解“维”航空发动机的喷管

当我们分析现代一些高技术战斗机的性能时,总会看到矢量发动机或者二维矢量喷管、三维矢量喷管这样的名词。那么,究竟什么才是矢量发动机和矢量喷管呢?目前的航空科技词典似乎还没有给所谓的矢量发动机下过明确的定义。但这类发动机是客观存在的。从物理和数学的角度讲,所谓矢量,就是具有大小和方向的量。在航空领域,     

解决一体化设计

通过风洞实验,人们发现:二维矢量喷管向下偏转后,除了可以产生预期的推力分量和俯仰力矩外,喷流的转折往往还能在扁宽的后机身或机翼等部位诱导出超环流,形成附加的气动升力,其数值随喷口偏角的增大而增大。此种情况在采用三维喷管的飞机上基本上是见不到的。三维矢量喷管偏转后,一般只能通过推力指向的变换,为飞机提供所需的纵向或方向操纵力矩,对外界气流的影响相对较小。     

计算矢量喷管流场的有限元法

本文通过采用扫描有限元法及多步龙格－库塔时间推进格式求解非定常平均Ｎ－Ｓ方程来模拟二元矢量喷管的内部跨速流场,成功地计算了二维有激波的跨声速喷管内部流场及仰 仰角３０°的三维矢量喷管内部流场。     

矢量喷管壁温分布的数值计算研究

计算了矢量喷管的对流和辐射换热及壁温的二维分布,考虑了对各热部件采用相应的冷却方式,比较了不同的气膜冷却模型对喷管扩张调节片的冷却效果,计算喷管的辐射换热时分光谱进行,考虑喷管内燃气参数的三维分布,编制了对轴对称矢量喷管、圆转方二元矢量喷管、球面过渡段矢量喷管在加力与非加力状态下均适用的计算程序,并给出了几个算例的计算结果。结果表明:偏转矢量喷管的壁温沿周向有明显变化,沿偏转方向的壁温较低,相反方向的壁温较高。      

基于次流喷射控制推力矢量喷管的实验及数值研究

应用实验和数值模拟的方法,对一种新型的推力矢量喷管—基于次流喷射控制的二维推力矢量喷管的推力矢量性能和流场进行了研究。实验是在西北工业大学小型超高速吹气式风洞中进行,测量了在不同的二次喷流情况下,推力矢量和流场的变化规律;采用时间推进求解N-S方程的方法数值模拟了二维推力矢量喷管内流场和性能。研究结果表明,应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量转折,但是,二次喷流必须具有足够的压力值;如何从推力矢量工作方式恢复到轴向流动工作方式则是需要进一步研究的问题。      

下游喉道对双喉道气动矢量喷管气动性能的影响

数值模拟研究了下游喉道高度H对二维双喉道气动矢量喷管(DTN)所能达到的最大矢量角的影响,并分析了不同H时喷管腔内流动的发展规律.结果表明:H对喷管推力矢量角影响较大,尤其是H大于1与H小于1的喷管腔内会出现不同的主流发展过程.当喷管腔内主流刚好发展为完全超声速,下游喉道处声速线消失时,可以获得它在所给工况下可能达到的最大矢量角;并且H大于1时可以在较少的二次流百分比下就可以达到最大矢量角,而H小于1时则需要在较高的二次流百分比下才能达到,但其最大矢量角明显大于H大于1的喷管所能达到的最大矢量角.      

解析航空发动机的喷管

三维喷管的类型和基本特点在航空、航天领域,轴对称的三维喷管的应用要远远早于二维喷管。但奇怪的是,二维喷管名词的出现却先于三维喷管,因而引起了许多误解。早期的动力装置的排气管、喷管等几乎无一例外地都选择了轴对称的圆截面。近代和现代的活塞式飞机、汽车的排气管,涡桨式飞机、喷气式飞机以及各种导弹的尾喷管也大多为圆截面的。那么,现代飞机的重要组成部分——喷管的基本功能是什么呢?在航空界,涡     

次流喷射控制推力矢量喷管的流场数值模拟

为了探讨次流喷射控制二维推力矢量喷管的性能,用时间推进求解Ｎ－Ｓ方程的方法数值模拟了喷管的流场,数值格式用中心有限体积格式,借助于当地时间步长和隐式残差光顺技术加速收敛,得到了在不同二次喷流压力下推力矢量喷管内流场的变化特征。计算结果与实验结果比较有满意的一致性。研究表明,应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量转折,但是,二次喷流必须具有足够的压力值。     

普惠公司二维收敛-扩散喷管

在70年代初期,人们预测到下一代先进战斗机应具有机动性高、操纵性强、起飞着陆距离短以及隐身性好等特点,因而要求飞机和发动机进行一体化设计,而推力矢量/反向喷管是满足上述要求的一项重大措施。由于二维喷管有与双发飞机的后机体匹配性较好,安装阻力小等优点,所以美国NASA和军方和工业部门制定并实施了一系列的二维喷管计划。在空军飞行动力实验室和NASA的二维喷管试验计划中,测取了五种二维喷管方案(图1)的巡航阻力、推力矢量和增升的气动力数据,评估了其内部特性和安装特性。     

矩形射流矢量喷管数值模拟研究

根据流场特性设计了1个矩形射流矢量喷管。提出了在喷管内加入射流,促使喷管主流速度增高、和形成出口矢量角的设想;采用FLUENT流体计算软件,对射流矢量喷管内的二维内流场进行了模拟,分析了喷管出口位置对射流矢量喷管内流场、推力、出口气流方向和总压损失等气动参数的影响,并分析了其在不对称射流情况下,对喷管射流位置与气流方向、推力和总压损失等气动参数的影响,确定了第2道射流的位置。     

二次流喷射位置对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟

数值模拟了二次流喷射位置对基于激波控制的二维收-扩(2DCD)喷管的流体推力矢量气动性能,结果表明喷射位置对矢量角有较大影响,在喷管落压比NPR=4.5时,二次流喷射位置相对位于喷管发散段中部时,矢量角最大;在NPR≥7.2时,二次流喷射位置越靠近出口,矢量角越大.喷射位置对推力系数及流量系数的影响不大.      

轴对称矢量喷管三维传热计算研究

采用封闭腔理论算法，利用矢量喷管的三维内流场数值计算结果，对轴对称矢量喷管的壁温分布进行了数值计算。计算结果表明，在非矢量状态，喷管同一轴向位置处的周向壁温基本相同，壁温分布可按一维处理。在矢量状态，喷管同一轴向位置处的周向壁温相对差值达15％，壁温分布呈现复杂的形式，必须采用三维计算方法计算壁温分布；喷管扩张段壁温明显高于非矢量状态，所开发的计算方法和程序既可用于轴对称矢量喷管的工程设计，也可为试验验证提供理论依据。     

二股流喷射控制推力矢量数值计算研究

利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢量偏角的影响。     

单缝和双缝射流注入对二元喷管推力矢量的影响

利用RNGk-ε湍流模型,求解二维N-S方程对开缝注入射流后的二元收敛-扩散喷管全流场进行了数值模拟,比较了单缝和双缝射流对喷管推力矢量的影响。研究表明:在固定射流总流量的前提下,较好的双缝射流方案在小落压比状态下得到的矢量效率要优于单缝射流方案;而在大落压比下单缝和双缝射流方案得到的矢量效率和推力系数基本相同;前后射流流量的分配对喷管矢量性能有着适度的影响,当将较多的流量分配在扩散段后缝处时,喷管可以获得更多的推力矢量。     

基于激波控制的流体推力矢量喷管试验

以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同工况下参数变化规律分析,给出了基于二次流喷射的流体推力矢量喷管的主次流气动参数及几何参数对流体推力矢量喷管流场结构和性能影响的关联关系。从试验和分析结果可以看出,喷管落压比、二次流总压比和二次流喷射角度等喷管的主次流气动几何参数对基于流体推力矢量喷管参数变化有明显的影响。     

二元矢量喷管内外流场数值计算与隐身性分析

针对二元矢量喷管进行了相似性的全三维建模,对二元矢量喷管的流场和温度场进行了数值模拟,并对二元喷管隐身技术进行了分析。     

微尺度拉伐尔喷管冷态流场及其推进性能

为了研究微尺度超声速喷管的推进性能,采用无滑移的连续介质模型,对二维和三维微尺度拉伐尔喷管的冷态流场进行数值模拟。对不同算例的模拟结果进行比较,给出二维微喷管对几何结构和工作条件的要求,结果表明,在绝大部分工作条件下,20°扩张角是较好的外形设计选择;对三维和二维模拟结果进行比较,给出二维微喷管对蚀刻深度的要求,结果表明,蚀刻深度和喷管喉部宽度的比值超过10时,微喷管具备很好的二维特性。     

射流分配对喉道气动偏转矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对二元喷管喉道气动偏转矢量控制时的流场进行了数值模拟,计算结果表明在小扩张比、短扩散段喷管上,在喉道气动偏转矢量控制方案下主流可以实现亚声速偏转。在此基础上数值分析了喉部和扩散段射流流量的分配对喷管流场的影响,研究表明要获得更大的推力矢量角,应该将更多的流量分配在扩散段射流缝处,经过计算得到较佳的扩散段射流流量和喉部射流流量分配比例大约为3∶1。     

轴对称矢量喷管壁面静压分布的试验研究

在模拟实际发动机喷管落压比的情况下, 利用轴对称矢量喷管的缩比模型, 对其壁面静压分布进行了试验研究。研究结果表明, 当矢量偏转后, 轴对称矢量喷管的收敛段与扩张段内流场均呈现出复杂的三维流动的特征; 当喷管落压比小于完全膨胀落压比时, 喷管内部存在周向不对称的斜激波和分离区, 且激波位置随几何矢量角的增大而前移。本文的研究结果可用于检验喷管三维流场的计算精度。      

变比热容对射流推力矢量喷管内流场影响的数值模拟

利用时间推进的有限体积法求解二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,分别在变比热容和定比热容的情况下研究了射流推力矢量喷管的内流性能,并对两种情况下计算结果进行了比较.结果表明,与定比热容情况相比,工质为变比热容的燃气时,喷管内部由二次流产生的斜激波位置向喷管下游移动,回流区减小,喷管的推力矢量角和推力系数减小,温度越高,两种方法的计算结果相差越大.因此,在采用计算流体力学(computational fluidic dynamic,简称CFD)方法研究射流推力矢量喷管内流场性能时应该考虑变比热的影响.