二元喉道倾斜矢量喷管调节方法

利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管的调节方法进行了研究。研究结果表明,当喉道注气流量不变,随着扩张段注气流量逐渐增大,喷管内出现三种典型流动状态。当扩张段注气流量比较小时,喉道处声速线的形状和位置没有明显变化,在扩张段注气口前面形成亚声速区域;当喷管扩张段注气流量比较大时,喷管中出现了强激波系和上下贯通的亚声速区域,这时喷管内的流动损失最大,推力系数最低;进一步增大扩张段注气流量,声速线会从喷管喉道移动到喉道注气口和扩张段注气口之间,出现典型的喉道倾斜现象。单独控制流量系数可通过保持扩张段注气流量不变,改变喉道注气流量来实现;矢量角的控制可通过保持喉道注气流量不变,改变扩张段注气流量来实现。     

轴对称喷管喉道面积射流控制数值模拟研究

利用数值模拟方法,针对轴对称喷管,研究了喉道注气对喷管流动的影响。在此基础上,研究了注气流量、注气角度、喷管扩张角等对喷管流动和内特性的影响。数值模拟结果表明,喉道注气可以显著减小喷管流量,改变喷管有效喉道面积;喉道注气使喷管实际膨胀比增大,产生过膨胀损失,使推力性能降低;注气流量比较大时,喉道注气可以形成开放的回流区,使喷管实际的膨胀比减小,提高了喷管的推力性能。     

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.      

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.      

带喉道注气的轴对称收扩喷管内流场计算研究

通过对带喉道注气控制的轴对称收扩喷管内流场计算研究,分析了喉道注气对喷管内流特性的影响.研究结果表明,相同落压比(NPR)下,随着二次流压比(SPR)的增大,喷管推力系数和流量系数均减小,其中对喷管推力系数的影响低于2%,而对喷管流量系数的影响可超过15%.并在此基础上,分别研究了喷管扩张比和调节片长度对喉道控制效果的影响,得到研究范围内相对较好的喷管计算模型.      

双喉道推力矢量喷管研究进展

推力矢量喷管能够大幅提升飞行器的机动性,传统机械式矢量喷管因结构复杂、可靠性差等缺点而使用受眼,相比之下,气动矢量喷管的综合性能更为突出,已发展出多种类型,包括激波控制型、双喉道型等.本文简要介绍了气动矢量控制技术的发展现状,重点综述了矢量效果最好的双喉道喷管在二元、轴对称模型气动特性和构型优化等方面的研究情况,并基于现阶段研究的不足,对未来发展方向提出设想.     

双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究

针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。     

二元喷管气动喉道控制的数值模拟

采用二阶迎风格式,并结合S-A湍流模型求解N-S方程,对喉部注气的二元拉瓦尔喷管内部和周围流场进行了二维数值模拟,分析了注气总压比、注气总温比、射流缝缝宽和注气角度对喷管气动喉道控制的影响。计算结果表明：喷管相对喉道面积比随注气总压比和射流缝缝宽的增大而基本呈线性地减小,而注气总温比对喷管相对喉道面积比的影响很小;注气角度对气动喉道控制有一定的影响,当注气角度在-30°左右时,相对喉道面积比最小。     

固定几何气动矢量喷管气动性能数值仿真

为掌握固定几何气动矢量喷管气动性能,通过CFD数值模拟的方法,研究了主流落压比、扩张段二次流落压比、扩张段二次流角度和引射对固定几何气动矢量喷管轴向推力系数的影响;主流落压比、扩张段二次流落压比和扩张段二次流角度对矢量角的影响;主流落压比、喉道二次流落压比和喉道二次流角度对喉道控制率的影响。结果表明:随主流落压比增大轴向推力系数增大,矢量角减小,喉道控制率减小;随扩张段二次流落压比增大推力系数减小,矢量角增大;随喉道二次流落压比增大,喉道控制率增大;随扩张段二次流角增大轴向推力系数减小,矢量角略有减小;随喉道二次流角增大喉道控制率增大;随引射方式增加喷管推力系数增大。     

喷管激波贴口压比计算

本根据试验数据，采用多元线性回归分析方法建立了轴对称收敛－扩散喷管激波贴口时落压比与面积比，收敛半角，扩张半角，无量纲喉道曲率半径之间关系的数学模型，为喷管研究提供依据。     

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

双喉道推力矢量喷管的内流特性研究

为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3～4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3～4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°～30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。     

1种新型增推喷管的数值研究

针对轴对称喷管,利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明:射流控制能在喷管出口处形成气动喉道,即所研究喷管成为新型的固-气双喉道喷管,减小了喷管的有效出口面积,使其膨胀更完全,从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时,射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响,顺向射流能获得更好的增推效果。     

流路参数对收扩喷管内流特性影响的数值研究

用经冷态缩比模型内流特性试验验证的三维有黏定常程序,对某轴对称收扩喷管进行了收敛调节片长度、喉道圆弧半径、扩张调节片长度和喷管扩张面积比对内流特性影响规律的计算研究.研究结果表明:收敛调节片长度和喉道圆弧半径主要是对收敛半角较大工况的流量系数有一定的影响,可以在确保收敛半角小于45°前提下适当减小收敛调节片长度;扩张调节片长度和喷管扩张面积比主要是对推力系数影响较大,扩张调节片长度和喷管扩张面积比的选择应在确保扩张半角小于16°前提下力争气流完全膨胀.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

两种气动推力矢量技术的数值模拟研究

对两种收扩喷管推力矢量控制技术:激波矢量控制技术和喉部偏移控制技术,进行了流场计算和性能比较。本研究中,喷管进口至喉部几何型面固定,扩张段长度为定值,二次流喷射位置、角度保持不变,采用CFD数值模拟方法计算喷管膨胀比不同时的流场。从计算结果可以看出,喉部偏移控制技术适用于膨胀比小于1.5的收扩喷管,而激波矢量控制技术适用于膨胀比大于1.5的收扩喷管。喉部偏移控制技术的特点在于其可以限制喷管主流流量,影响主、次流流量比的主要因素为二次流与主流的总压比。     

喷管气动参数对推力矢量影响的数值模拟

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CFD技术,分析了激波矢量控制技术实现推力矢量的机理。重点分析了喷管落压比NPR,二次流总压比SPR,自由流马赫数Ma∞对流体推力矢量性能的影响。数值模拟结果表明:推力矢量的大小与斜激波的位置、角度以及流动分离区的大小有关。在所计算的参数范围内,推力矢量随喷管主次流的变化规律是:推力矢量角随NPR的增大逐渐减小;随SPR的增加,推力矢量角单调增加;在大落压比时,自由流马赫数对推力矢量的影响是有限的,而在低落压比时,自由流马赫数增加,推力矢量角减小。     

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.