动性能 流场 推力 温度

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偏心距引射喷管气动性能研究 被引量：2

4

作者 刘毅 王新月 熊剑 《科学技术与工程》 2011年第14期3241-3247,共7页

基于流固热耦合理论,采用标准k-ε湍流模型,通过对Navier-Stokes方程和三维热传导方程联合进行求解。对偏心距引射喷管与传统引射喷管进行了数值模拟,得到了较为精确的流场特性,为后期偏心距引射喷管的红外特性计算提供必要的依据。在... 基于流固热耦合理论,采用标准k-ε湍流模型,通过对Navier-Stokes方程和三维热传导方程联合进行求解。对偏心距引射喷管与传统引射喷管进行了数值模拟,得到了较为精确的流场特性,为后期偏心距引射喷管的红外特性计算提供必要的依据。在数值计算中对于固体域、流体域均采用结构化网格,并在两者边界面上采用耦合方法。对偏心距引射喷管的抽吸特性、推力特性以及最佳偏心距等喷管性能分别进行了深入研究,得出了偏心距引射喷管较传统引射喷管具有泵抽能力强的结论。得到了抽吸能力最强且推力损失较小的最佳偏心距引射喷管,其工程应用前景广泛。 展开更多

关键词 引射喷管 偏心距喷管 耦合计算 最佳偏心距 泵抽特性 推力特性

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带第三流路辅助进气的引射喷管流动特性研究 被引量：4

5

作者 黄河峡 张可心 +4 位作者 谭慧俊 鲁世杰 赵磊 雷鸣 凌文辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期2729-2738,共10页

为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度... 为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度下次流通道的最小顺流压比。结果表明:当次流为回流状态时,逐渐增加辅助进气门开度,主流过膨胀程度逐渐降低,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率提高,引射喷管的推力系数从0.60提升至0.73;当次流为顺流状态时,随着辅助进气门开度的增加,次流流量减少,主流过膨胀程度逐渐增大,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率降低,推力系数则从0.97下降至0.75。次流为顺流状态时引射喷管的推力系数整体高于次流为回流状态,因此当次流处于顺流状态时引射喷管取得更优的推力性能。但在低马赫数状态下,次流流动极有可能出现倒流,此时适当增加辅助进气门的开度有益于改善推力性能。随着辅助进气门开度逐渐增大,次流的最小顺流压比呈逐渐上升趋势。 展开更多

关键词 引射喷管 第三流路辅助进气 进气门开度 次流状态 最小顺流压比

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基于混合维度仿真的自适应循环发动机引射喷管安装性能研究 被引量：4

6

作者 许哲文 唐海龙 +1 位作者 陈敏 张纪元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期15-29,共15页

自适应循环发动机(Adaptive Cycle Engine,简称ACE)独特的三外涵道结构使引射喷管成为一种可行的排气系统方案。为准确评估各种工况下引射喷管与ACE匹配工作下的安装性能,提出了一种基于变可信度代理模型的ACE-引射喷管混合维度仿真方... 自适应循环发动机(Adaptive Cycle Engine,简称ACE)独特的三外涵道结构使引射喷管成为一种可行的排气系统方案。为准确评估各种工况下引射喷管与ACE匹配工作下的安装性能,提出了一种基于变可信度代理模型的ACE-引射喷管混合维度仿真方法。该方法搭配引射喷管高、低两种可信度的计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,简称CFD)仿真模型,建立了引射喷管变可信度代理模型。通过动态更新该代理模型,在引射喷管性能空间的匹配工作区域集中进行高可信度CFD仿真,高效准确地实现了引射喷管匹配状态下的安装性能评估。仿真结果发现,ACE引射喷管在亚声速巡航和超声速巡航状态下的安装推力系数分别为0.979和0.961,在跨声速区段采用中间状态加速时后体阻力系数达到最大,为0.25。亚声速巡航状态下主喷管流量系数最低,为0.896。应用本方法仅需180次低可信度CFD仿真以及173次高可信度CFD仿真即可完成共计33个ACE工作点的引射喷管安装性能计算。 展开更多

关键词 自适应循环发动机 混合维度仿真 计算流体动力学 引射喷管 后体阻力 变可信度代理模型

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宽速域引射喷管巡航状态流动特性仿真 被引量：1

7

作者 蔡佳 李子杰 +2 位作者 黄河峡 张可心 谭慧俊 《火箭推进》 CAS 2020年第6期22-29,共8页

为了获得宽速域引射喷管在巡航状态下的流动特性,设计了工作范围为马赫数0~4的引射喷管,仿真分析了巡航状态4 Ma其内部的典型流动结构,并重点研究了引射系数(次主流流量比和总温比平方根的乘积)对引射喷管流动以及推力性能的影响规律。... 为了获得宽速域引射喷管在巡航状态下的流动特性,设计了工作范围为马赫数0~4的引射喷管,仿真分析了巡航状态4 Ma其内部的典型流动结构,并重点研究了引射系数(次主流流量比和总温比平方根的乘积)对引射喷管流动以及推力性能的影响规律。研究结果表明:巡航状态下,引射喷管内部的流动结构主要由主/次流剪切层、激波所组成,沿着激波方向,激波逐渐增强;引射喷管内部的剪切层存在“附壁”和“脱体”两种典型状态。随着引射系数的增加,剪切层从“附壁”状态切换至“脱体”状态,并且管内的激波强度呈现出逐渐减弱的趋势,推力系数呈现出先增加后降低的趋势。当引射系数在0.006~0.06时,引射喷管的推力系数可达到0.95以上。 展开更多

关键词 宽速域引射喷管 剪切层 引射系数 推力系数

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高效欧拉方程解法求解轴对称引射喷管三股流问题

8

作者 彭钧 余少志 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第2期56-60,共5页

推导了三维流动的广义欧拉方程黎曼增量梯度形式的欧拉方程及其轴对称形式表达，针对引射喷管三股流问题的特点在运动网格下作了H变换。在此基础上将高效欧拉方程解法应用于求解轴对称引射喷管三股流问题，为解决次流通道狭窄带来的问... 推导了三维流动的广义欧拉方程黎曼增量梯度形式的欧拉方程及其轴对称形式表达，针对引射喷管三股流问题的特点在运动网格下作了H变换。在此基础上将高效欧拉方程解法应用于求解轴对称引射喷管三股流问题，为解决次流通道狭窄带来的问题，采用了弱耦合法处理滑流边界。 展开更多

关键词 欧拉方程 轴对称射流 引射喷管 航空发动机

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超音速引射喷管的理论计算方法 被引量：1

9

作者 王洪烈 《航空发动机》 1991年第5期30-41,共12页

关键词 超音速 引射喷管 计算 航空发动机

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有中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场模拟 被引量：6

10

作者 刘友宏 李立国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第2期150-153,共4页

为了了解有中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场和温度场的特性 ,从圆柱坐标系出发 ,推导了非正交曲线坐标系下引射器内流场的基本方程 ,采用SIMPLEC算法和一种完全压力修正方法 ,在同位网格上求解了流场控制方程 ,并与实验测量结果进行了... 为了了解有中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场和温度场的特性 ,从圆柱坐标系出发 ,推导了非正交曲线坐标系下引射器内流场的基本方程 ,采用SIMPLEC算法和一种完全压力修正方法 ,在同位网格上求解了流场控制方程 ,并与实验测量结果进行了比较。结果表明 ,在中心锥壁面的作用下 ,圆柱混合管中流向涡很快形成 ,次流的低温等值线可以延伸至混合管中心轴线处。计算结果与测量值符合较好。 展开更多

关键词 波瓣喷管 引射喷管 排气引射系统 气动性能 数值仿真 流场模拟 飞机

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利用喷管引射和旋翼下洗的红外抑制器特性研究 被引量：4

11

作者 唐正府 张靖周 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期288-292,共5页

在波瓣引射器一次引射掺混后,提出利用旋翼下洗气流对弯曲混合管排气进行二次强迫混合的红外抑制器结构,并对该红外抑制器进行了有关流动混合特性的实验和数值研究,获得了主流和引射气流、下洗气流相互混合过程中,混合管内部及抑制器出... 在波瓣引射器一次引射掺混后,提出利用旋翼下洗气流对弯曲混合管排气进行二次强迫混合的红外抑制器结构,并对该红外抑制器进行了有关流动混合特性的实验和数值研究,获得了主流和引射气流、下洗气流相互混合过程中,混合管内部及抑制器出口处的温度场和压力场等相关信息,以及表征引射-混合系统总体性能的引射系数等参数。结果表明:引入下洗气流可以改善出口分布的不均匀性,经过波瓣喷管引射器泵吸周围空气掺混冷却和利用旋翼下洗气流进行二次冷却,可以有效使排气温度降低50%。 展开更多

关键词 喷管引射 旋翼下洗 弯曲混合管 混合气流

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环型超声速空气引射器零二次流流场数值研究 被引量：12

12

作者 徐万武 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期36-39,共4页

采用二维轴对称雷诺平均方程和标准k ε双方程湍流模型 ,数值研究了环型超声速引射器零二次流的流场结构及盲腔压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解 ,时间上采用显示的Runge Kutta方法进行迭代推进。结果表明 ,引射器几何... 采用二维轴对称雷诺平均方程和标准k ε双方程湍流模型 ,数值研究了环型超声速引射器零二次流的流场结构及盲腔压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解 ,时间上采用显示的Runge Kutta方法进行迭代推进。结果表明 ,引射器几何参数不变的情况下 ,启动后的盲腔压强与引射气流总压之比为一常数 ;喷管马赫数不变情况下 ,喷管出口面积与混合室入口面积比越小 ,盲腔压强越低 ,扩压器性能越好 ,启动要求的总压越低。对超声速空气引射器的设计具有指导意义。 展开更多

关键词 引射喷管 压力自动调节系统 高空试车台 数值仿真 火箭发动机 湍流模型

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利用发动机排气引射作用的综合效果实验研究 被引量：4

13

作者 刘德彰 刘勇 +1 位作者 王锁芳 杨劲松 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第2期40-46,共7页

通过模型实验,研究利用发动机排气的引射作用,将外界部分冷空气引入发动机机舱,对后机身结构进行冷却的效果;研究被引射的冷气流在机尾罩后部与发动机排气混合后,向外排出时,对排气的红外辐射、噪声和推力的影响。

关键词 发动机 引射喷管 紊流混合

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引射混合器内流场的数值分析 被引量：2

14

作者 林国华 袁修干 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第5期615-620,共6页

计算了以波瓣为主喷管的三维引射掺混流场；分析了包括复杂型面和引射二次流在内的边界条件处理；再现了流向涡的产生，计算结果与实验结果作了对比分析，吻合程度较好．

关键词 三维流动 引射喷管 二次流动 掺混 流向涡 飞机

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引射雾化喷嘴螺旋导水芯孔径的确定 被引量：3

15

作者 周新建 《农业机械学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期136-137,共2页

通过对引射喷嘴内流体流动机理分析 ,建立了引射喷嘴内流体流动的数学模型 ,并利用最大流量理论和射流理论得出计算引射喷嘴螺旋导水芯孔径的方法。该方法克服了靠经验确定孔径大小的不足 。

关键词 雾化喷嘴螺旋导水芯 孔径 引射喷管 计算方法

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零二次流引射器启动性能数值研究 被引量：7

16

作者 许灵芝 徐旭 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期204-209,225,共7页

为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首... 为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首要因素,其次是第二喉道长径比Lst/Dst和第二喉道入口的位置Ld/Dd。Ad/At越大,扩压器入口斜激波越强,总压损失越大,临界启动压比越大,越难以启动;Ast/Ad越小(大于其临界收缩比)则临界启动压比越小,越易于启动。 展开更多

关键词 引射器+ 引射喷管 结构参数 启动性能+ 压力恢复 数值仿真

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环形爆震室引射增推试验研究 被引量：1

17

作者 秦亚欣 高歌 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第6期117-120,128,共5页

对爆震室的填充比、引射喷管的种类、轴向位置、长度等参数对环形爆震室引射推力增量的影响进行了试验研究分析。研究发现直引射喷管和直-扩引射喷管都是在轴向位置X=0 mm处时增推效果最好;直-扩引射喷管对爆震室的引射推力增量比直引... 对爆震室的填充比、引射喷管的种类、轴向位置、长度等参数对环形爆震室引射推力增量的影响进行了试验研究分析。研究发现直引射喷管和直-扩引射喷管都是在轴向位置X=0 mm处时增推效果最好;直-扩引射喷管对爆震室的引射推力增量比直引射喷管的推力增量大;直引射喷管长度为590 mm时推力增量最大,直-扩引射喷管长度为690 mm时推力增量最大,推力增量最大值分别为25.9%和40.1%。 展开更多

关键词 脉冲爆震发动机 环形 引射喷管 推力增量 试验研究

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三维爆震引射增推性能数值计算及验证

18

作者 秦亚欣 高歌 《科学技术与工程》 北大核心 2013年第33期9855-9862,共8页

对三维圆形爆震室引射增推性能进行了数值模拟和试验验证。应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟;分析了三维爆震波非稳态引射流场的变化过程;得到了与文献一致的结果。对多循环爆震引射过程的瞬时推力、... 对三维圆形爆震室引射增推性能进行了数值模拟和试验验证。应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟;分析了三维爆震波非稳态引射流场的变化过程;得到了与文献一致的结果。对多循环爆震引射过程的瞬时推力、冲量以及爆震室出口的质量流量进行了分析研究。引射喷管在不同位置处时,对爆震室的推力增量值进行了对比,发现在引射喷管轴向位置X=0 mm处时推力增量达到最大值,试验验证了这一结论。 展开更多

关键词 脉冲爆震发动机 引射喷管 推力增量 数值计算

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引射冷却系统设计与数值模拟

19

作者 杨振鹏 《火箭推进》 CAS 2010年第6期11-14,41,共5页

采用复合可压流法和考虑粘性影响的一维流法设计了满足最大次流流量的引射喷管冷却结构,并采用Delphi语言开发了具有友好人机界面的设计应用软件,对引射喷管抽吸特性规律进行了研究,利用Fluent商用软件进行了设计引射喷管结构的数值模拟... 采用复合可压流法和考虑粘性影响的一维流法设计了满足最大次流流量的引射喷管冷却结构,并采用Delphi语言开发了具有友好人机界面的设计应用软件,对引射喷管抽吸特性规律进行了研究,利用Fluent商用软件进行了设计引射喷管结构的数值模拟,验证了计算方法的有效性。 展开更多

关键词 冷却系统设计 数值模拟 numerical simulation 引射喷管 友好人机界面 设计应用软件 DELPHI语言 粘性影响 商用软件 喷管结构 冷却结构 计算方法 最大次 有效性 可压流 Fluent 一维 验证 流量 规律

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飞行器后机身蒙皮红外辐射特性(英文) 被引量：12

20

作者 徐顶国 冯维林 桑建华 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2013年第1期7-13,共7页

随着红外探测和红外制导技术的迅猛发展,飞行器的生存力受到越来越大的威胁,如何降低飞行器的红外辐射特征成为提高隐身能力的关键技术之一,排气系统是飞行器后半球的主要红外辐射源。为了研究飞行器后机身蒙皮的红外辐射特性,针对飞行... 随着红外探测和红外制导技术的迅猛发展,飞行器的生存力受到越来越大的威胁,如何降低飞行器的红外辐射特征成为提高隐身能力的关键技术之一,排气系统是飞行器后半球的主要红外辐射源。为了研究飞行器后机身蒙皮的红外辐射特性,针对飞行器的后机身蒙皮,结合涡扇发动机引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算了典型作战飞行器在8～14μm波段的红外辐射强度分布。在红外计算过程中,考虑了发动机固体壁面的发射和反射,飞机蒙皮的发射,燃气内CO2、H2O和CO的吸收与发射作用;并通过冷却、隔热等措施降低后机身发动机热影响区蒙皮的温度对红外辐射特征的影响进行了研究。计算结果表明:后机身发动机热影响区温度降低70 K,在红外探测的主要威胁方位头向5°范围内可以降低整机红外辐射强度9.1%,30°可以降低15.4%,60°可以降低17.5%,在正下方90°,可以降低18.9%;在此基础上采用低反射率可以在各个方向上进一步降低飞机的红外辐射强度,除了正后向及附近排气系统喷管腔体影响强烈扇区间以外,都能降低到20%以内。计算结果和方法为飞行器红外隐身设计提供了有益参考。 展开更多

关键词 红外辐射 后机身 离散传递法 引射喷管

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