喷管特性实验

火箭喷管结构参数优化设计及推力性能分析引言：火箭喷管是现代航天技术中至关重要的一部分，它决定了火箭的推力性能。

为了提高火箭的发射能力和效率，科学家们一直致力于优化喷管的结构参数，并进行推力性能分析。

本文将针对火箭喷管的结构参数优化设计及推力性能进行深入研究和分析。

一、火箭喷管结构参数优化设计1. 燃烧室与喷嘴面积比的优化火箭发动机的燃烧室与喷嘴面积比对推力性能有着重要的影响。

根据流体力学原理，当燃烧产物从高压燃烧室流过喷嘴时，流速会增加，压力会下降。

优化喷嘴结构可以提高喷嘴出口的流速，从而增大喷气速度，提高推力性能。

通过数值模拟和实验验证的方法，可以得出最佳的燃烧室与喷嘴面积比，以实现最佳推力性能。

2. 喷管的形状优化喷管的形状对推力性能也有重要影响。

常见的喷管形状有直管、锥型、抛物线型等。

通过数值模拟和实验验证的方法，可以比较不同形状喷管在推力输出上的差异，找到最佳的喷管形状。

3. 材料选择与制造工艺喷管材料选择和制造工艺对其耐久性和热传导性能有着重要影响。

合理选择材料，提高喷口材料的抗高温和抗腐蚀能力，可以延长喷管寿命。

同时，采用先进的制造工艺，如3D打印技术，可以提高喷管的制造精度和质量，进一步提高火箭的推力性能。

二、推力性能分析1. 喷管推力特性曲线的建立通过数值模拟和实验验证的方法，可以得到火箭喷管推力-燃气流速曲线，即推力特性曲线。

通过分析该曲线，可以了解和评估火箭推力特性随喷管结构参数的变化而变化的规律。

这有助于规划和优化火箭的设计和性能预测。

2. 排烟喷流的分析火箭发射过程中产生的排烟喷流对推力性能有一定的影响。

通过数值模拟和实验验证的方法，可以分析排烟喷流的速度、温度和密度等参数，并根据这些参数对火箭推力性能进行评估和分析。

这有助于优化火箭发射过程中的排烟喷流，提高推力性能。

3. 火箭推力性能的实验验证通过实验验证的方法，可以对优化设计后的火箭喷管进行推力性能测试。

通过采集和分析推力特性曲线、排烟喷流参数等数据，可以验证设计的有效性，并提供进一步优化设计的依据。

㊀㊀辽宁大学学报㊀㊀㊀自然科学版第５０卷㊀第２期㊀２０２３年ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＬＩＡＯＮＩＮＧＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅｓＥｄｉｔｉｏｎＶｏｌ.５０㊀Ｎｏ.２㊀２０２３小型拉瓦尔喷管的参数设计和模拟范晓星ꎬ王㊀宇ꎬ王曦珠ꎬ张㊀硕(辽宁大学物理学院ꎬ辽宁沈阳１１００３６)摘㊀要:冷喷涂相比于传统热喷涂技术有许多优势ꎬ能够制备传统喷涂技术难以制成的材料涂层ꎬ能更好地适应工作环境ꎬ使加工过程方便快捷ꎬ从而提高工作效率.本文以冷喷涂设备小型化为研究背景ꎬ首先在理论上对拉瓦尔喷管原理进行分析ꎬ建立喷管截面积变化与各流动性能参数间的关系ꎬ根据理论推导得出拉瓦尔喷管截面积与出口处流体速度等流动性能参数的关系ꎬ最后通过计算机模拟了各参数下拉瓦尔喷管的工作状态.关键词:拉瓦尔喷管ꎻＦｌｕｅｎｔ模拟ꎻ超音速流中图分类号:ＴＨ１３８.５㊀㊀㊀文献标志码:Ａ㊀㊀㊀文章编号:１０００－５８４６(２０２３)０２－０１４６－０８ＤｅｓｉｇｎｏｆＳｍａｌｌＳｉｚｅＬａｖａｌＮｏｚｚｌｅａｎｄＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＦＡＮＸｉａｏ￣ｘｉｎｇꎬＷＡＮＧＹｕꎬＷＡＮＧＸｉ￣ｚｈｕꎬＺＨＡＮＧＳｈｕｏ(ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｈｙｓｉｃｓꎬＬｉａｏｎｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＳｈｅｎｙａｎｇ１１００３６ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:㊀Ｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｔｈｅｒｍａｌｓｐｒａｙｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬｃｏｌｄｓｐｒａｙｉｎｇｈａｓｍａｎｙａｄｖａｎｔａｇｅｓ.Ｉｔｃａｎｐｒｅｐａｒｅｍａｔｅｒｉａｌｃｏａｔｉｎｇｓｔｈａｔａｒｅｄｉｆｆｉｃｕｌｔｔｏｂｅｍａｄｅｂｙｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｓｐｒａｙｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬｂｅｔｔｅｒａｄａｐｔｔｏｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔꎬｍａｋｅｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｃｏｎｖｅｎｉｅｎｔａｎｄｆａｓｔꎬａｎｄｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｗｏｒｋｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ.ＴａｋｉｎｇｔｈｅｍｉｎｉａｔｕｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｃｏｌｄｓｐｒａｙｉｎｇｅｑｕｉｐｍｅｎｔａｓｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｂａｃｋｇｒｏｕｎｄꎬｔｈｉｓｐａｐｅｒｆｉｒｓｔａｎａｌｙｚｅｓｔｈｅｐｒｉｎｃｉｐｌｅｏｆＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅｉｎｔｈｅｏｒｙꎬｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｓｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｃｈａｎｇｅｏｆｎｏｚｚｌｅｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌａｒｅａａｎｄｖａｒｉｏｕｓｆｌｏｗｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｐａｒａｍｅｔｅｒｓꎬｄｅｄｕｃｅｓｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌａｒｅａａｎｄｆｌｏｗｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｐａｒａｍｅｔｅｒｓｓｕｃｈａｓｆｌｕｉｄｖｅｌｏｃｉｔｙａｔｔｈｅｏｕｔｌｅｔａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｔｈｅｏｒｙꎬａｎｄｆｉｎａｌｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｓｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｓｔａｔｅｏｆＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅｕｎｄｅｒｖａｒｉｏｕｓｐａｒａｍｅｔｅｒｓｂｙｃｏｍｐｕｔｅｒ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:㊀ＬａｖａｌｎｏｚｚｌｅꎻＦｌｕｅｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎻｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗ０㊀引言冷喷涂技术可实现涂料在超音速状态下与基底的牢固接触ꎬ实现对待喷涂表面的均匀顺滑的喷㊀收稿日期:２０２２－０４－１２作者简介:范晓星(１９８０－)ꎬ男ꎬ吉林长春人ꎬ博士ꎬ教授ꎬ研究方向:流体流场计算模拟ꎬ光催化气固反应器设计.㊀㊀涂覆盖[１].冷喷涂过程中温度较低ꎬ相对于传统的热喷涂技术ꎬ冷喷涂技术可以更好地实现对特殊材料的喷涂ꎬ有效降低喷涂材料的氧化ꎬ并且减少相变等情况的发生ꎬ具有诸多优势[２].冷喷涂技术的核心是采用拉瓦尔喷管对载送涂料的气体进行超音速加速ꎬ在喷管出口位置将颗粒物质加速到超音速[３].拉瓦尔喷管是利用出入口的压强差ꎬ通过截面积先减小后增大ꎬ来实现对气体的超音速加速ꎬ该过程中高压气体温度逐渐降低ꎬ压强逐渐减小ꎬ此过程中气体的内能转变为气体的定向动能ꎬ气体速度逐渐增大.冷喷涂设备在工业领域已经被广泛应用ꎬ但是其设备庞大ꎬ无法在实验室条件下应用.冷喷涂技术在实验室条件下可用于小型的实验研究和小尺寸的样品制备ꎬ从而降低实验的成本ꎬ因此冷喷涂设备的小型化具有一定的应用前景[４].本文针对冷喷涂设备小型化的需求ꎬ开展了拉瓦尔喷管的设计研究ꎬ介绍了拉瓦尔喷管的工作原理ꎬ对拉瓦尔喷管内流体运动过程进行简要分析ꎬ建立喷管截面积变化与各流动性能参数间的关系ꎬ计算得出拉瓦尔喷管的相关数据ꎬ并利用Ｆｌｕｅｎｔ软件进行了计算机模拟.１㊀拉瓦尔喷管的工作原理分析为了设计针对气体的加速装置ꎬ本文首先研究一元气体的流动特性[５].流体在流管内的流动过程可以视为定常等熵流动[６]ꎬ气体状态满足如下的方程.连续性方程[７]:ρｖＡ＝Ｃ(常数)(１)能量方程:ｄＨ＋ｄｖ２２æèçöø÷＝０(２)动量方程:ｄｐρ＋ｖｄｖ＝０(３)状态方程:ｐＶ＝ｎＲＴ(４)其中:Ｈ为气体的焓ꎻρ为气体密度ꎻｐ为压强ꎻｖ为气体速度ꎻＶ为气体体积ꎻＲ为气体常数ꎻＴ为温度.由式(１)~式(４)可以计算出流管内气体速度㊁压强㊁密度㊁温度随截面积的变化规律.ｄｖｖ＝１Ｍａ２－１ｄＡＡ(５)ｄｐｐ＝ｋＭａ２１－Ｍａ２ｄＡＡ(６)ｄρρ＝Ｍａ２１－Ｍａ２ｄＡＡ(７)ｄＴＴ＝(ｋ－１)Ｍａ２１－Ｍａ２ｄＡＡ(８)其中:Ｍａ为喉部位置的马赫数ꎻＡ为截面面积.式(５)~式(８)给出了流体管道中速度㊁压强㊁密度和温度的变化过程与截面面积变化的对应关系.通过其中速度与截面面积的变化关系ꎬ我们可以看出亚声速流体的速度随截面积的减小而增加ꎬ７４１㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀范晓星ꎬ等:小型拉瓦尔喷管的参数设计和模拟㊀㊀而超声速流体的速度随截面积的增加而增加.在流体速度接近于声速时ꎬ应有ｄＡ＝０ꎬ即截面积取最小值[８]ꎬ也就是说ꎬ在喉部应实现马赫数Ｍａ＝１.为了将气体从亚声速加速到超声速ꎬ人们通常采用拉瓦尔喷管实现超音速气体喷射.拉瓦尔喷管的形状如图１所示ꎬ形如细腰筒形鼓ꎬ两头大中间小ꎬ渐缩渐扩ꎬ以中间喉管为界限ꎬ分为渐缩段和渐扩段.由上述公式可知ꎬ流体通过渐缩段进入喉部的过程中ꎬ马赫数小于１㊁截面积减小㊁压强减小㊁密度减小㊁温度降低㊁气流速度增大ꎬ马赫数逐渐增大ꎬ到喉部时达到Ｍａ＝１ꎻ在进入渐扩段后ꎬ截面积增大㊁压强减小㊁密度减小㊁温度减小㊁气流速度进一步增大ꎬ预计马赫数在出口处将达到大于２的水平.气体流动参数与流管截面积变化的关系ꎬ管内气体压强㊁密度㊁温度㊁速度随截面积的变化情况如表１所示.图１㊀拉瓦尔喷管形状示意图表１㊀气体流动参数的变化参数渐缩段渐扩段压强渐减渐减密度渐减渐减温度渐减渐减速度渐增渐增２㊀拉瓦尔喷管参数设计２.１㊀计算过程拉瓦尔喷管的各处尺寸标记如图２所示.图２㊀拉瓦尔喷管尺寸示意图㊀㊀气体在拉瓦尔喷管内流动的过程中ꎬ具有很高的速度ꎬ可忽略与外界发生的热交换ꎬ依据绝热过程来处理分析.符号说明如下:假设气体为氮气ꎬ气体常数用Ｒ表示ꎬＲ＝０.２９６ｋＪ/(ｋｇ Ｋ)ꎻ绝热指数:ｋ＝１.４１ꎻ滞止密度:ρ０ꎻ喉部密度:ρｃｒꎻ滞止压强:ｐ０＝ｐ１Ｔ０Ｔ１æèçöø÷ｋｋ－１ꎻ出口压强:ｐ２＝１０１３２５Ｐａꎻ滞止温度:Ｔ０＝Ｔ１＋ｖ２１２ｃｐꎬ其中ꎬｃｐ为比定压热容.在入口处ꎬ气体的速度要远低于管内的速度ꎬ可近似为滞止状态[９].已知气体的能量方程为[１０]８４１㊀㊀㊀辽宁大学学报㊀㊀自然科学版２０２３年㊀㊀㊀㊀Ｈ＋ｖ２２＝ｃｏｎｓｔ(９)代入Ｈ＝ｃｐＴꎬｃｐ＝ｋｋ－１Ｒꎬ式(９)可转化为ｋｋ－１ＲＴ＋ｖ２２＝ｃｏｎｓｔ(１０)又引入气体状态方程ｐρ＝ＲＴꎬ气体能量方程可转化为ｋｋ－１ｐρ＋ｖ２２＝ｃｏｎｓｔ(１１)气体在管内流动的能量损失忽略不计ꎬ可得出ꎬ入口处气体能量与流动过程中任意位置的能量守恒关系式ꎬ如下:ｋｋ－１ｐ０ρ０＝ｋｋ－１ｐρ＋ｖ２２(１２)由式(１２)可得气体流动至各处的速度:ｖ＝㊀２ｋｋ－１ｐ０ρ０１－ｐｐ０ρ０ρæèçöø÷(１３)考虑到绝热过程中ρ０ρｃｒ＝ｐ０ｐｃｒæèçöø÷１ｋ(１４)式(１３)可转化为ｖ＝㊀２ｋｋ－１ｐ０ρ０１－ｐｐ０æèçöø÷ｋ－１ｋ[](１５)根据式(１５)ꎬ得到出口处速度:ｖ２＝㊀２ｋｋ－１ｐ０ρ０１－ｐ２ｐ０æèçöø÷ｋ－１ｋ[](１６)再次代入气体状态方程ｐρ＝ＲＴꎬ有ｖ２＝㊀２ｋｋ－１ＲＴ０１－ｐ２ｐ０æèçöø÷ｋ－１ｋ[](１７)图３　出口处速度三维云图通过式(１７)可以得出ꎬ拉瓦尔喷管出口处的速度ꎬ只和初始状态下的温度与压强相关.根据式(１７)可绘制出初始状态温度在０~６００ħꎬ压强在０.１~２.０２５ＭＰａ时ꎬ对应的出口处流速三维云图ꎬ如图３所示ꎬ可以看出高温高压的情况下气体速度更高ꎬ在低压段压强变化会导致气体速度增加得较快ꎬ高压段压强变化会导致气体速度增加得较慢.提高载气温度也可以提高喷口处气体的速度.考虑到实验室条件下拉瓦尔喷管小型化的需求ꎬ我们对拉瓦尔喷管的喉部尺寸进行了估算.实验室能够提供气体的流量一般在０.０４~０.３６ｍ３/ｍｉｎꎬ根据９４１㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀范晓星ꎬ等:小型拉瓦尔喷管的参数设计和模拟㊀㊀气源的气体流量数据ꎬ以及气体在拉瓦尔喷管喉部的密度数据可以算出喉部半径范围为０.８０~２.３８ｍｍ.当喉部直径为１.６ｍｍ时ꎬ我们对拉瓦尔喷管参数进行了估算.一般情况下ꎬ拉瓦尔喷管渐缩段的长度ｌ１的取值为(３~５)ｄｃｒꎬ又由于转折角度过小ꎬ渐缩段的长度会过于长ꎬ影响实际应用ꎬ而转折角度过大ꎬ渐缩段的长度会过短ꎬ在转折处会使实际喉部截面变小ꎬ影响加速效果[１１].综合考虑ꎬ可以取α＝３０ʎꎬ则渐缩管入口截面直径ｄ１＝２ｌ１ｔａｎ１５ʎ＋ｄｃｒ.若喉部截面直径ｄｃｒ＝１.６ｍｍꎬ可求得ｄ１＝２ｌ１ｔａｎ１５ʎ＋ｄｃｒ＝４.１７~５.８９ｍｍ.为了防止气体产生紊流ꎬ在喉部需建立过渡段[１２]ꎬ该过渡段的计算公式为ｌｃｒ＝(０.５~１)ˑｄｃｒ.这里取ｌｃｒ＝１.６ｍｍ.对于渐扩段ꎬ当喷管渐扩角θ在８ʎ~１２ʎ范围[１３]内变化时对流场的影响不明显ꎬ可取θ＝８ʎꎬ得到出口截面直径ｄ２即可推出ｌ２.对于ｄ２的求解ꎬ可利用拉瓦尔喷管任意截面面积与喉管截面积之比与马赫数的关系求解:ＡＡｃｒ＝１Ｍａ１＋ｋ－１２Ｍａ２ｋ＋１２éëêêêêùûúúúúｋ＋１２(ｋ－１)(１８)２.２㊀已知参数根据现有实验环境ꎬ本文的气体条件如下:入口压强:ｐ１＝１.５/０.８ＭＰａꎻ入口温度:Ｔ１＝８７３.１５Ｋꎻ喷管背压:ｐｂ＝１０１３２５Ｐａꎻ出口压强:ｐ２＝ｐｂ＝１０１３２５Ｐａ.实验气体为氮气ꎬ则气体常数:Ｒ＝０.２９６ｋＪ/(ｋｇ Ｋ)ꎻ绝热指数:ｋ＝１.４１(ｋ＝ｃｐꎬｍｃｖꎬｍꎬ对于双原子分子气体ꎬｋ＝１.４１)ꎻ比定压热容:ｃｐ＝１.０３９２ｋＪ/(ｋｇ Ｋ).已知滞止压强:ｐ０＝ｐ１Ｔ０Ｔ１æèçöø÷ｋｋ－１ꎻ滞止温度[１４]:Ｔ０＝Ｔ１＋ｖ２１２Ｃｐ.２.２.１㊀ｐ１＝０.８ＭＰａ时的数据计算当拉瓦尔喷管入口压强为０.８ＭＰａ时ꎬ根据式(１７)可得到出口速度为ｖ２＝㊀２ｋｋ－１ｐ０ρ０１－ｐ２ｐ０æèçöø÷ｋ－１ｋ[]＝８９６.０４ｍ/ｓꎬ代入Ｍａ＝ｖ２ａ(ａ为当地声速)可得出口处马赫数Ｍａ＝２.６４ꎬ进一步得ＡＡｃｒ＝２.９６.根据面积与直径关系ｄ＝㊀４Ａπꎬ可得出口处截面直径ｄ２＝２.７５２ｍｍ.２.２.２㊀ｐ１＝１.５ＭＰａ时的数据计算当拉瓦尔喷管入口压强为１.５ＭＰａ时ꎬ根据式(１７)可得到出口速度为０５１㊀㊀㊀辽宁大学学报㊀㊀自然科学版２０２３年㊀㊀㊀㊀ｖ２＝㊀２ｋｋ－１ｐ０ρ０１－ｐ２ｐ０æèçöø÷ｋ－１ｋ[]＝９８２.７２ｍ/ｓꎬ代入Ｍａ＝ｖ２ａ(ａ为当地声速)可得出口处马赫数Ｍａ＝２.８９ꎬ进一步得ＡＡｃｒ＝３.７６.根据面积与直径关系ｄ＝㊀４Ａπꎬ可得出口处截面直径ｄ２＝３.１０１ｍｍ.２.３㊀数据结果在已有实验条件基础上ꎬ可计算出拉瓦尔喷管的各项参数(表２).表２㊀拉瓦尔喷管几何结构参数入口压强/ＭＰａｄ１/ｍｍｄ２/ｍｍｄｃｒ/ｍｍｐ１＝０.８５.０３２.７５１.６０ｐ１＝１.５５.０３３.１０１.６０㊀㊀在实验室条件下ꎬ根据以上计算得出的数据ꎬ可制作出小型的拉瓦尔喷管以完成实验研究.图４㊀拉瓦尔喷管模型３㊀Ｆｌｕｅｎｔ计算机模拟本文对已经获得的拉瓦尔喷管的参数使用流体仿真软件Ｆｌｕｅｎｔ进行模拟仿真ꎬ如图４所示ꎬ首先建立拉瓦尔喷管模型ꎬ并将模型转移至前处理软件ＩＣＥＭＣＦＤꎬ仿真模拟中ꎬ流场计算模型的计算域应包括渐缩段㊁喉部㊁渐扩段[１５].图５㊀拉瓦尔喷管网格划分模型３.１㊀喷管网格划分ＩＣＥＭＣＦＤ软件是一种专业的前处理软件ꎬ能够为Ｆｌｕｅｎｔ软件提供高效可靠的分析模型ꎬ利用其对喷管模型进行轴向方向上的 Ｏ 型网格划分ꎬ在对棱角处网格节点数进行调节等操作后ꎬ最终网格质量均在０.７５以上[１６]ꎬ如图５所示.３.２㊀Ｆｌｕｅｎｔ仿真模拟Ｆｌｕｅｎｔ是一款可以分析模拟压缩或不可压缩流体与离散相之间的耦合流动的大型流体仿真软件.本文对气体在喷管内的流动过程进行仿真模拟ꎬ采用线性压力－应力修正的雷诺应力模型(ＲＳＭ)ꎬ辅以变尺度壁面函数处理近壁区[１７]ꎬ据公式Ｒｅ＝ρｖｄ/μ得到此次模拟适宜的雷诺数为５.本次模拟对象为可压缩且加速后达到超音速的气体ꎬ故选用密度场进行模拟ꎬ采用精密程度更高的二阶迎风方程ꎬ设置连续性残差小于１０－６时认定收敛ꎬ停止计算[１８].气体入口温度为８７３.１５Ｋꎬ出口压强为１０１３２５Ｐａꎬ选择压强边界条件ꎬ不计气体流动过程中与外界的热交换㊁摩擦ꎬ内壁选择无滑移㊁绝热边界[１９]ꎬ分别对气体进口压强为０.８ＭＰａ㊁１.５ＭＰａ情况进行模拟[２０].当入口压强为０.８ＭＰａꎬ温度为６００ħ时ꎬ气体速度㊁温度㊁压强㊁密度场模拟结果如图６所示ꎬ经过拉瓦尔喷管加速ꎬ气流到喉部达到当地音速ꎬ在喷嘴出口处达到９５３.０４ｍ/ｓ.气体温度㊁压强㊁密度逐渐降低.当入口压强为１.５ＭＰａꎬ温度为６００ħ时ꎬ气体速度㊁温度㊁压强㊁密度场模拟结果如图７所示ꎬ经过拉瓦尔喷管加速ꎬ气流到喉部达到当地音速ꎬ在喷嘴出口处达到９９２.６２ｍ/ｓ.气体温度㊁压１５１㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀范晓星ꎬ等:小型拉瓦尔喷管的参数设计和模拟㊀㊀强㊁密度逐渐降低.图６㊀入口压强为０.８ＭＰａ时的模拟结果图７㊀入口压强为１.５ＭＰａ时的模拟结果４㊀结论本文对小型化拉瓦尔喷管的基本结构进行了设计ꎬ获得了拉瓦尔喷管的基本参数ꎬ可实现在家用气泵和低加热功率的条件下超声气体喷射.基于Ｆｌｕｅｎｔ软件对气体在拉瓦尔喷管中的流动进行数２５１㊀㊀㊀辽宁大学学报㊀㊀自然科学版２０２３年㊀㊀㊀㊀值模拟仿真ꎬ结果显示ꎬ气体在喷嘴出口处速度能够达到超音速ꎬ且能达到２倍音速以上.喷枪设计具有可行性.数据表明:１)喷管模拟初始条件:入口温度为８７３.１５Ｋꎬ出口压强为１０１３２５Ｐａꎬ气体入口压强分别为０.８ＭＰａ㊁１.５ＭＰａ时ꎬ喷管出口处气体马赫数超过２ꎬ速度分别为９５３.０４ｍ/ｓ㊁９９２.６２ｍ/ｓ.２)通过数值模拟可以将气体在喷管内流动过程中各参数变化以图像形式直观展现ꎬ为喷枪的实物设计提供了参考数据.３)根据模拟结果可以发现ꎬ小型化冷喷涂喷枪对气体的加速效果与工业化冷喷涂技术的喷涂效果不相上下ꎬ可在一定的条件下使用ꎬ从而使冷喷涂过程变得更加便捷.参考文献:[１]㊀ＤｅｂｅｒｎｅＮꎬＬｅｏｎｅＪＦꎬＤｕｑｕｅＡꎬｅｔａｌ.Ａｍｏｄｅｌｆｏｒｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｏｆｓｔｅａｍｉｎｊｅｃｔｏｒｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｕｌｔｉｐｈａｓｅＦｌｏｗꎬ１９９９ꎬ２５(５):８４１－８５５.[２]㊀赵国锋ꎬ王莹莹ꎬ张海龙ꎬ等.冷喷涂设备及冷喷涂技术应用研究进展[Ｊ].表面技术ꎬ２０１７ꎬ４６(１１):１９８－２０５.[３]㊀ＳｈｅｒｉｆＳꎬＬｅａｒＷꎬＳｔｅａｄｈａｍＪꎬｅｔａｌ.Ａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆａｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｊｅｔｐｕｍｐｏｆａｔｈｅｒｍａｌｍａｎａｇｅｍｅｎｔｓｙｓｔｅｍｆｏｒａｅｒｏｓｐａｃｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ[Ｃ]//３６ｔｈＡＩＡＡＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ.Ｒｅｎｏ:ＡＩＡＡꎬ１９９８:３６０.[４]㊀ＴａｋｅｕｃｈｉＫꎬＣｕｎｎｉｎｇｈａｍＪＰꎬＨｏｃｈｒｅｉｔｅｒＬꎬｅｔａｌ.Ｓｔｅａｍ￣ｊｅｔｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｉｎｔｏｆｒｅｅｓｕｒｆａｃｅｏｆｓｕｂｃｏｏｌｅｄｗａｔｅｒ[Ｊ].ＴｈｅｒｍａｌＨｙｄｒａｕｌｉｃｓｏｆＡｄｖａｎｃｅｄＳｔｅａｍＧｅｎｅｒａｔｏｒｓａｎｄＨｅａｔＥｘｃｈａｎｇｅｒｓꎬ１９９４ꎬ１５:１９－２８.[５]㊀刘旭.Ｌ型双级谐振腔式低频超声雾化喷头的设计及试验[Ｄ].镇江:江苏大学ꎬ２０１８.[６]㊀焦峥辉.超音速喷管雾化器设计及理论研究[Ｄ].西安:西安石油大学ꎬ２０１７.[７]㊀钱翼稷.空气动力学[Ｍ].２版.北京:高等教育出版社ꎬ２００８.[８]㊀文怀兴ꎬ刘永强ꎬ党新安.拉伐尔喷管曲线方程的建立及其数控加工[Ｊ].西北轻工业学报ꎬ１９９７ꎬ１５(４):７－１１.[９]㊀王冠群.拉瓦尔超音速雾化喷头的设计及试验[Ｄ].镇江:江苏大学ꎬ２０２０.[１０]㊀任鹏宇.带拉瓦尔管的高压气体引射喷水泵特性实验研究[Ｄ].哈尔滨:哈尔滨工业大学ꎬ２００８.[１１]㊀ＣｕｍｏＭꎬＦａｒｅｌｌｏＧＥꎬＦｅｒｒａｒｉＧ.Ｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｉｎｃｏｎｄｅｎｓｉｎｇｊｅｔｓｏｆｓｔｅａｍｉｎｗａｔｅｒ[Ｃ]//Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ６ｔｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＨｅａｔＴｒａｎｓｆｅｒＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅ(ＩＨＴＣ).Ｔｏｒｎｔｏ:ＩＨＴＣꎬ１９７８:１０１－１０６.[１２]㊀ＭｕｎｓｏｎＢＲꎬＹｏｕｎｇＤＦꎬＯｋｉｉｓｈｉＴＨꎬ等.工程流体力学[Ｍ].北京:电子工业出版社ꎬ２００６.[１３]㊀李文科.工程流体力学[Ｍ].合肥:中国科学技术大学出版社ꎬ２００７.[１４]㊀王新月ꎬ杨清真.热力学与气体动力学基础[Ｍ].西安:西北工业大学出版社ꎬ２００４.[１５]㊀ＡｐｔｅＳＶꎬＧｏｒｏｋｈｏｖｓｋｉＭꎬＭｏｉｎＰ.ＬＥＳｏｆａｔｏｍｉｚｉｎｇｓｐｒａｙｗｉｔｈｓｔｏｃｈａｓｔｉｃｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆｓｅｃｏｎｄａｒｙｂｒｅａｋｕｐ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｕｌｔｉｐｈａｓｅＦｌｏｗꎬ２００３ꎬ２９(９):１５０３－１５２２.[１６]㊀高全杰ꎬ汤红军ꎬ汪朝晖ꎬ等.基于Ｆｌｕｅｎｔ的超音速喷嘴的数值模拟及结构优化[Ｊ].制造业自动化ꎬ２０１５ꎬ３７(４):８８－９０ꎬ１０８.[１７]㊀杨超ꎬ陈波ꎬ姜万录ꎬ等.基于拉瓦尔效应的超音速喷嘴雾化性能分析与试验[Ｊ].农业工程学报ꎬ２０１６ꎬ３２(１９):５７－６４.[１８]㊀王冰川ꎬ张凯ꎬ张聃ꎬ等.基于Ｆｌｕｅｎｔ的超音速气液混合喷嘴模拟仿真[Ｊ].清洗世界ꎬ２０２０ꎬ３６(１):３５－３７.[１９]㊀ＡｒｉｅｎｔｉＭꎬＷａｎｇＬꎬＣｏｒｎＭꎬｅｔａｌ.Ｍｏｄｅｌｉｎｇｗａｌｌｆｉｌｍｆｏｒｍａｔｉｏｎａｎｄｂｒｅａｋｕｐｕｓｉｎｇａｎｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｉｎｔｅｒｆａｃｅ￣ｔｒａｃｋｉｎｇ/ｄｉｓｃｒｅｔｅ￣ｐｈａｓｅａｐｐｒｏａｃｈ[Ｃ]//ＡＳＭＥＴｕｒｂｏＥｘｐｏ２０１０:ＰｏｗｅｒｆｏｒＬａｎｄꎬＳｅａꎬａｎｄＡｉｒ.Ｇｌａｓｇｏｗ:ＡＳＭＥꎬ２０１０:１０５９－１０６８.[２０]㊀焦峥辉ꎬ王美妍ꎬ任雪娇ꎬ等.超音速雾化喷枪的设计与分析[Ｊ].现代制造技术与装备ꎬ２０１９(１２):７９－８０ꎬ９５.(责任编辑㊀郑绥乾)３５１㊀第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀范晓星ꎬ等:小型拉瓦尔喷管的参数设计和模拟。

空气动力实验报告拉阀尔喷管沿程M数分布试验及二维斜激波前后气流参数测量试验北京航空航天大学流体力学研究所2008年8月拉法尔喷管沿程M 数分布试验指导书一. 实验目的：了解暂冲式超音速风洞的基本工作原理，掌握拉伐尔喷管产生超音速的流动特性，根据沿拉法尔喷管各截面静压的测量值，确定沿喷管的M 数分布。

二. G1超音速风洞系统工作原理：图1为G1超音速风洞系统原理图，G1超音速风洞是由气源和洞体两大部分组成。

气源部分由空气压缩机、油水分离器、单向阀、纯化器和储气罐组成。

特别需要指出的是，气体经拉阀尔喷管到实验段是一个膨胀加速过程，气体到达实验段时的温度和密度会很低，此时若空气中含有水分和油的话，水汽就会凝结从而影响试验的精确性，而油分会增加这种凝结的危险性。

所以油水分离器是超音速风洞致关重要的一个装置。

G1超音速风洞洞体部分由调压阀、稳定段、拉阀尔喷管、实验段、第二喉道和扩压段组成。

1. 调压阀：由于压缩空气不断的从储气罐中流出，气罐内的压力就要不断地下降，为了保证稳定段内的总压P 0不变，使用调压阀调节气流的流通面积，使其逐步开大来满足稳定段总压的恒定。

2. 稳定段：经调压阀进入稳定段的气流是及不均匀的，气流中有许多旋涡存在。

稳定段的作用就是对这些不均匀气流进行调整。

由于稳定段的截面尺寸是风洞洞体中最大的，因此气流进入稳定段后流速降低，另外稳定段内还装有蜂窝器和阻尼网，其作用是粉碎气流中的大旋涡从而使气流均匀。

3. 拉阀尔喷管：拉阀尔喷管是超音速风洞产生超音速气流的关键部件，见图1，它是一个先渐缩后渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道，在喉道处气流达到音速。

对于定常管流，流过任一个截面的流体质量都是相等的，即，)(常数C vA =ρ，式中密度ρ、速度v 和截面A 处于流管同一截面内，对C vA =ρ式取对数，再微分，得：0=++AdA v dv d ρρ， （2-1）由定常一维流动的欧拉运动方程： ρ/dp vdv -= （2-2）及声速的微分形式：2/a d dp =ρ，（p 及ρ的变化规律为绝热等熵过程）合并为vdv a v d 22-=ρρ或 v dvM d 2-=ρρ 代入式（2-1）得： A dAv dv M =-)1(2 （M 为马赫数，a v M /=） (2-3) 式（2-3）即为一维可压缩流在变截面管道中等熵流动的基本关系式，该公式说明，在高速气流中，要使得流速增加，0/>v dv ，面积变化A dA /该增该减要看当时得M 数。

S弯收扩喷管流动特性数值研究
周莉;孟钰博;王占学
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2021(42)1
【摘要】为了研究S弯收扩喷管的流动机理,数值模拟了不同喷管落压比(NPR)和S形收敛管道出口面积比(A_(72)/A_(8))对S弯收扩喷管内流动的影响。

结果表明:当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时,随着NPR升高,非对称分离逐渐转变为对称分离,λ型激波转变为马赫盘结构,气动性能下降,推力矢量角减小;随着NPR继续上升,激波从喷管内移动到喷管出口边缘,并逐渐转变为膨胀波,气动性能上升,推力矢量角减小至0°后保持不变。

在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下,出口面积比A_(72)/A_(8)的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响,体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。

S弯收扩喷管的气动性能随着
A_(72)/A_(8)增大而提高,但当A72/A8增大至1.8时,第一弯管道出口上壁面发生流动分离,气动性能显著下降。

【总页数】12页(P103-113)
【作者】周莉;孟钰博;王占学
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院陕西省航空发动机内流动力学重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.某型发动机非加力情况下收-扩尾喷管流动特性研究
2.轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟
3.跨声速条件下轴对称收扩喷管内外流场的数值研究
4.收一扩喷管内二维紊流的数值研究
5.冷却抑制二元收扩喷管红外特征的模型实验与数值研究
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拉瓦尔喷管尺寸设计摘要：一、拉瓦尔喷管简介1.拉瓦尔喷管的作用2.拉瓦尔喷管的设计原理二、拉瓦尔喷管尺寸设计的重要性1.对喷管性能的影响2.对发动机效率的影响三、拉瓦尔喷管尺寸设计的步骤1.确定设计参数2.选择合适的喷管类型3.进行数值模拟和实验验证四、拉瓦尔喷管尺寸设计的实践应用1.航空发动机喷管设计2.地面燃气轮机喷管设计正文：拉瓦尔喷管是航空发动机和地面燃气轮机中常见的一种喷管结构，它的设计对于发动机的性能和效率至关重要。

本文将介绍拉瓦尔喷管的尺寸设计，包括其重要性、设计步骤以及实践应用。

首先，我们需要了解拉瓦尔喷管的作用。

拉瓦尔喷管主要起到将高速气流从燃烧室中引出，并将其加速到超音速的作用。

在这个过程中，喷管的尺寸设计对于气流的流动特性、喷管的性能以及发动机的效率都有着极大的影响。

其次，我们需要了解拉瓦尔喷管的设计原理。

拉瓦尔喷管的设计主要依赖于其内部的流场特性，通过合理地设计喷管的内部形状和尺寸，可以使得气流在喷管内流动时产生理想的流动特性，从而提高喷管的性能和发动机的效率。

接下来，我们来看一下拉瓦尔喷管尺寸设计的具体步骤。

首先，需要确定设计参数，包括气体的性质、发动机的工作状态以及喷管的用途等。

这些参数将直接影响到喷管的设计。

其次，需要选择合适的喷管类型，根据不同的需求选择最佳的喷管设计方案。

最后，需要进行数值模拟和实验验证，通过计算机模拟和实际实验来验证喷管设计的可行性和有效性。

在实际应用中，拉瓦尔喷管尺寸设计被广泛应用于航空发动机和地面燃气轮机的喷管设计中。

例如，在我国的航空发动机和地面燃气轮机设计中，拉瓦尔喷管的设计是一项重要的工作，通过合理的喷管尺寸设计，可以大大提高发动机的性能和效率，从而提高整个系统的运行效率。

总的来说，拉瓦尔喷管尺寸设计是发动机设计中的一个重要环节，它对于提高发动机的性能和效率有着至关重要的影响。