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喷口

Jet nozzles

T ype DUK

T 1.2/2/EN/2

TROX GmbH

T elephone +49/2845/202-0T elefax +49/2845/202-2Heinrich-Trox-Platz

e-mail trox@trox.de D-47504 Neukirchen-Vluyn https://www.wendangku.net/doc/a014070353.html,

Contents · Description Description2 Preliminary Selection3 Construction·Dimensions4 Material · Installation5 Installation · Assembly6 Normenclature7 Selection Method8 Aerodynamic Data9 Acoustic Data11 Order Details12

Jet nozzles are used for preference where the supply air from the diffuser has to travel a large distance to the occupied zone.

This is the case in large rooms (halls, assembly rooms etc.), particularly when the distribution of air via ceiling diffusers is not possible or not practical. Here jet diffusers are arranged in

the side wall areas. When the temperature difference between the supply air and the room air changes, the supply air stream is deflected upwards (warm air) or downwards (cold air).

The direction of the supply air flow is also affected by other influences such as local convection effects or draughts within the room.

The direction of the air stream from the type DUK-V jet nozzle can be easily adjusted manually to suit particular on site conditions.Also the pivoting movement can be motorised within the range of ±30°.

The electric actuators for this can be externally or internally mounted.

The well-designed, aerodynamically efficient shape of Trox jet nozzles results in low noise characteristics. For this reason, and because of the sophisticated design, they can be used in critical areas such as concert halls, theatres, museums etc.

The wide range of designs available, the flexibility in adapting to local conditions and compliance with low noise requirements mean that Trox jet nozzles can be used in almost any air

conditioning system.cold air

warm air

Preliminary Selection

The table below gives a guide for selecting the size of jet nozzles.

The values shown are determined for an isothermal, single free horizontal air stream. According to our extensive experience, air velocities of 0.25 m/s for example, with a throw of 30 m, are only possible in theory as many room parameters must be taken into account with such throw distances.

If the supply air temperature difference changes, the air stream deflection in diagram 2 (page 9) must be taken into account.The noise levels apply to types DUK-F and DUK-V.

For other design variants, corrections must be made.

In the table below no data is given for effective discharge velocities below 2 m/s nor are values given above a sound power level rating of 55 dB(A). If the values required lie outside the limits of this table the procedures on page 8 should be followed. On our web site www.trox.de we offer an electronic selection programme.

Construction · Dimensions

Jet nozzles type DUK are suitable for almost all situations because of the wide range of variants available.

Fixed construction type DUK-F consists of a nozzle with fixing holes.

Adjustable construction type DUK-V consists of a spherical discharge nozzle mounted in a housing and is complete with a front mounting flange and circular spigot for direct connection to a circular duct. The nozzle can be adjusted manually up to max. 30°in any direction.

The adjustment can also be made with an electric actuator.With an actuator the nozzle can only be rotated in one plane up to 30°upwards (cooling) up to 30°downwards (heating). A rear duct connection element with a peripheral flange and optional spigot or a saddle connector with flange are available as options for fixing to the side of rectangular or circular ducts.

L 2?D 4

?D 5

?D 3

DUK-F

DUK-V

Counterpunched hole for raised countersunk self-tapping

screws 4.2 x 16, DIN 7973

* For constructions with actuators, L 3= 365 mm irrespective of size.

Example of duct or flexible duct connection

Suspension by others

Materials · Installation

Materials

The discharge nozzle and face cover ring are in aluminium (natural finish).

The mounting for the eyeball is with two plastic rings colour white RAL 9010. Temperature resistant up to max. 50°C.The duct connection element and saddle connection are in galvanised sheet steel.

The surface can be painted if required, powder coated in white (RAL 9010) or other RAL colours.

Installation

Trox jet nozzles are suitable for mounting on rectangular or circular ducts.

With both types of connection, there is a circular undrilled flange which can be used for either screw or rivet fixing, by others.A sealing strip should preferably be fitted first.

A spigot is provided for direct connection to spiral or flexible circular ducts.

The spigot diameter accepts standard circular duct sizes (see table page 4).

Sheet metal flange

A fixed nozzle type DUK-F can be mounted on a stub duct or directly on the duct side.

An adjustable jet nozzle type DUK-V can be inserted into an existing connecting spigot up to a depth of dimension X and then screw fixed to the spigot, alternatively it can be screw fixed to the wall. T o hide the screws, a cover ring with a bayonet twist fixing can be fitted.

Fixed nozzle (DUK-F)mounted on a stub duct

Fixed nozzle (DUK-F)

Adjustable nozzle (DUK-V)mounted on the side of a duct mounted on wall

Installation · Assembly

Counterpunched hole for raised countersunk self-tapping screws 4.2 x 16, DIN 7973

Fixed by others

S i z e

Size

D 2

Adjustable nozzle (DUK-V)mounted on a stub duct

Nomenclature

A in m:Horizontal distance from nozzles to the

airstream collision point

B in m:Spacing distance between two nozzles in a row H in m:Nozzle installation height above occupied zone H 1in m:Height of collision point of two air streams above

occupied zone

H 2in m:Height of collision point of two air streams above

mounting position of nozzles, for isothermal conditions L in m:Length of air stream for isothermal conditions

L max.in m:Max. penetration depth of warm air stream directed

vertically downwards

?K in °:Discharge angle for cold air ?W in °:Discharge angle for warm air

i :Air induction ratio at distance L V ·in l/s:Volume flow rate V ·in m 3/h:Volume flow rate

y in m:Air stream deflection due to temperature difference

from isothermal conditions

v eff

in m/s:Effective air discharge velocity at nozzle

v K in m/s:Air velocity in duct

v -L in m/s:Mean air stream velocity

v -H1

in m/s:Time average air velocity entering

occupied zone

?t Z in K:T emperature difference between supply air and

room air

?t L in K:T emperature difference between core and room air

at distance L

?t H1in K:T emperature difference between core,

when entering occupied zone, and room air

?p t in Pa:T otal pressure drop

L WA in dB(A):A-weighted sound power level L W NC :Noise criteria rating of sound power level spectrum

L W NR :L W NR = L W NC + 1.5L pA , L pNC

:A-weighting or NC-rating respectively of room sound pressure level

L pA ?L WA – 8 dB L pNC ?L W NC – 8 dB

Cold Air Supply

Isothermal Air Supply

Warm Air Supply

Occupied zone

1.70 m

Selection Method

Example

Data given:

2 nozzles are to be fitted at a spacing of 20 m (A = 10 m) and at a height of H = 5 m above the occupied zone, discharging towards each other.

The hall is very high, so free jet streams can be assumed.

For cooling, for each nozzle V·K= 150 l/s with

?t K=–8K and for heating, V·W= 150 l/s with

?t W= +4K.

A motorised swivel movement is required for the nozzles. For the heating phase, an air speed of ?L= 1.0 m/s is assumed. Solution:

Procedure see below.

T aking into account the acoustics, a jet nozzle type DUK-V size 200 is selected.

Result:

Jet nozzles DUK-V, size 200, must be installed horizontally with the motorised movement set such that a swivel angle of 30°upwards occurs with cold air and 25°downwards for warm air.Cold air??K= 30°

?L ==11.5 m

?H2= tan ?K· A = 5.8 m

?from diagram 1: ?L= 1.2 m/s

?from diagram 2:y= 0.72 m

?H1= H + H2– y = 5 + 5.8 – 0.72 = 10.1 m

?from diagram 3: ?H1 0.07 m/s

Warm air?Given: ?L= 1.0 m/s

?from diagram 1: L = 13 m

?from diagram 2:y = 0.51 m

??W= sin-1((H + y) / L) = 25

from diagram 8 (with axial connection):

at V·= 150 l/s L WA= 44 + 3*= 47 dB(A)

L WNC= 37 + 3*= 40 NC

?p t= 160 Pa

from diagram 9 (with branch connection):

at 150 l/s L WA≈45 to 50 dB(A) + 2= *47–52 dB(A) and ?K= 6 m/s L WNC≈41 to 46 NC

?p t= 130 Pa x 1.2* ≈16 Pa

*Corrections from table page 11

cos ?K

Aerodynamic Data

· ?m 3/h ?=V

· ?l/s ?x 3.6Air Stream Deflection

V · ?m 3/h ?=V · ?l/s ?x 3.6

?t z is + for warm air

and – for cold air.

Air stream deflection y is upwards for warm air and downwards for cold air.

S i z e

Volume flow ?in l/s

A i r s t r e a m d e f l e c t i o n y i n m

V o l u m e f l o w ?i n l /s

Distance L in m

Size

Aerodynamic Data

eff =

1000 · A ?m/s ?v eff =

3600 · A ?m/s ?

· V

· discharging vertically downwards

T emperature Quotient

Effective Discharge Velocity 5

Induction

L max is the maximum penetration depth to which a

warm air stream can penetrate vertically downwards as a function of temperature difference.

· ?m 3/h ?=V

· ?l/s ?x 3.6H 1i n m

?H1in m/s

T e m p e r a t u r e Q u o t i e n t ?t L /?t Z o r ?t H 1/?t Z

Distance L or (L+H 1) in m

I n d u c t i o n i

Distance

S i z e M a x . p e n e t r a t i o n d e p t h L m a x i n m

Volume flow ?in l/s

Effective Area

Size

A eff in m 2

DUK-F DUK-V

1000.001740.00191250.002770.00311600.004690.00502000.008130.0085250

0.012890.01353150.021100.0225400

0.03683

0.0385

Aerodynamic Data

Sound Power and Pressure Drop for axial installation DUK-V

The diagrams below apply to the installations shown:Jet nozzles attached to circular duct (axial installation)T ype DUK-F-...

L WA =diagram value – 3 dB(A)?p t =diagram value x 0.9 Pa

T ype DUK-V-...

Jet nozzles attached to the side of a common duct (branch installation)T ype DUK-F-...

T ype DUK-V-...

(see page 4!)

L W NC =L WA – 6dB

P r e s s u r e d r o p ?p i n P a

D u c t T o t a l P r e s s u r e ?p t i n P a

Volume flow ?in l/s

P r e s s u r e d r o p ?p i n P a

Size

S i z e

Correction to Diagram 9

Correction to Diagram 8, for swivel angle ?= ?Size

Swivel angle 0°30°

DUK-F / DUK-V DUK-V L WA /L WNC L WA /L WNC

100– 6– 4125– 4– 2160

– 20200022502431546400

Size 100125160200250315L WA /L WNC

+ 3

+ 5

+ 3

+ 2

D e s i g n c h a n g e s r e s e r v e d · A l l r i g h t s r e s e r v e d ? T R O X G m b H (12/2006)

Order Details

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析邱朝（飞行器动力工程西安航空学院阎良10021）摘要：随着航空科技的不断发展和未来战场的需求，对于飞机的各种性能也要求的越来越高，本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析，通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法，从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。 Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development. 前言：飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征，来提高其突防和生存能力的一种技术。美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比，速度提高两倍，载弹量增加5000，但其雷达反射面积仅为其100，不到1平方米。而随后研制的B-2轰炸机，其探测特性只有百万分之一的数量级，在雷达光屏上的反映，只相当于一个飞行中的蜂鸟，因而具有很强的突防、作战和生存能力。发展发动机隐身技术是实现飞机隐身的重要一环，其内容函盖减小发动机可观察部件的探测反射特征、降噪和红外抑制技术，而对于尾喷管的改造则能很大程度上改善整体发动机的隐身性能。 1尾喷管的作用和类型在涡轮风扇发动机上，喷管的主要作用是使发动机排出的燃气继续膨胀，

多功能厅岛型舞台采用喷口送风空调方式的数值分析

第25卷　第2期空气动力学学报V ol.25,N o.2 2007年06月ACTA AER ODYNAMICA SINICA Jun.,2007　文章编号:025821825(2007)022******* 多功能厅岛型舞台采用喷口送风空调方式的数值分析赵相相1,周孝清2,张　燕3 (1.广州市建筑科学研究院,广东广州　510440;2.广州大学建筑环境与设备工程研究所,广东广州　510405; 3.广州瀚华建筑设计有限公司,广东广州　510440) 摘　要:利用CFD技术,以某多功能厅为例,对该多功能厅岛型舞台空调采用喷口送风的三种气流组织方式下的温度场和速度场进行了数值模拟,从舒适节能的角度对三种气流气流组织方式进行了分析比较。结果表明,喷口对喷的送风方式具有流场对称的特点,但喷口射程偏小容易在中间区域形成涡流高温区,影响人员的舒适性。受灯光渡桥影响,屋顶回风的方式回风温度偏高,不利于空调系统节能。最后得出,喷口送风,灯光渡桥局部排风、下回风为针对此类建筑的最佳气流组织方式,从而可以为以后此类建筑的空调设计提供参考。关键词:CFD;气流组织;喷口送风;节能;局部排风中图分类号:V211.3 文献标识码:A Ξ 0　引　言本文选取某大剧院多功能厅作为工程实例,该多功能厅共分三层,其中地下一层为机坑,天桥层设有两架灯光渡桥,可以在天桥任一位置运行,17.5m标高处为栅顶层。该多功能厅面积大约在400m2左右,共有六种不同的功能,分别为:大厅、会议厅、伸出式舞台、尽端式舞台、T型舞台和岛型舞台。本文选取了其中的岛型舞台功能进行了分析研究。结合本工程的实际特点,由于两架灯光渡桥使用功能方面的限制,普通的吊顶下送风的空调方式行不通。并且两架可移动的灯光渡桥的热负荷较大,每架的安装功率为400kW,人员活动区(即工作区)主要集中在房间下部区域,因此模拟时采用了喷口侧送风与下送风相结合的空调方式。本文结合实际工程需要,模拟了三种不同的夏季室内空调气流组织方案,计算出了初始设计方案工况下的室内温度场和速度场,针对其存在的问题在初始设计方案基础上提出了改进方案,并对改进方案重新进行了模拟,从而得出了适合于该类工程的最佳送风方式,为该类工程的空调设计提供了参考依据。 1　模型简化根据岛型舞台功能的建筑图纸,建立了如下数值模拟的物理模型: (1)岛型舞台共有座位400个,人员负荷取108W/人(静坐状态),群集系数为0.89[1]。模型中将人员负荷简化为厚度为1.2m的热空气层,其发热量与人体散热相同,空气层厚度代表人员活动区,这里取人员静坐时高度按1.2m计算,这种简化方法得到了上海PH OE NICS仿真公司的验证和认可。 (2)考虑到演出时观众区不需要照明,因此模拟时没有考虑日常照明负荷。 (3)岛型舞台的照明负荷主要有两架灯光渡桥来承担,并且实际过程中舞台灯光最高负荷的延续时间不长,因此需要考虑同时使用系数,在这里取016[2] 。图1　岛型舞台物理模型 Fig.1　The physical m odel of insular stage 2　研究方法 2.1　基本控制方程 Ξ收稿日期:2006201217;　修订日期:2006204208. 基金项目:建设部科技攻关计划资助项目(编号03222127). 作者简介:赵相相(19812),男,硕士,主要从事空调、通风及建筑火灾方面的研究工作.

送风距离计算

第10章室内气流分布 10.1 对室内气流分布的要求与评价 10.1.1 概述空气分布又称为气流组织。室内气流组织设计的任务就是合理的组织室内空气的流动与分布，使室内工作区空气的温度、湿度、速度和洁净度能更好的满足工艺要求及人们舒适感的要求。空调房间内的气流分布与送风口的型式、数量和位置，回风口的位置，送风参数，风口尺寸，空间的几何尺寸及污染源的位置和性质有关。下面介绍对气流分布的主要要求和常用评价指标。 10.1.2 对温度梯度的要求在空调或通风房间内，送入与房间温度不同的空气，以及房间内有热源存在，在垂直方向通常有温度差异，即存在温度梯度。在舒适的范围内，按照ISO7730标准，在工作区内的地面上方1.1m 和0.1m 之间的温差不应大于3℃(这实质上考虑了坐着工作情况)；美国ASHRAE55-92标准建议1．8m 和0．1m 之间的温差不大于3℃(这是考虑人站立工作情况)。 10.1.3 工作区的风速工作区的风速也是影响热舒适的一个重要因素。在温度较高的场所通常可以用提高风速来改善热舒适环境。但大风速通常令人厌烦。试验表明，风速<0.5m/s 时，人没有太明显的感觉。我国规范规定：舒适性空调冬季室内风速≯0.2m/s ，夏季≯0.3m/s 。工艺性空调冬季室内风速≯0.3m/s ，夏季宜采用0.2-0.5m/s 。 10.1.4 吹风感和气流分布性能指标吹风感是由于空气温度和风速(房间的湿度和辐射温度假定不变)引起人体的局部地方有冷感，从而导致不舒适的感觉。 1．有效吹风温度EDT 美国ASHRAE 用有效吹风温度EDT(Effective Draft Temperature)来判断是否有吹风感，定义为 )15.0(8.7)(EDT ---=x m x t t ν (10-1) 式中 t x ,t m --室内某地点的温度和室内平均温度，℃； v x --室内某地点的风速，m/s 。对于办公室，当EDT=-1.7~l ℃，v x ＜0.35m/s 时，大多数人感觉是舒适的，小于下限值时有冷吹风感。 EDT 用于判断工作区任何一点是否有吹风感。 2．气流分布性能指标ADPI 气流分布性能指标ADPI （Air Diffusion Perfomance Index ），定义为工作区内各点满足EDT 和风速要求的点占总点数的百分比。对整个工作区的气流分布的评价用ADPI 来判断。

喷口送风计算

喷口送风的计算过程（1）根据房间的显冷负荷和送风温差，根据公式1计算总送风量 1.21.01x x S S S Q Q L c t t ρ= = ?? ?? (1) （2）假设喷口直径d s 、喷口倾角β、喷口安装高度h ，计算相对落差y/d s 和相对射程x/d s ，如图：图5.1 喷口送风（3）根据要求达到的气流射程x 和垂直落差y ，按下列公式计算阿基米德数A r ： ① 当β=0且送冷风时： 2 /(/)(0.510.35) S r S S y d A ax x d d = + (2) ② 当β角向下且送冷风时： 2 tan ( )(0.51 0.35) cos cos S S r S S y x d d A x ax d d ββ β - = + (3) ③ 当β角向下且送热风时： 2 t a n ()(0.510.35) c o s c o s S S r S S x y d d A x ax d d β ββ-= + (4) 式中a ------ 喷口的紊流系数，对于带收缩口的圆喷口，a =0.07；对于圆柱形喷口，a =0.08；（4）按公式5计算喷口送风风速：

s v = (5) （5）按公式6和7计算射流末端轴心速度： 0.480.145 x s S v v ax d =+ (6) 12 p x v v = (7) 工作区的气流平均风速p v 一般为0.2m/s 左右，送风风速s v 不应大于10m/s ，否则应重新计算，增大d s 或减小β，可相应降低p v 和s v 值；（6）计算喷口个数： S d L n L = (8) 式中，d L 为单个风口送风量，即 2 4 s s d v π ，计算出n 的值应取其整数，在算出实际的s v ，其值应接近由公式5.9算出的值，否则应重新计算；计算结果如下表：喷口送风计算表

航天发动机尾喷管材料的简介

航天发动机尾喷管材料的简介 ————高温合金摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。一、零件的材料火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。二、高温合金的分类、性能等 760℃高温材料变形高温合金变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。

风量风速计算方法

一、室内风管风速选择表 1、低速风管系统的推荐和最大的流速m/s 2、低速风管系统的最大允许速m/s 二、室内风口风速选择表 1、送风口风速 2、以噪音标准控制的允许送风流速m/s

3、推荐的送风口流速m/s 4、送风口之最大允许流速m/s 5、回风口风速 6、回风格栅的推荐流速m/s 7、百叶窗的推荐流速m/s 8、逗留区流速与人体感觉的关系三、通风系统设计

一般原则：（1）人不经常停留的地方；（2）房间的边和角；（3）有利于气流的组织 2、标准型号风盘所接散流器的尺寸表-办公室风机盘管接风管的风速：通常为1.5～2.0 m/s，不能大于2.5 m/s，否则会将冷凝水带出来. 3、散流器布置散流器平送时，宜按对称布置或者梅花形布置，散流器中心与侧墙的距离不宜小于1000mm；圆形或方形散流器布置时，其相应送风范围（面积）的长宽不宜大于1:1.5，送风水平射程与垂直射程（）平顶至工作区上边界的距离）的比值，宜保持在0.5～1.5之间.实际上这要看装饰要求而定，如250×250的散流器，间距一般在3.5米左右，320×320米在4.2米左右. 四、风管、风口分类 1、风管分类 1)按风管材料 A、镀锌钢板风管：常用在空调送、回风管道(优点：使用寿命较长，摩擦阻力小，制作快速方便，可工厂预制也可现场临时制作；缺点：受加工设备限制，厚度不宜超过1.2mm) B、普通钢板风管：常用在厨房炉具排油烟以及防油烟风道上(要求2mm上只能采用普通钢板焊接而成，对焊接技术有一定要求) C、无机玻璃钢风管：常用于消防防排烟系统(优点：具有耐腐蚀、使用寿命长，强度较高的优点，造价与钢板风管基本相同；缺点：质量不稳定，某些厂商生产的材料质量比较差，强度和耐火性达不到要求，现场维修较困难) D、硅酸盐板风管：常用排烟管道(优点与无机玻璃钢板相类似，显著特点是防火性能较好；缺点：综合造价较高) E、复合保温板风管：常用有：上海万博(铝箔聚氨酯)、湖南中野(酚醛树脂)、北京百夏(BBS)、铝箔玻璃绵保温风管等 F、软风管：常用有铝箔型软管、铝制波纹型半软管、波纤管(在工程上具有施工简单、灵活方便等特点，但其风管阻力比较大，且对施工管理要求比较高) G、其他风管：土建、砖茄、布风管等 2)按风管作用分：送风、回风、排风、新风管等 3)按风管内风速分：低速、高速风 2、风口分类： 1)按风口材料分：铝合金风口、铸钢风口、塑料风口、木制风口等 2)按风口形状及功能分： A、百叶风口：门铰式百叶风口、单层百叶、双层百叶、防雨百叶等

航空发动机尾喷管

航空发动机尾喷管中文名称：尾喷管英文名称：nozzle 相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计分类：发动机；尾喷管；定义与概念：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。国外概况：为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外

鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70 年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F 100 加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。为实现垂直起落动力装置,从50 年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用转向喷管的"飞马"发动机于1968 年装在"鹞"式飞机上投入使用。从70 年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力，用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。在70 年代进行的研究工作的基础上，美国在80 年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。首先，通用电气公司和普2 惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110 和F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管AVEN 和P/ YBBN 并进行了试验。试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转± 20°，偏转角速度达到60° -120°/s。在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80 年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落 /机动性技术验证机(STOL/MTD) 、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV) 、X-31 增强战斗机机动性验证机 (EFMD )、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV) 和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。俄罗斯从1980 年开始研究推力矢量技术。1985 年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27 上进行了飞行试验。经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。从90 年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119 发动机的工程研制，并于1997 年9 月装在F-22原型机上进行了首飞。F-22将于2004年左右具备初步作战能力。由于原来试验的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。因此，取消了反推力能力。

超燃冲压发动机原理与技术分析

本科毕业论文(设计) 题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭 2014年 5 月28 日

超燃冲压发动机原理与技术分析 The Principle and Technical Analysis of Scramjet Engine

摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析

Abstract: Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and uses Key words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys

超燃冲压发动机技术

推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师 ———超燃冲压发动机技术——— 刘小勇摘　要　超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。主题词　冲压发动机超声速燃烧超燃冲压发动机高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)。1　超燃冲压发动机的应用背景超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速

超燃冲压发动机原理及设计方法研究

高超音速空气动力学课程论文超燃冲压发动机原理及设计方法研究姓名：郭照阳班级：航91 学号：2009011588 清华大学航天航空学院二〇一一年十二月

Hypersonic Aerodynamics Course Paper Research on Principle and Design of Integrated Scramjet Name: GuoZhaoyang Class: SA 91 Student ID: 2009011588 School of Aerospace, Tsinghua University Deceber 2011

目录摘要 (4) 第一章概述及原理 (5) 1.1 研究背景与意义 (5) 1.2 国内外相关研究概况 (6) 1.2.1 美国的超燃研究 (6) 1.2.2 俄罗斯的超燃研究 (7) 1.2.3 国外其他国家的超燃研究 (8) 1.2.4 我国的超燃研究 (9) 1.3 技术发展展望 (10) 第二章一体化设计 (10) 2.1 机体构型选择 (10) 2.2 进气道设计与性能研究 (10) 2.3 隔离段设计与性能研究 (11) 2.4 燃烧室设计与性能研究 (12) 2.5 尾喷管设计与性能研究 (13) 2.6 系统优化研究 (13) 2.6.1 发动机各部件优化 (13) 2.6.2 发动机一体化优化研究 (13) 2.7 一体化设计的意义 (14) 参考文献................................................................................ 致谢及声明…………………………………………………………………...

暖通规范中关于各类常见风管风速、风口风速、水管流速的规定

暖通规范中关于各类常见风速的规定一、各类风口风速规定 1、采暖风口 1.1、采用热风采暖系统时,应遵守下列规定: 送风口的送风速度V（m/s），应根据送风口的高度、型式及布置经过计算确定，当送风口位于房间上部时，送风速度宜取：V= 5~15m/s；当送风口位于离地不高处时，送风速度宜取：V =0.3m/s~0.7m/s；回风口的回风速度，宜取：V=0.3m/s。来源：《全国民用建筑工程设计技术措施/暖通空调·动力》（2009年版）2.8.7 1.2、热风幕的送风速度：公共建筑的外门，风速不宜大于6 m/s，高大外门不应大于25m/s。来源：《全国民用建筑工程设计技术措施/暖通空调·动力》（2009年版）2.8.15 2、送排回风口 2.1、进风、排风口风速（m/s）注：风口风速应按实际有效面积计算，一般百叶风口的遮挡率取50%。来源：《全国民用建筑工程设计技术措施/暖通空调·动力》（2009年版）4.1.4.8 2.2、自然通风系统的进排风口风速宜按下表采用：来源GB50736-2012《民用建筑供暖通风与空气调节设计规范》6.6.4 2.3、机械通风的进排风口风速宜按下表采用：来源：GB50736-2012《民用建筑供暖通风与空气调节设计规范》6.6.5 2.4、厨房排风系统的风管风速不宜小于8m/s，且不宜大于10m/s；排风罩接风管的喉部风速应取4~5m/s。来源：《全国民用建筑工程设计技术措施/暖通空调·动力》（2009年版）4.2.10 2.5、侧送和散流器平送的出口风速采用2m/s~5m/s。孔板下送风的出口风速，从理论上讲可以采用较高的数值。因为在一定条件下，出口风速较高时，要求稳压层内的静压也较高，这会使送风较均匀;同时，由于送风速度衰减快，对人员活动区的风速影响较小。但当稳压层内的静压过高时，会使漏风量增加，并产生一定的噪声。一般采用3m/s"'_'5m/s 为宜。条缝形风口气流轴心速度衰减较快，对舒适性空调，其出口风速宜为2m/s~4m/s 。喷口送风的出口风速是根据射流未端到达人员活动区的轴心风速与平均风速经计算确定。喷口侧向送风的风速宜取4m/s~10m/s 。

超燃冲压发动机尾喷管设计

超燃冲压发动机尾喷管设计特征线法是流体力学中一个非常经典的方法，它的物理概念和数值处理方法都非常清晰，长期以来一直在流体力学研究领域受到重视，它在传统喷管设计上的应用已经非常成熟。本节采用特征线法，并参考G.V.R.Rao提出的最大推力喷管设计方法，对超燃冲压发动机尾喷管进行了设计，对设计过程中出现的问题进行了深入的分析。 1 喷管设计方法本文在进行喷管设计时，用到最大推力喷管设计方法。所谓最大推力喷管设计方法，就是在以下两个约束条件下：⑴喷管长度一定，⑵通过喷管的质量流量一定，所设计的喷管能产生最大的推力。这种方法由G.V.R.Rao[51]提出，在轴对称火箭发动机喷管设计中被广泛采用，文献[52]把这种方法的应用推广到了二维非对称喷管，本文就采用这种方法，来设计超燃冲压发动机尾喷管的上壁面。图2-1最大推力喷管设计方法示意图图2-1为最大推力喷管设计方法示意图，用该方法进行喷管设计时，需要先TBB T T）流场参数，本文通过特征线方法求解二维超声速流场来计算核心区（'' 获得核心区参数。而为了使用特征线方法，必须根据喉道区域的流场情况建立一TT），从而可以由该初值线开始计算下游的流场。所以接下来，依次条初值线（'

介绍初值线计算和核心区流场计算。 1.1 初值线生成计算初值线常用的方法是索尔[53]（Sauer）分析法，该方法基于小扰动理论，比较简单，但是精确度不够,只有在下游曲率半径(图2-1圆弧TKB半径)与喷管进口高度之比大于2.0的时候可用。计算初值线的方法还有霍尔[54]（Hall）方法和克列格尔[55]（Kliegel）方法。霍尔方法是基于对速度分量用幂级数展开，幂级数是展开参数R的负幂次，该方法只限于R>1.0时适用，R<1.0时,幂级数是发散的。克列格尔方法是霍尔方法的修正，把霍尔方法的展开参数R代之以（R+1.0），这样，幂级数在R<1.0时也收敛。克列格尔方法通用性好，精度高，本文就选用该方法来计算初值线，参考文献[54]、[55]给出了使用该方法进行初值线计算的详细过程，表2-1给出了本文使用该方法进行初值线计算的结果。表2-1 初值线计算的结果 1.2 核心区流场计算特征线是一个数学名词，当要求解的偏微分方程为双曲型时，就有特征线存在，沿着特征线，可以将比较困难的偏微分方程求解问题转化为简单的常微分方

请教侧送风的风速与送风距离的关系

问题：最近遇到一个问题：就是侧送风的风口速度是多少才能送到十米外的地方!我一直找不到这方面的资料,麻烦大家帮帮我了! 网友lincy回答：一般在３米／s左右应该可以达到１０米网友guangli回答：lincy已经给出了个经验值了。射流的公式其实在很多设计手册上不是都有吗，照着上面的算应该没问题吧，那虽然是说圆形风口，但矩形风口只要修正应该也就可以了！！！网友lincy回答：guangli说的对，射流的公式可以精确计算，我们用的是经验值估算，小空间和短距离没有问题，大空间和３０米以上的距离一定要计算确定。网友guangli回答：在简明空调设计手册上有说到先计算Ar=gd0（T0-Tn）/（u0*u0*Tn）<0，因此射流可以以等温射流计算，所用到的公式是：ux/u0=[m1*F0（1/2次方）]/x，m1可在书上查到，我的是用百叶风口侧送风，风口的速度为3.7m/s，送风距离在15m处的速度还达到了0.9几米每秒，我不知道是不是错了，怎么和lincy大师说的相差甚远，在66米处的速度才是0.25m/s，但这是单股射流，再继续看书，书上说到，同高度的平行射流会比单股射流的距离来得更远，那么也就是说，我单股射流能送到15m处的风速应该比0.9m/s还要大，可以送得更远的地方。若是去查看空调设计手册，太复杂了，搞了一天，什么结果也没有。切记风口的送风速度不能太高，再去核算一下风口出风速度所带来的噪声问题，如果噪音要求高的，出口的风速不能太高，切记！！！网友镀锌管回答：经验值应该是：对一般的侧送风口，送风风速在3-6m/s可以保证10m-15m 的送风半径。如果是采用喷口送风，可跟据《空气调节》一书上的公式来计算。网友如心回答：气流能否达到10米外的地方固然跟出口风速有关，但应该考虑整个房间的气流组织，若气流组织合理，即使气流达不到十米外的地方，也可以满足要求。