气体二次喷射矢量喷管三维流场计算

采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟.比较了在不同喷射参数和不同喷管落压比NPR(Nozzle Pressure Ratio)下的流场特征,分析了这些参数对矢量偏转效率和推力系数的影响.结果表明,二次流喷射位置、喷射角度和二次流质量流量对矢量角的影响相互耦合,喷管达到最大矢量角时,各参数并不能同时达到各自的最优值;矢量角越大,推力系数越小,推力损失越大;矩形喷射口的推力矢量性能优于圆形喷射口;减小喷管落压比可以提高矢量偏转角度.     

固体运载火箭变轨发动机喷管气流分离研究

固体运载火箭变轨发动机喷管在工作过程中可能产生气流分离问题,为研究气流分离对喷管性能的影响,开展了理论计算与数值模拟分析。通过分析获得了气流分离点位置、推力系数、喷管壁面的压强、对流换热系数、温度分布。结果表明:地面推力系数是真空推力系数的73.3%,喷管气流分离影响了发动机能量转换;气流分离后喷管壁面压强、对流换热系数、温度存在跃变现象,从而会对喷管扩张段产生不利影响。该分析为进一步研究固体火箭发动机高空喷管通过地面试验性能预示高空性能及喷管扩张段热防护设计提供参考。     

二次扩张型射流矢量喷管的设计及性能计算

应用数值模拟的方法对二次扩张型射流矢量喷管进行设计并研究了其推力矢量性能,探讨了二次扩张段注入射流产生推力矢量的机理,分析了二次扩张角度以及次主流压力比(SPR,Secondary to Primary total pressure Ratio)的变化对喷管主喷流偏转特性的影响.计算结果表明:在二次扩张段上注入二次射流可使喷管的出口段在不同区域产生不均匀的压强分布并且迫使主喷流发生偏转产生推力矢量;二次扩张型喷管比无二次扩张型喷管具有更好的推力矢量性能;二次扩张角度越大喷管产生的气动矢量角越大,在文中设计条件下二次扩张型喷管的气动矢量角最大可达39°;气动矢量角随次主流压比SPR的增大而增大.      

新型二维推力矢量喷管数值模拟

针对现有流体推力矢量控制方案的不足,提出利用喷流附壁效应的新型矢量喷管,借助于尾喷管射流对固壁延伸面的跟随作用控制尾喷流方向,实现推力转向.在此基础上采用限制流量的方法调节喷流的抽吸程度,产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的.运用这一概念设计了二维矢量喷管,用数值实验方式验证了喷管的推力转向效果,采用限制流量方法得到的最大矢量角度约13.3°,进一步结合射流控制可以使矢量偏角达到20°以上.通过对该喷管流场的数值计算研究,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析,为下一步开展实验研究奠定了基础.     

轴对称羽流流场数值模拟和实验验证

针对在轨航天器羽流效应对航天器整体寿命的影响,在"DFH"系列卫星姿控发动机喷管羽流实验研究的基础上,建立喷管的轴对称模型,选取矩形计算区域,设定一定的边界条件和计算条件,采用轴对称单组分直接模拟蒙特卡罗(DSMC,Direct Simulation Monte Carlo)方法对相应实验状态的羽流流场进行数值模拟研究.通过对比数值模拟结果和实验测量结果,表明DSMC数值模拟羽流流场的计算结果符合实际流动规律,实验验证了所编制的轴对称DSMC数值模拟程序的正确性和有效性.      

单元二维直排塞式喷管冷流实验

为研究塞式喷管的高度特性和底部特性,采用高压空气为工作介质对单元直排塞式喷管进行实验.研究了底部盖板、底部二次流对性能的影响和塞锥壁面压强分布.实验结果表明:无底部盖板可提高塞式喷管低空性能2%~7%;底部二次流可提高底部压强,减少底部开闭状态转变过程带来的推力突降;底部二次流流量以1%~1.5%为宜,过大将引起喷管性能下降.本实验喷管设计点效率均超过99%,部分实验接近100%,高度补偿效果明显.     

射流角度对平板横向射流的影响

采用数值和试验方法研究了射流角度对平板横向射流流动结构和工作特性的影响,将得出的规律应用于射流控制矢量喷管上.在小型风洞试验台上进行试验,用纹影方法来观察实验模型的流场结构,通过静压测点来测量实验模型的壁面压力.研究结果表明:数值与试验结果吻合较好;对平板横向射流,增大射流角度能增大射流上游的分离区,弓形激波位置更靠前,角度增加到一定大小,流场结构变化不再明显;对射流控制矢量喷管进行数值模拟得出,增大射流角度能有效提高喷管的推力矢量性能,在NPR为 4.6,SPR为0.7条件下,射流角度从90°增加到130°,推力矢量性能提高28.3%.     

小突片对收敛喷管推力特性的影响研究

针对收敛喷管,在近临界状态及超临界状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷管推力特性的影响,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度,以及片数等因素的作用.结果表明,小突片对收敛喷管的推力特性有明显的影响,并且小突片所造成的推力损失基本上随小突片的堵塞比增加而增加.在实验范围内,小突片堵塞比每增加1%,所造成的推力损失在0.63%~1.35%之间,对超临界状态,可认为大约增加0.8%.      

二元喉道倾斜矢量喷管的数值模拟

利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管进行了研究.研究了喉道单侧注气、扩张段辅助注气对喷管流场和性能的影响.研究结果表明:喉道单侧注气可以产生不对称的流动,产生矢量推力,但是推力矢量效率较低;扩张段辅助注气可以显著提高喷管的推力矢量性能;只有注气流量比较大时,才会出现典型的"喉道倾斜"现象;但是推力矢量控制效率最高的区域并不是出现在"喉道倾斜"之后,而是出现在弓形激波位置逐渐前移、扩张段注气口上游亚音速区域不断扩大的过程中.     

推力矢量和二元喷管

推力矢量是第四代战斗机获得过失速机动性的必要条件,而二元喷管又是推力矢量控制中性能较为优越的一类喷管。本文较全面地阐述了目前世界上推力矢量和二元喷管的发展和现况、二元喷管的构造和性能、二元喷管对改进飞机升阻特性和机动的作用。推力矢量能显著提高飞机在空战中的作战效率以及推力矢量控制所需的效能也在文中作了介绍。     

矢量喷流对战斗机绕流和气动特性影响的研究

在双三角翼、椭圆机身的冀身融合体气动布局中配置二元矢量喷管,本文对该布局形式的矢量喷流和主流绕流之间的干扰流场及其对机翼气动特性的影响进行了系统的实验研究。结果表明,矢量喷流对主流及其气动特性的干扰效应可以分为三类:矢量喷流对附流的干扰效应仅限于喷口附近,主要表现为引射或阻塞作用;矢量喷流对前缘涡的干扰效应起稳定旋涡的作用,这样对稳定涡系的干扰影响很弱,但对破裂涡绕流的干扰效应较强,且随喷流矢量角的增大而增强。     

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响，优化设计了旋流畸变网以模拟旋流，利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应，获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大，但会导致压气机效率下降，稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%，在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角，导致气流叶背分离、叶片通道堵塞，最终导致压气机失稳。      

塞锥截短对塞式喷管性能影响的实验

为了研究塞锥截短对塞式喷管性能的影响,对截短率为80%、40%、30%和20%的塞式喷管进行了冷流实验.介绍了实验系统的组成和推力测量方式,得到了不同塞锥截短率的推力系数效率的高度特性曲线.实验结果表明:截短率越小,效率越低,不同截短率的效率差别随着压强比的增加而减小;随着截短率增大,截短率对效率的影响程度逐渐降低.截短率太小,性能损失较大;截短率太大,塞锥的尺寸增大,而性能提高却不明显.通常的取值范围是30%~40%.      

脉冲爆震火箭发动机收敛扩张喷管数值模拟

排气喷管是脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的重要部件,对提高发动机的推进性能起着重要的作用.应用特征线法给出一维CJ爆震波在理想爆震管内传播过程的解析解.对爆震波到达爆震管口后,发动机的非定常排气过程进行了二维轴对称数值模拟.数值模拟结果形象地反应了非定常流场的演变,详细讨论了激波和涡等的发展变化过程.所选用的收敛扩张喷管能够提高发动机性能达到18.24％.