导读:本文包含了拉瓦尔喷管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:喷管,拉瓦尔,火箭发动机,测量,塞规,压强,当量。
拉瓦尔喷管论文文献综述
喻巍岭,冯煜东,周晖,曹生珠,张晓宇[1]（2018）在《微型拉瓦尔喷管的流体仿真分析和优化》一文中研究指出采用Fluent软件对微型模块化液化气微推进系统的拉瓦尔喷管进行了流体仿真,得到了喷管各个尺寸因素对有效比冲和推力的影响曲线关系,并给出了喷管的最终优化结果。喷管有五个尺寸因素:入口直径、喉部直径、出口直径、收缩段长度和扩张段长度。其中,喉部直径越大,推力越大,有效比冲越小;出口直径越大,推力和有效比冲越大;收缩段长度较小时,对有效比冲影响较大,对推力几乎无影响;入口直径和扩张段长度对推力和有效比冲的影响很小可忽略。(本文来源于《真空与低温》期刊2018年04期）
张翔,孙晓红,潘旭东,王广林[2]（2018）在《拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法》一文中研究指出拉瓦尔喷管喉径尺寸要求严格,现有成熟的深孔测量方法无法直接应用于拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量。在分析拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的孔口流动模型基础上,提出了基于芯型测头塞规法的拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法,分析了芯型测头塞规尺寸与孔口流动模型及其相对灵敏度的关系。优选了短孔模型作为拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的基本模型,确定了当量直径液力测量参数,研制了当量直径液力测量原型装置。在该装置上进行了测量试验,分析了芯型测头塞规直径和测量压差对喉部区域过流流量的影响。最终的重复性试验结果表明,该方法的测量重复性误差为±0.001 8 mm,能够满足拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量需要。(本文来源于《兵工学报》期刊2018年06期）
袁朝华[3]（2018）在《拉瓦尔喷管中的气流状态参数计算分析》一文中研究指出本文使用微分形式与差分形式的气流状态方程推导并结合MATLAB软件编程计算分析了超音速进口以及超音速出口情况下的拉瓦尔喷管内沿轴向分布的各位置处的气流参数压强、温度、密度、速度的分布特点。分析计算与仿真结果发现,气流马赫数M在喷管喉道达到了最小值,而温度T、压强P、密度ρ等参数则在喉道处达到了峰值;喉道处马赫数随着初始进口马赫数的提高而增大;计算结果的残差分析表明随着科朗数C的增大,计算收敛所需步数减少,但残差峰值也随之增大,当科朗数C=1.75时计算结果发散。(本文来源于《科技资讯》期刊2018年13期）
陈燕青[4]（2018）在《拉瓦尔喷管车削加工误差分析》一文中研究指出拉瓦尔喷管是发动机重要组成零件,依靠内腔先收缩后扩张的几何结构特点产生动力,在航空、航天、军事领域等方面广泛应用。拉瓦尔喷管属于复杂的回转体零件,加工工艺种类繁多,加工工序流程比较复杂,影响加工精度的因素众多,较难有效控制加工精度。若采用先进的车铣加工中心进行加工,虽然在一定程度上提高了加工精度,但是这样不仅增加成本而且生产效率低,不能满足喷管批量生产的加工要求。切削加工具有高效生产的特点,拉瓦尔喷管的加工过程主要是车削过程。实际生产加工过程中刀具变形、零件变形和振动等引起的加工误差严重影响了零件的加工精度和使用性能,因而对拉瓦尔喷管车加工过程进行分析对提高加工精度,从而提高发动机性能具有重要的意义。因此,本文以拉瓦尔喷管车加工过程为研究对象,将工程计算和有限元仿真技术相结合,揭示拉瓦尔喷管生产过程影响加工精度各因素,为工艺设计提供理论依据。为提高拉瓦尔喷管的尺寸精度、提高加工表面质量提供理论依据。在分析拉瓦尔喷管车削加工工艺特点的基础上,建立拉瓦尔喷管材料车削过程的热力耦合模型。根据切削加工仿真试验建立切削力学数值计算模型,分析有限元技术的模拟过程和加载方法,针对加工过程中拉瓦尔喷管和刀具的变形问题进行研究。通过建立有限元切削模型,结合实际加工特点,分析切削参数、刀具几何形状和冷却介质等对加工过程的影响,明确影响因素对拉瓦尔喷管材料的影响规律。利用有限元仿真手段,探究拉瓦尔喷管材料的切削性能和加工因素的影响规律。通过仿真手段对拉瓦尔喷管的加工过程进行仿真,得到拉瓦尔喷管加工误差。并通过数学建模的方法理论推导由于加工系统变形导致的加工误差的大小。为后继深入研究拉瓦尔喷管精密加工过程奠定理论基础。(本文来源于《中国民航大学》期刊2018-05-01）
惠卫华,鲍福廷,魏祥庚,刘旸[5]（2017）在《固体火箭发动机实验条件下基于拉瓦尔喷管变流道参数的4D编织C/C复合材料烧蚀性能（英文）》一文中研究指出固体火箭发动机实验条件下,对4D编织C/C复合材料变参数流道拉瓦尔喷管进行了烧蚀特性研究。针对变流道喷管变化的烧蚀角度,分析了材料的烧蚀机理。结果表明,由于变流道的原因,从收敛段到喉部烧蚀逐渐加剧,在收敛段与喉部过渡段45°烧蚀角出烧蚀最为严重,烧蚀角越大,烧蚀越严重。之后,烧蚀程度明显逐渐减小。烧蚀率沿着变流道喷管轴向逐渐改变,最大烧蚀率是0.056 mm/s,最大质量烧蚀率是0.157 kg/m~2·s。并且,轴向纤维、径向纤维到环向纤维,烧蚀尖角逐渐增大。烧蚀特性与粒子速度、粒子撞击角度、粒子浓度、壁面剪切力等因素相关。在热化学烧蚀和机械剥蚀共同作用下,变流道是不同烧蚀行为的主要影响因素。(本文来源于《新型炭材料》期刊2017年04期）
陆永华,魏文权,邵飞翔,孙玉玺[6]（2016）在《拉瓦尔喷管小推力测量系统数值计算研究》一文中研究指出针对卫星姿态调节舱体上喷管的测力面位置问题,使用Fluent流体计算软件,采用有限体积法,根据挡板位置和入口总压,对拉瓦尔喷管及其延伸流场进行了仿真,对挡板对喷管及其延伸流场的影响进行了分析。对3种出口直径分别为5.1、3.6、2.3的拉瓦尔喷管进行了数值计算,其推力大小均在10 N以内。研究结果表明,当挡板固定不动时,喷管Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ的进出口压强比分别超过10、12、15时,挡板对喷管出口压强产生影响;当入口总压不变时,每类喷管都有相应挡板适合放置的位置区域,且不尽相同。(本文来源于《机电工程》期刊2016年10期）
刘文明,孙浩然,刘雪东[7]（2016）在《操作参数对拉瓦尔喷管空化强度的影响》一文中研究指出采用CFD数值模拟的方法,基于标准k-ε湍流模型和空泡动力学模型,对拉瓦尔喷管空化流场进行数值模拟。分别探究了喷管进口压力、出口压力、温度以及干扰气体含量对空化强度的影响。采用正交试验分析了各因素对空化强度的影响。模拟结果表明最佳操作参数为:入口压力1.2MPa,干扰气体含量0.08%,温度50℃。入口压力对空化强度影响最大,其次为处理时间和超声功率。提高入口压力能够增强空化效应,相反,提高出口压力会使空化效果受到抑制;流体温度越高,越有利于空化的发生;在一定范围内掺入干扰气体,有利于空化,但当干扰气体含量过多时空化作用反而受到抑制。(本文来源于《常州大学学报(自然科学版)》期刊2016年05期）
姚松柏,唐新猛,王健平[8]（2015）在《带拉瓦尔喷管的无内柱连续爆轰发动机的数值模拟》一文中研究指出在有内柱连续爆轰发动机(rotating detonation engine,RDE)燃烧室模型的基础上,对带拉瓦尔喷管的无内柱RDE开展数值模拟研究.计算采用叁维圆柱坐标系下守恒型的欧拉方程及一步化学反应模型,混合气体假设为理想气体,忽略扩散、黏性和热传导.空间方向上采用五阶WENO格式,时间方向上采用叁阶TVD Runge-Kutta格式.(本文来源于《中国力学大会-2015论文摘要集》期刊2015-08-16）
洪洋[9]（2015）在《拉瓦尔喷管喉径尺寸液力测量方法和实验研究》一文中研究指出拉瓦尔喷管是许多动力装置的重要部件,依靠其本身先缩后扩的几何结构能够产生强大推力,是发动机中能量转换的核心,在航空和航天等领域的应用较为普遍。喉部是拉瓦尔喷管中最为重要的结构,喉径的尺寸精度及表面质量对喷管性能影响较大,是喷管关键的加工工艺。较高的加工精度除对其自身加工工艺高精度的要求外,对其测量精度也提出了更高的要求。针对喷管喉部的特殊结构,本课题提出了喉径的液力测量方法。根据被测件的流量特性,液力测量通过测量流量值的变化来反应尺寸量的变化,具有非接触、精度高、稳定性好等优点。在孔口流动流量特性理论分析的基础上,建立了拉瓦尔喷管喉径尺寸液力芯型测头塞规模型,研究喉径液力测量原理,并在此基础上,完成了芯型测头形状及尺寸设计,确定了合适的压差取值范围。对液力芯型测头塞规模型内部流场进行仿真,分析了测量模型的压差-流量特性,以及喉部通流面积与流量之间的对应关系,并据此优化了测量模型的结构参数和测量参数;分析了测量模型中影响流量的误差因素,以误差因素为因变量,分析误差因素对喉径测量结果的影响。采用计算机控制技术,设计自动化测量方案。设计喉径尺寸液力测量实验平台的油路系统,实现压差的闭环控制和温度的自动控制;根据喉径液力测量的理论模型,设计喷管喉径测量系统的夹具体结构;编写测量系统软件,实现压力的自动调节、温度的自动控制、喉径的自动测量及相关数据的输出和存储。对喉径液力测量平台进行实验研究,进行喉径测量系统初步实验,确定合适的芯型测头、压差和测量夹具;进行喉径液力测量的算法研究,并完成测量系统综合实验,包括标定实验、测量实验、误差因素对测量结果影响实验。实验结果表明,拉瓦尔喷管喉径液力测量平台具有较高的测量精度和重复性精度。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2015-07-01）
周晨宇[10]（2014）在《火箭发动机可调喷口面积的拉瓦尔喷管设计及流场分析》一文中研究指出火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。而对于火箭发动机来说,其喷管(通常为拉瓦尔喷管)又是使火箭发动机产生推力的一个重要部件。在发动机装药一定的情况下,喷管的效率直接影响着发动机的性能与表现。特别在燃料资源日益缺乏的今天,提高火箭发动机喷管效率,对于各个国家的航天事业来说都有着相当重要的意义。本论文主要以法国火神号火箭发动机为基础,先运用gaseq软件对该火箭发动机的喷管的参数进行了计算,得到了火箭发动机喷管重要的设计参数。并且通过计算推力,在理论上提出了通过改变喷管喷口面积来提高的喷管效率的设计。然后在拉瓦尔喷管的设计方面,采用了不同的火箭喷管常用的设计方法。主要包括了近似一维流动设计法,锥形喷管设计法以及劳的钟形喷管设计法。然后在设计好的不同型面的喷管的基础上,通过运用Ansys软件,采用CFD方法对喷管流场进行计算模拟并分析对比了不同设计方法设计的喷管的优势与劣势。接着从锥形火箭喷管射流场的基础上分析了喷管后激波对喷管效率与推力的影响,从实验模拟的方面,为改变喷管喷口来提高喷口效率提供了依据。最后通过超音速发动机变型面尾喷管的设计思路,提出了改变喷管喷口面积的设计假设,分别以套筒式和开合花瓣式的设计方法来减小喷口面积以达到减小喷口后激波对于喷管效率的影响,最终也利用CFD方法对试探性设计进的喷管进行了射流场的模拟,并得到了比较满意的效果,证明了通过改变喷口面积来减小喷口后激波提高喷管效率的可行性。本文所采用的喷管设计方法与设计思路,可为研究喷管设计而提高喷管效率的研究者所借鉴和参考。(本文来源于《中国民航大学》期刊2014-12-29）
拉瓦尔喷管论文开题报告
（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：
拉瓦尔喷管喉径尺寸要求严格,现有成熟的深孔测量方法无法直接应用于拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量。在分析拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的孔口流动模型基础上,提出了基于芯型测头塞规法的拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法,分析了芯型测头塞规尺寸与孔口流动模型及其相对灵敏度的关系。优选了短孔模型作为拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的基本模型,确定了当量直径液力测量参数,研制了当量直径液力测量原型装置。在该装置上进行了测量试验,分析了芯型测头塞规直径和测量压差对喉部区域过流流量的影响。最终的重复性试验结果表明,该方法的测量重复性误差为±0.001 8 mm,能够满足拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量需要。
（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。
拉瓦尔喷管论文参考文献
[1].喻巍岭,冯煜东,周晖,曹生珠,张晓宇.微型拉瓦尔喷管的流体仿真分析和优化[J].真空与低温.2018
[2].张翔,孙晓红,潘旭东,王广林.拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法[J].兵工学报.2018
[3].袁朝华.拉瓦尔喷管中的气流状态参数计算分析[J].科技资讯.2018
[4].陈燕青.拉瓦尔喷管车削加工误差分析[D].中国民航大学.2018
[5].惠卫华,鲍福廷,魏祥庚,刘旸.固体火箭发动机实验条件下基于拉瓦尔喷管变流道参数的4D编织C/C复合材料烧蚀性能（英文）[J].新型炭材料.2017
[6].陆永华,魏文权,邵飞翔,孙玉玺.拉瓦尔喷管小推力测量系统数值计算研究[J].机电工程.2016
[7].刘文明,孙浩然,刘雪东.操作参数对拉瓦尔喷管空化强度的影响[J].常州大学学报(自然科学版).2016
[8].姚松柏,唐新猛,王健平.带拉瓦尔喷管的无内柱连续爆轰发动机的数值模拟[C].中国力学大会-2015论文摘要集.2015
[9].洪洋.拉瓦尔喷管喉径尺寸液力测量方法和实验研究[D].哈尔滨工业大学.2015
[10].周晨宇.火箭发动机可调喷口面积的拉瓦尔喷管设计及流场分析[D].中国民航大学.2014
论文知识图
