导读:本文包含了火箭燃气射流论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:射流,燃气,噪声,火箭发动机,固体,火箭,流体力学。
火箭燃气射流论文文献综述
彭文均[1]（2019）在《固体火箭发动机燃气射流噪声数值模拟》一文中研究指出为了研究固体火箭发动机燃气的气动噪声特性,建立了二维轴对称的射流数学模型,采用大涡模拟(LES)方法对火箭发动机超声速燃气射流流场进行了数值模拟,然后利用FW-H面积分得到了超声速燃气射流噪声的分布特性。计算结果表明:该方法能较好地捕捉超声速燃气射流的复杂波系流场结构,射流噪声辐射具有较明显的指向性。(本文来源于《数字海洋与水下攻防》期刊2019年02期）
张磊[2]（2016）在《速燃固体火箭燃气射流噪声特性及抑制技术研究》一文中研究指出速燃固体火箭作为一种发射火箭弹的便携式单兵反坦克武器,发射时在尾喷管产生高温、高速、高压的非定常复杂流场,并形成高强度噪声和长长的火焰,这些发射特征对人体、仪器设备、机械结构都可能带来损伤,且不利于火箭武器系统的隐蔽性,甚至影响发射的安全性。因此,研究燃气射流噪声产生机理进而降低射流噪声具有实际应用价值。本文围绕速燃固体火箭发射过程中燃气射流流场、气动噪声以及降噪措施难题,开展了相关的理论分析、实验研究和数值模拟工作,分析射流噪声源的形成机理及气动声学特性,并探索了抑制射流噪声的方法。主要研究工作及成果如下:(1)应用气体射流动力学、气动声学等理论,对燃气射流过程中的发声机理以及气动声源特性进行了理论分析,并阐述了射流流场和声场之间的相互作用。通过气体射流过程的流动方程和气动声学方程,建立了火箭发动机燃气射流噪声预测模型以及声功率的理论表达式,初步探讨了发动机燃气射流噪声的影响因素。(2)设计并搭建了速燃固体火箭发动机静止燃气射流噪声测试试验平台,对发动机燃气射流噪声辐射特性进行了系统研究。采用高速录像系统观测了燃气射流在大气中的扩散形态特征,发现高温高速燃气不断与周围大气强烈的掺混,射流边界出现褶皱,射流轴向扩散速度大于径向的扩散速度。采用数字瞬态记录仪采集了不同观测点处的射流噪声声压分布规律,发现燃烧室压强越大,喷喉直径越大,则射流噪声声压峰值越大,且声压级峰值随测试点的偏离方向角不同而不同,说明射流噪声具有明显指向性。由于地面对声波的反射作用,在离地面较近的测试点处声压波动较大。在单兵火箭发射时,对发射管外围的射流噪声进行了实验测试,重点分析了在射手位置的射流噪声变化规律,揭示了射流噪声在轴向和径向上的分布特性。(3)在对发动机静止燃气射流噪声实验现象的物理描述与分析的基础上,采用大涡模拟(LES)湍流模型对尾喷流流场进行了数值模拟,获得了射流流场速度、压力和温度的分布特性。结合流场的模拟结果,基于FW-H声学模型对射流噪声进行了预测。结果表明:射流流场存在复杂的膨胀压缩波系,射流噪声主要成分表现在低频区域,并且其存在明显的指向性,在45°方向上射流噪声最为强烈,这主要是由于射流噪声的四极子声源特性以及声波在流场中的折射引起的。射流噪声预测值与实验测试值吻合较好,验证了所建数学模型的正确性、燃气射流流场与声场耦合关系的合理性。此外,还研究了燃烧室压强、燃气温度及喷管尺寸对射流噪声的影响程度。(4)在燃气射流噪声的实验及理论研究的基础上,提出了简洁有效的液柱平衡体降噪方案,开展了燃气射流驱动液柱平衡体的降噪实验。探讨了高温高压燃气驱动液柱平衡体过程中的射流流场形态特征,以及不同偏离方向角测点处的声压变化规律。实验结果表明,与无液柱平衡体时单相燃气射流过程进行对比,燃气驱动液柱射流降低了流场的速度、温度等特性参数,并且各个测点处的噪声声压峰值都有明显的减小,因而达到了较好的降噪效果。为了进一步优化液柱平衡体降噪方案,讨论了不同液柱平衡体质量对燃气射流噪声抑制效果的影响。(5)为了深入研究燃气射流驱动液柱平衡体过程中气液相互作用特性、流场特性参数变化、降噪机理等复杂的问题,在实验的基础上,建立了用于描述燃气射流驱动液柱平衡体过程的两相流湍流模型,采用LES/VOF方法进行了数值模拟,获得了射流初期两相流场内速度、压力和温度的分布规律,通过对计算结果与试验测量结果的对比,验证了数值研究模型和方法的可行性和准确性。分析了液柱的雾化、小液滴的不稳定运动以及气液湍流掺混特性。讨论了液柱平衡体的质量(体积)、密度以及燃烧室压力对气液两相流场内特性参数分布的影响,优化了液柱平衡体降噪方案。(本文来源于《南京理工大学》期刊2016-10-01）
唐云龙[3]（2016）在《深水条件下固体火箭发动机燃气射流与推力特性研究》一文中研究指出固体火箭发动机用作水下航行器的动力装置,具有结构简单、反应迅速以及利于战备等优点。由于水环境的高密度、高压强等特征,在深水环境的固体火箭发动机燃气射流与水之间存在剧烈的传热、传质现象,导致其工作特性与大气环境中差别很大。因此,研究水下固体火箭发动机的工作特性,对发动机及高速水下航行器的设计具有十分重要的价值及意义。为了研究水下发动机的工作性能,并根据实际固体火箭发动机试车中存在的相关问题,选用高雷诺k-?湍流模型对N-S方程进行封闭,利用气-液界面比较清楚的VOF模型对燃气-水混合过程进行描述,建立了重浮力射流、燃气-水的相变过程及火箭助推水下航行器运动等模型。本文通过对发动机试车中出现的推力振荡进行研究,发现水下发动机的工作状态对射流的推力振荡特征有很大影响。通过对比轴对称模型下的过膨胀和欠膨胀状态的数值结果发现:工作在过膨胀下的射流振荡频率存在多阶振荡峰值频率,并通过对前四阶频值的分析发现,工作在该状态下的射流,胀鼓和回击过程具有相关性;工作在欠膨胀状态下的射流不再出现断裂和回击过程,而是出现了“准回击”现象,并且在“准回击”过程中的胀鼓位置存在同期共振等多种表现。通过对重浮力条件下的叁维射流模型研究发现:重浮力对射流形貌及发动机推力的影响很大,并且重浮力条件下的射流结果与试验结果更加吻合;水平射流在重浮力作用下出现了力矩翻转效应;竖直射流在重浮力作用下出现了气泡环现象,不封闭的气泡环影响了发动机推力的稳定性。通过对气泡环产生和破碎的原因分析,发现气泡环是射流气体与发动机壁面的相对运动及气体粘性力共同作用的结果。对竖直燃气射流长时间的观察发现,稳态的射流过程在多种不稳定因素的作用下,最终导致气体射流对称性受到破坏。为了分析水下高温燃气射流与水的相互作用,研究了适用于水下复杂环境的蒸汽-水相变方法。通过对控制方程源项的修改,实现了蒸汽-水和燃气之间的传热、传质数值仿真过程。并对加入相变过程的轴对称模型的典型流场结构及推力变化进行了对比,结果发现,相变过程会减小发动机的推力振荡幅值及频率;通过对有/无相变过程的水平重浮力射流仿真结果对比分析,发现相变过程增加了了射流气泡的非圆整度;将数值仿真结果与高温燃气射流过程及发动机开机过程进行了对比分析发,现两者基本一致。建立了火箭助推航行器单自由度运动模型、水洞模型及六自由度运动模型。通过对航行器的合力-时间曲线分析及典型流场的对比,结果发现:来流会降低航行器的振荡幅值、增加振动频率,而且力的振荡过程存在振幅骤变的突变点。通过对比来流和静态射流的流场发现,静态射流受激波作用明显,而动态射流受来流边界层的挤压作用明显,且来流状态下的航行器振荡幅值小很多。通过对比不同来流速度的射流振荡曲线的频率谱,发现来流越大、射流振荡频率越高、幅值越小。本文建立了水下发动机的多种数值仿真模型,对各个模型下的数值过程进行了对比分析及验证,结果发现:由于发动机不同工作状态下的激波形式不同,导致高度欠膨胀状态下射流出现了“准回击”现象;由于发动机受重浮力的作用,水平射流会出现力矩翻转效应,竖直射流会出现气泡环现象,两者都对发动机的稳定性不利;由于发动机射流过程存在复杂的传热、传质过程,因此,建立了蒸汽-水相变模型,发现相变会降低发动机推力的振幅及频率;由于助推发动机是随着航行器运动的,来流会与发动机射流相互耦合,尾流在来流边界层的挤压过程中航行器振荡幅度减小、频率升高。本文所得的结论及研究结果将对水下发动机未来的研究工作奠定基础。(本文来源于《北京理工大学》期刊2016-06-01）
张磊,阮文俊,王浩,王政伟[4]（2016）在《火箭发动机燃气射流驱动液柱降噪实验》一文中研究指出为了研究单兵火箭燃气射流噪声抑制的方法,设计了液体水柱放置在尾管中,采用高速摄影系统观察了高温高压燃气驱动液体水柱在大气环境中的扩散过程,并对气液混合物射流噪声声压进行了测量,对比了有无液体水柱两种状态下射流的测试结果.实验结果表明,在尾管中放置液体水柱后,由于气液之间的相互作用,改变了燃气射流流场结构以及降低了射流特征参数.通过与无液体水柱的燃气射流对比,发现有液体水柱时整个测点区域的噪声声压级峰值均有较大幅度的降低,且地面对声波的反射也减弱,噪声声压级峰值随着测点偏离射流中心轴线角度的增大而逐渐减小.因此,放置液体水柱后起到了明显的降噪效果,在偏离角为45°位置声压级峰值降低了6.4dB,验证了此方案的可行性.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年05期）
陈四春,姜超,李军[5]（2015）在《固体火箭燃气射流冲击载荷的数值与实验研究》一文中研究指出针对固体火箭点火飞离发射装置过程中燃气射流对发射装置的冲击作用,该文采用计算流体力学和实验测量方法对燃气射流产生的冲击载荷进行研究。利用叁维黏性湍流模型和动网格技术模拟了火箭飞离发射装置过程,计算获取了冲击过程流场形成的一般规律、迎气面上的压强分布和压强随时间的变化历程等。根据数值分析结果设计实验方案,通过实验测量得到测点的压强-时间关系。比较数值与实验结果发现,二者的压强峰值相近(误差约为18%),压强-时间变化历程一致,说明该文数值分析模型和方法可用于燃气射流冲击流场的模拟分析。(本文来源于《南京理工大学学报》期刊2015年06期）
张磊,阮文俊,王浩[6]（2015）在《单兵火箭燃气射流噪声抑制的实验研究》一文中研究指出为了能够有效抑制单兵火箭发射时的燃气射流噪声,设计了液体水圆柱形平衡体安置在火箭发动机后面,对平衡体降噪进行实验研究。在实验中利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值,与没加液体水平衡体实验测得的超压值相比较,发现放液体水平衡体时在改进发动机推力性能的同时,降低了整个观测区域的噪声,尤其是射流上游,起到了显着的降噪效果,并分析了火箭燃气射流与液体水平衡体相互作用的机理。实验结果对单兵火箭发射的噪声防护问题研究提供了科学依据。(本文来源于《火力与指挥控制》期刊2015年07期）
张磊,阮文俊,王浩,王健[7]（2015）在《固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算》一文中研究指出燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了叁维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2015年02期）
刘小军,傅德彬,王新星[8]（2014）在《弹筒间隙及壁面条件对火箭弹燃气射流的影响分析》一文中研究指出为分析火箭弹发射时弹筒间隙及壁面传热条件对燃气作用效应的影响,利用计算流体力学方法对不同条件下的燃气流动状态进行研究分析。结果表明:在弹体筒内运动阶段,弹筒间隙引射作用会对燃气流动状态产生较大影响,在弹体底部附近,忽略弹筒间隙时的燃气压强较考虑弹筒间隙时的压强小10%左右;对于等温壁面条件下燃气流动的压强较绝热壁面条件和耦合传热壁面条件的计算结果低5%左右。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2014年03期）
卓长飞,封锋,武晓松[9]（2014）在《火箭燃气射流流场的无网格方法模拟》一文中研究指出首先,将无网格方法用于带化学反应的多组分气体Euler方程进行求解,给出无网格条件下求解化学非平衡流的具体过程;其次,对NACA0012跨声速绕流场、楔体斜爆轰流场进行了数值模拟,验证无网格算法的可靠性以及无网格算法能否用于复杂化学非平衡流数值模拟中;最后,采用发展的无网格算法计算了典型火箭燃气射流流场。计算结果表明,采用无网格算法能较好地模拟复杂化学非平衡流场,正确分辨复杂的物理现象;在欠膨胀状态下,相交射流激波在轴线上的交点随着欠膨胀程度的增加而远离喷管出口。在过膨胀状态下,相交射流激波在轴线上的交点随着过膨胀程度的增加而不断靠近喷管出口;超声速来流条件下,仅改变不同来流马赫数,对射流流场总体结构基本无影响,射流激波相交点位置基本相同,轴线上参数分布也基本一致。为研究火箭燃气射流流场提供了一种新的数值方法,并拓宽了无网格算法的应用范围。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2014年01期）
赵凌波[10]（2013）在《燃气射流数值模拟及对多管火箭发射动力学影响分析》一文中研究指出多管火箭武器系统在现代常规武器中占有非常重要的地位。射击密集度指标是衡量多管火箭武器系统战术技术性能的重要指标。燃气射流是影响多管火箭振动、起始扰动和射击密集度的因素之一,多管火箭燃气射流数值模拟及对多管火箭动态特性的影响分析可为提高多管火箭射击密集度提供技术支撑。本文应用GAMBIT软件建立了综合考虑多管火箭发射装置与火箭弹发射的多管火箭燃气射流模型；通过合理的分块将形状复杂的计算区域分成很多形状相对简单的子区域,并设定运动边界以实现动网格功能,在此基础上生成了高质量的结构网格；应用CFD软件FLUENT对多管火箭武器火箭弹发射过程的燃气射流及对发射装置冲击效应进行了数值模拟,获得了火箭弹燃气射流时间历程及对多管火箭发射装置的冲击、烧蚀等冲击效应；应用计算获得的燃气射流对发射装置冲击力,基于多体系统传递矩阵法建立的多管火箭发射动力学模型,分析了燃气射流冲击对多管火箭发射装置的振动响应等影响。本文为多管火箭发射装置设计和提高多管火箭射击密集度提供了理论基础。(本文来源于《南京理工大学》期刊2013-05-01）
火箭燃气射流论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
速燃固体火箭作为一种发射火箭弹的便携式单兵反坦克武器,发射时在尾喷管产生高温、高速、高压的非定常复杂流场,并形成高强度噪声和长长的火焰,这些发射特征对人体、仪器设备、机械结构都可能带来损伤,且不利于火箭武器系统的隐蔽性,甚至影响发射的安全性。因此,研究燃气射流噪声产生机理进而降低射流噪声具有实际应用价值。本文围绕速燃固体火箭发射过程中燃气射流流场、气动噪声以及降噪措施难题,开展了相关的理论分析、实验研究和数值模拟工作,分析射流噪声源的形成机理及气动声学特性,并探索了抑制射流噪声的方法。主要研究工作及成果如下:(1)应用气体射流动力学、气动声学等理论,对燃气射流过程中的发声机理以及气动声源特性进行了理论分析,并阐述了射流流场和声场之间的相互作用。通过气体射流过程的流动方程和气动声学方程,建立了火箭发动机燃气射流噪声预测模型以及声功率的理论表达式,初步探讨了发动机燃气射流噪声的影响因素。(2)设计并搭建了速燃固体火箭发动机静止燃气射流噪声测试试验平台,对发动机燃气射流噪声辐射特性进行了系统研究。采用高速录像系统观测了燃气射流在大气中的扩散形态特征,发现高温高速燃气不断与周围大气强烈的掺混,射流边界出现褶皱,射流轴向扩散速度大于径向的扩散速度。采用数字瞬态记录仪采集了不同观测点处的射流噪声声压分布规律,发现燃烧室压强越大,喷喉直径越大,则射流噪声声压峰值越大,且声压级峰值随测试点的偏离方向角不同而不同,说明射流噪声具有明显指向性。由于地面对声波的反射作用,在离地面较近的测试点处声压波动较大。在单兵火箭发射时,对发射管外围的射流噪声进行了实验测试,重点分析了在射手位置的射流噪声变化规律,揭示了射流噪声在轴向和径向上的分布特性。(3)在对发动机静止燃气射流噪声实验现象的物理描述与分析的基础上,采用大涡模拟(LES)湍流模型对尾喷流流场进行了数值模拟,获得了射流流场速度、压力和温度的分布特性。结合流场的模拟结果,基于FW-H声学模型对射流噪声进行了预测。结果表明:射流流场存在复杂的膨胀压缩波系,射流噪声主要成分表现在低频区域,并且其存在明显的指向性,在45°方向上射流噪声最为强烈,这主要是由于射流噪声的四极子声源特性以及声波在流场中的折射引起的。射流噪声预测值与实验测试值吻合较好,验证了所建数学模型的正确性、燃气射流流场与声场耦合关系的合理性。此外,还研究了燃烧室压强、燃气温度及喷管尺寸对射流噪声的影响程度。(4)在燃气射流噪声的实验及理论研究的基础上,提出了简洁有效的液柱平衡体降噪方案,开展了燃气射流驱动液柱平衡体的降噪实验。探讨了高温高压燃气驱动液柱平衡体过程中的射流流场形态特征,以及不同偏离方向角测点处的声压变化规律。实验结果表明,与无液柱平衡体时单相燃气射流过程进行对比,燃气驱动液柱射流降低了流场的速度、温度等特性参数,并且各个测点处的噪声声压峰值都有明显的减小,因而达到了较好的降噪效果。为了进一步优化液柱平衡体降噪方案,讨论了不同液柱平衡体质量对燃气射流噪声抑制效果的影响。(5)为了深入研究燃气射流驱动液柱平衡体过程中气液相互作用特性、流场特性参数变化、降噪机理等复杂的问题,在实验的基础上,建立了用于描述燃气射流驱动液柱平衡体过程的两相流湍流模型,采用LES/VOF方法进行了数值模拟,获得了射流初期两相流场内速度、压力和温度的分布规律,通过对计算结果与试验测量结果的对比,验证了数值研究模型和方法的可行性和准确性。分析了液柱的雾化、小液滴的不稳定运动以及气液湍流掺混特性。讨论了液柱平衡体的质量(体积)、密度以及燃烧室压力对气液两相流场内特性参数分布的影响,优化了液柱平衡体降噪方案。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
火箭燃气射流论文参考文献
[1].彭文均.固体火箭发动机燃气射流噪声数值模拟[J].数字海洋与水下攻防.2019
[2].张磊.速燃固体火箭燃气射流噪声特性及抑制技术研究[D].南京理工大学.2016
[3].唐云龙.深水条件下固体火箭发动机燃气射流与推力特性研究[D].北京理工大学.2016
[4].张磊,阮文俊,王浩,王政伟.火箭发动机燃气射流驱动液柱降噪实验[J].航空动力学报.2016
[5].陈四春,姜超,李军.固体火箭燃气射流冲击载荷的数值与实验研究[J].南京理工大学学报.2015
[6].张磊,阮文俊,王浩.单兵火箭燃气射流噪声抑制的实验研究[J].火力与指挥控制.2015
[7].张磊,阮文俊,王浩,王健.固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算[J].固体火箭技术.2015
[8].刘小军,傅德彬,王新星.弹筒间隙及壁面条件对火箭弹燃气射流的影响分析[J].弹箭与制导学报.2014
[9].卓长飞,封锋,武晓松.火箭燃气射流流场的无网格方法模拟[J].固体火箭技术.2014
[10].赵凌波.燃气射流数值模拟及对多管火箭发射动力学影响分析[D].南京理工大学.2013
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