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针对大尺寸潜入式喷管双孔燃气二次喷射推力矢量控制的影响因素进行数值模拟,主要分析了喷射孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角及喷射孔包抄角对侧向控制力、轴向推力的影响规律与强度。结果显示,随着所研究喷射参数的线性变化,侧向控制力和轴向推力损失都呈现出了复杂的非线性变化规律,通过线性拟合,发现了轴向推力随包抄角、喷射角及喷射位置的增大而减小的趋势,发现了侧向控制力随喷射孔孔径及喷射角的增大而增大的趋势。通过K/R2方法对喷射参数在侧向控制力和轴向推力方面影响规律的分析发现,对轴向推力的影响由强到弱依次是喷射角、喷射位置、包抄角、孔径、喷射孔夹角;对侧向控制力的影响由强到弱依次是孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角、包抄角。 相似文献
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基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究 总被引:1,自引:1,他引:1
采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。 相似文献
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针对潜入式喷管燃气二次喷射推力矢量控制系统,利用AUSM+格式,并结合Realizable k-ε湍流模型,对喷管内二次喷射流场进行数值模拟。主要研究二次喷射阀门作动过程中侧向力的变化规律,分析正弦波、三角波2种作动方式和5、7、10 Hz 3种频率对侧向力的影响规律。结果表明,在阀动过程中侧向力变化与阀门开度变化趋势相同,大体上侧向力随阀门开度增加而增加,随阀门开度减小而减小,但存在一定的时间和空间滞后,侧向力变化滞后于阀门位置变化,最大侧向力出现在半个周期以后,即最大开度出现时刻之后,且阀门重新闭合后,很短时间内仍有侧向力残存,相同开度下,侧向力有如下大小关系:关闭过程大于准稳态,二者又大于开启过程中的侧向力;从最大侧向力出现时刻分析滞后时间τD,在波形上三角波下滞后时间τD要大于正弦波下的τD,在频率上10 Hz下的τD最大,5 Hz下的τD最小;从侧向力相对残存时间τR分析时间滞后,在波形上三角波下的τR要大于正弦波下τR,在频率上7 Hz下的τR最大,5 Hz下的τR最小。 相似文献
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针对环喉环簇塞式喷管发动机的结构特点,提出了二次流喷射实现推力矢量控制的方案,并用数值方法研究了二次流的总温、总压、位置、角度、流量、喷射孔的数量以及孔间距等工作参数对推力矢量控制性能的影响。结果表明,侧向力与二次流的总温、总压、流量成正比关系;多孔比单孔的喷射效果好,孔与孔的间距要适当;逆向喷射比顺向喷射产生的侧向力大;喷射孔位置的选取受工作压比的影响很大。 相似文献
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几何参数对逆流矢量喷管性能的影响研究 总被引:4,自引:1,他引:3
采用数值模拟研究了逆流矢量喷管中主要几何参数(二次流道高度G与外套管轴向长度L、横向高度C、出口边缘斜切角θ)对气动性能的影响。结果表明,L或G的增加均提高了矢量角,减少了合成推力系数,但较小的G(如0.2)更容易发生主流附体。当C=H(主喷管出口高度)时气动性能达到最佳,所对应的矢量角最大。θ对气动性能的影响较小,但对矢量角的最大值起到限制作用。 相似文献
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未来新型卫星平台由于飞行任务的需要,不仅可能面临姿态大范围变化导致的外热流大幅度改变,而且内部热负荷也可能同时发生大范围变化,这两点因素都要求热控系统具有更强的适应能力。而传统的以被动热控为主、电加热为辅的热设计受制于各种资源的限制,适应能力具有明显的不足。鉴于此,文章针对六面体构型卫星,提出一种具有高适应能力的单相流体回路方案,并据此研制出地面原理样机试验台,对系统的关键性能温控特性进行了地面试验。整个瞬态实验过程中控温精度一般都在±0.5℃以内,最大波动也基本不超过±1℃。 相似文献
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流体工质的选择是单相流体回路设计的一项重要内容,文章概述了流体工质的基本性能参数与选择标准,简要介绍了单相流体回路的分析计算过程,提出了能初步衡量工质优劣的一个特征性能参量热耗比F,设定3种工况条件,分别绘制了6种工质的热耗比F随温度的变化曲线,将比较结果应用于一个流体双回路系统的内回路,在SINDA/FLUINT中建立数值仿真模型,计算结果显示利用热耗比F可以对流体工质进行初步的优选。 相似文献
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固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超声速空气流的燃烧室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案,开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究,验证了该方案的合理性和优势,并获取了燃烧室内的燃烧特性,探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示,相比于中心支板喷注方案,侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题,但能够增强掺混,提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离;而在中心支板式固体冲压发动机中,在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气,可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度,提高燃烧效率和燃烧室性能。 相似文献
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为了对流体回路系统设计参数确定提供指导,通过地面试验方法,研究了低温和外界环境变化时单相流体回路的阻力特性、工质补偿、控温算法等。介绍了地面试验系统的组成、试验方法和相关试验结果,并重点对外界环境突变时的控温结果、控温目标点与控温装置作用点分离时的控温震荡以及低温下补偿器的补偿能力测试结果进行了分析。试验结果表明,在外界环境剧烈变化时会出现温度过冲,过冲可达到10 oC;此外,由于控温点和控温装置作用点的分离引起的相位差,会导致系统控温失败。这些结果对载人航天器流体回路的泵、换热器设计以及工作状态分析具有一定的参考作用。 相似文献
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空间热辐射器担负着航天器内部多余热量向外太空排散的任务,是航天器热控系统的关键设备,尤其是载人航天器,辐射器需要满足长寿命、高可靠度、高稳定性的要求,目前已发射的载人航天器均采用流体回路辐射器。对中国空间站流体回路/热管耦合式辐射器进行试验研究,得出辐射器散热性能的变化规律。首先论述试验方案和试验过程,并给出试验结果数据;然后通过对试验数据分析,得出辐射器传热热阻,以及散热能力随流体回路参数及外热流参数的变化规律;最后基于试验数据,完善辐射器仿真分析模型,并与试验典型工况进行对比分析,实现仿真模型与试验数据的良好吻合,仿真模型可用于辐射器在轨工作性能预示分析。实验分析结果对航天器空间辐射器设计具有一定的参考意义,可为航天器整舱热平衡试验方案及辐射器在轨工作状态设置提供数据支持。 相似文献
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乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一.按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进.采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律.计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大.因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者.分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大.在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案.研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据. 相似文献
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