型面噴管（contoured nozzle）是2005年公布的航天科學技術名詞，出自《航天科學技術名詞》第一版。
基本介紹
- 中文名：型面噴管
- 外文名：contoured nozzle
- 所屬學科：航天科學技術
- 公布時間：2005年
公布時間,出處,
型面噴管
相關詞條
- 型面噴管
型面噴管（contoured nozzle）是2005年公布的航天科學技術名詞，出自《航天科學技術名詞》第一版。公布時間2005年經全國科學技術名詞審定委員會審定發布。出處《航天科學技術名詞》第一版。1...
- 噴管
噴管是火箭發動機的一個重要部件，它是指通過改變管段內壁的幾何形狀以加速氣流的一種裝置。凡是用來使氣流降壓增速的管道都叫做噴管，火力發電常用的噴管有兩種：一種是漸縮噴管，另一種是縮放噴管，或叫拉瓦爾噴管。在火箭發動機中，通過噴管喉部面積的大小控制燃氣的流量，使燃燒室內的燃氣保持預定的壓強，確保裝藥...
- 噴管收斂段
噴管收斂段是指從噴管入口(或燃燒室出口)至喉部的部分口收斂段。將很小速度的燃氣流逐漸加速，到喉部達到聲速。結構 它的內壁面形狀一般採用圓錐形，如圖一所示。一般中、小型噴管採用直錐面形，收斂半角為一;大型噴管採用曲線形。收斂角大小對燒蝕沖刷有一定影響，收斂角過大，會造成收教段較嚴重的燒蝕，但對噴管...
- 風洞噴管
目前設計的型面是儘量使噴管出口核心區是正方形的基礎上得到的。由於二維方形噴管和三維方形噴管出口流場核心區都是方形，因此在進行試驗件截面方形的試驗件時，更有利於風洞的有效利用。圖8給出的是二維方型噴管型面方向中心線位置和1/4位置，以及側壁直板方向中心線位置 1/4位置的馬赫數分布，圖9-10上圖給出了...
- 型面最佳化
在新一代飛機發動機排氣系統的選型上，二元收擴噴管具有很大的優勢。二元收擴噴管的型面由圓轉矩過渡段和主噴管段組成，圓轉矩過渡段是不可調的，它實現了發動機加力燃燒室出口圓形截面到二元主噴管段進口矩形截面的轉變；主噴管段由兩塊平行的側板和上下兩塊收擴調節片組成，收斂調節片和擴張調節片是可調的，實現噴管...
- 錐型噴管
錐型噴管 錐型噴管（conical nozzle）是2005年公布的航天科學技術名詞。公布時間 2005年，經全國科學技術名詞審定委員會審定發布。出處 《航天科學技術名詞》第一版。
- 超聲速與高超聲速噴管設計
第6章任意型面噴管設計方法 6.1任意型面噴管設計 6.1.1現有噴管設計方法的主要問題 6.1.2 ASN方法的設計思想 6.2軸對稱ASN方法設計方案 6.3軸對稱ASN方法數值驗證 6.4 ASN方法在特種噴管設計中的套用 6.4.1非對稱/塞式噴管設計 6.4.2環形噴管設計 6.4.3超聲速S形轉彎噴管 6.4.4異形截面噴管 參考...
- 噴管收斂比
噴管收斂比是指噴管入口截面積與喉部截面積之比。收斂比主要由連線噴管的入口尺寸所決定。非潛入噴管的噴管入口尺寸主要由燃燒室內徑決定。簡介 噴管收斂比是指噴管入口截面積與喉部截面積之比。決定因素 收斂比主要由連線噴管的入口尺寸所決定。非潛入噴管的噴管入口尺寸主要由燃燒室內徑決定。潛入噴管的噴管入口尺寸一般...
- 噴管段
噴管段 噴管段指在高速風洞中緊接著收縮段並使氣流進一步加速的一段管道。在結構上，噴管段有剛性壁和柔性壁兩種形式。對於超聲速和高超聲速風洞，噴管是收縮-膨脹式的拉瓦爾噴管。
- 噴管效率
運用美國聯合陸海空軍和國家航空航天局(JANNAF)提出的二維動力學模型修改版,我們進行了火箭噴管參數計算。噴管特性設計參數與這些損失的關係也進行了研究。另外,也考慮到了噴管中激波和熱損失對噴管效率的影響。噴管能量損失的確定運用了 SSME 和 Vulcan 發動機的噴管型面,後一發動機是未來運載火箭的組成部分。火箭的...
- 單斜面膨脹噴管
單斜面膨脹噴管是一種典型的不對稱噴管，氣流膨脹過程分別發生在噴管的內部和外部。高超聲速飛行器排氣系統常常採用單斜面膨脹噴管，飛機的後機身的下表面可以作為噴管外膨脹斜面從而獲得非常高的膨脹比。此外，由於單斜面膨脹噴管的下斜板相對較短，使得其與飛行器機體高度一體化的特點體現的更充分，並且可以大大減輕推進...
- 尾噴管
可調的收斂形噴管的類型主要有:多魚鱗片式、雙魚鱗片式、移動尾錐體式和氣動調節式。廣泛採用多魚鱗片式機械調節的收斂形尾噴管，可以是雙位、多位，或無級調節的。早期的發動機曾採用移動尾錐體的可調節收斂形尾噴管。它是靠機械傳動特型面的尾錐體沿發動機軸線移動，從而改變噴口面積。這種尾噴管構造複雜、重量大...
- 噴管膨脹比
指噴管出口面積，是喉部面積，擴張比作為主要設計參數會影響發動機膨脹。膨脹比是指 ，即噴管出口截面氣流總壓與周圍大氣靜壓的比值。對於完全膨脹的燃氣，在沒有激波和其他波系干擾的情況下，一個擴張比對應一個最佳膨脹比，這也表征了一個具有固定幾何型面的發動機具有一個最佳設計高度，此高度下，達到了完全膨脹狀態...
- 漸縮噴管
漸縮噴管是指當流速小於聲速，即馬赫數Ma 簡介 噴管是利用氣體壓降使氣流加速的管道。噴管的長度較短而氣流的速度較高，故氣流經過噴管所需的時間很短，氣體和管壁的熱交換可以忽略不計。因此，噴管中氣體的流動可作為絕熱流動過程進行分析。按照連續性方程，管道截面積的變化率為：對於噴管中氣體的定熵流動，可得截...
- 軸對稱塞式尾噴管
可調的收斂形噴管的類型主要有:多魚鱗片式、雙魚鱗片式、移動尾錐體式和氣動調節式。廣泛採用多魚鱗片式機械調節的收斂形軸對稱塞式尾噴管，可以是雙位、多位，或無級調節的。早期的發動機曾採用移動尾錐體的可調節收劍形軸對稱塞式尾噴管。它是靠機械傳動特型面的尾錐體沿發動機軸線移動，從而改變噴口面積。這種...
- 噴管[面積]擴張比
噴管[面積]擴張比 噴管[面積]擴張比（nozzle area expansion ratio）是2005年公布的航天科學技術名詞。公布時間 2005年經全國科學技術名詞審定委員會審定發布。出處 《航天科學技術名詞》第一版。
- 反向噴管
反向噴管 反向噴管（reversal nozzle）是2005年公布的航天科學技術名詞。公布時間 2005年，經全國科學技術名詞審定委員會審定發布。出處 《航天科學技術名詞》第一版。
- 二元尾噴管
較典型二元尾噴管方案有：(1 ) 簡單收斂 擴張型二元尾噴管；(2 ) 帶 中 心體 的 收 斂 擴 張 型 二 元 尾噴管；;(3 ) 單邊斜板膨脹式收斂 擴張型二元尾噴管；(4 ) 具有反推力和推力換向能力的收斂擴張型二元尾噴管。矢量尾噴 飛機的矢量發動機說通俗點就是噴口可以向不同方向轉動以產生不同方向的加...
- 高超聲速脈衝風洞
風洞驅動段內徑為 150mm，長度為 9. 67m; 被驅動段內徑為 155mm，長度17.1m; 型面噴管出口直徑為 800mm; 試驗段直徑為 2m． 試驗採用激波風洞運行方式，試驗採用高超聲速動態試驗標準尖錐模型，其幾何形狀為底部直徑 20mm，半錐角 10°的尖錐． 模型由硬質聚氨酯泡沫塑膠輕質外殼和高密度鎢鈰合金配重構成，...
- 風洞效應
錐形噴管加工容易,但產生錐型流場,所以後來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大於 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表征。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14,每米雷諾數的量級為3×106。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾數，...
- 風洞
錐形噴管加工容易，但產生錐型流場，所以後來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大於 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表征。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14,每米雷諾數的量級為3×10⁶。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾...
- 氣動熱試驗
風洞是由內徑為150mm,高壓段、低壓段長度分別為9m和18m的激波管和相應的噴管、試驗段、真空箱組成。其型面噴管出口直徑為1.2m。風洞試驗氣體為氮氣,採用氫氣或氫氣和氮氣混合氣體驅動,驅動壓力目前可高達80MPa,總壓達70MPa,總溫達4000K。試驗所用的測試儀器主要是190個通道放大器和數據採集、處理系統。數據採集、...
- 脈衝風洞
一種2m脈衝風洞的基本結構及相關尺寸如圖8 所示。風洞實體全長約80m，高壓段長22m，低壓段長38m，等截面內徑600mm，設計壓力30MPa，型面噴管出口直徑2m和2.5m，可調馬赫數 4、5、6、7、8、9。（1）高低壓段 高壓段長約22m，由三根長度為7.6m的鋼管加工組裝成，鋼管之間採用卡箍式的連線方式，外徑、內徑分別...
- 回流式風洞
噴管的構造型式有多種，例如:兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連線的固定噴管;由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連線而成的固塊噴管;由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調節的柔壁噴管(圖3)。實驗段下游的超聲速擴壓器由收縮段、第二喉道和...
- 航空風洞
只要噴管前後壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度只取決於實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。通常採用由兩個平面側壁和兩個型面組成的二維噴管。噴管的構造型式有多種,例如:兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連線的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體...
- 排氣裝置
噴管 噴管的類型很多，按其流道型面可分為收斂型、收斂一擴散型；按其流道橫截面形狀可分為軸對稱型和非軸對稱型；按其面積調節方式可分為固定式和可調式；按推力方向可分為常規推力型、推力轉向型、反推力型和推力矢量型等。下面簡單介紹幾種常見的噴管類型。1、收斂噴管 收斂噴管的流道面積沿流向逐漸縮小，噴管...
- 跨超音速風洞
按不同的要求，噴管可以採用適用於任一馬赫數範圍的柔性噴管，或者採用一個噴管只對應於某一馬赫數的幾個固塊噴管。拉瓦爾噴管的構造形式有多種，例如，兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件並直接與洞體連線的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連線而成的固塊噴管；...
- 高超聲速推進實驗裝置
該實驗裝置由氣源、加熱器、設備噴管、實驗艙、引射器、消音塔和控制台組成。採用燒氫補氧加熱方式提供實驗氣體總溫，即使空氣與氫氣在加熱器內部燃燒，再加入適當氧氣以補償空氣中消耗掉的氧氣，使燃燒加熱後的氣體含有與空氣相同含量的氧氣成分。設備噴管為二維結構的特徵線法型面設計。實驗艙是直徑2m、長3m的圓筒...
- 瀋陽航天新光集團有限公司
在夾具套用方面，涉及範圍較廣，包括車床夾具、銑床夾具、鑽具、電解夾具、鏜床夾具、電脈衝、線切割夾具等，典型夾具套用技術有噴管、中段內外壁的銑槽夾具、渦輪泵高溫鑄造合金殼體噴嘴斜孔鏜床夾具等。夾具套用技術既保證了零件空間尺寸及加工精度，使零件一致性較好，同時避免了重複裝夾找正工作、提高了零件的加工效率...
- 超聲速氣流中分子弛豫過程的主/被動控制方法研究
被動控制方法方面：首次將一種可以局部調節噴管型面的新型噴管設計思想——任意長度噴管（ALN）設計思想運用於氣動二氧化碳雷射器噴管設計，建立同時滿足氣動和弛豫要求的型面設計方法。研究了篩形噴管和基於“主噴管喉部噴射副氣流”噴管構型的弛豫過程控制效果。主動控制方法方面：首次將基於周期性溫度激勵的主動控制技術...
