摘要本文根据某型号固体火箭发动机总体设计要求和限制条件，对该火箭弹超声速尾喷管型面进行设计，确定了用维托辛斯基公式设计收缩段，圆弧加直线方法设计扩张段，另加消波段的型面设计方案。并利用计算流体力学方法，模拟喷管内流场，分析计算不同入口压力条件下喷管壁面压力、马赫数、温度等分布，并绘出了相应的压力云图、马赫数云图和各参数的曲线图。本课题设计了1。5,2。0,2。5三个马赫数下的喷管型面，添加了边界层修正并且分别模拟了拉瓦尔喷管在设计状态和非设计状态下的各参数在喷管内的分布。用FLUENT计算出来的马赫数分布云图验证了本文设计喷管所采用的方案的正确性和合理性。84193

毕业论文关键词  拉瓦尔喷管    火箭弹发动机   型面设计   流场

毕业设计说明书外文摘要

Title    The Surface Design and Numerical Simulation of Rocket  Projectile’s  Exhaust Nozzle                                               

Abstract This paper studies the design of the exhaust nozzle of a certain type of rocket projectile and defines the surface design，which contains the contraction segment designed due to the Witoszynski formula，the pergent segment designed on arc and straight line method and the expansion wave eliminating segment 。 In addition, the paper simulates the flow field in the nozzle and analyzes the distribution of the pressure of the nozzle wall, the Mach number and the temperature under different inlet pressures。 What’s more, the cloud chart of the pressure, the Mach number and the curves of some parameters are also given。 The nozzles, with the boundary layer corrections, were designed under three Machs:1。5Ma,2。0Ma,2。5Ma，and the distribution of each parameter were simulated under the design state and off-design state。 The Mach number distribution cloud chart calculated by FlUENT verified the correctness and the rationality of the scheme adapted by this thesis。

Keywords    Laval Nozzle  Rocket Engine   Surface Design  Flow Field

目   次

1  引言 1

1。1  课题研究背景  1

1。2  超声速喷管设计理论的早期发展 1

1。3  超声速喷管设计的研究现状 2

1。4  超声速喷管设计所面临的问题 3

1。5  本文的工作和采取的研究手段 4

2  喷管流动的基础理论与基本概念 5

2。1  膨胀波 5

2。2  气体动力学函数 11

2。3  变截面管流 11

2。4  压强比对拉瓦尔喷管中流动的影响 14

3  拉瓦尔喷管的型面设计 17

3。1  收缩段的设计 17

3。2  扩张段的设计 17

3。3  消波段的设计 19

3。4  边界层粘性修正 21

4  数值仿真 25

4。1  几何建模 25

4。2  网格划分 25

4。3  FLUENT求解 28

5  计算结果及分析 30

结论  42

致谢  43

参考文献44

附录A  1。5Ma喷管各参数状态图 46

附录B  2。5Ma喷管各参数状态图 50

1  引言

1。1  课题研究背景

超声速喷管又叫拉瓦尔喷管，由瑞典工程师Carl G。P。 de Laval于1889年发明[15]。拉瓦尔喷管可以将亚音速气流转变为超音速气流，是火箭发动机、航空发动机、超声速风洞等设备的重要部件。如图1。1所示的拉瓦尔喷管结构图，其前半部分为收缩段，其横截面积由大到小向喉部收缩，燃烧室中气体流进喷管收缩段后，当入口总压足够大时，气流由亚音速不断加速，在喉部速度达到音速。喉部之后喷管截面积由小到大扩张，产生超声速气流并且在扩张段加速。由于拉瓦尔喷管能使气流从亚音速加速到超音速，所以又叫跨声速喷管。