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采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。 相似文献
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柔性接头频率特性的计算方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为防止作动器驱动力矩载荷频率与柔性接头固有频率的共振,需确定柔性接头的频率特征。本文给出了柔性接头频率特征的计算公式,包括对固有频率,共振频率,稳态摆幅,共振摆幅以及摆动角速度和角加速度的分析,给出了设计算例,供柔性接头设计时参考。 相似文献
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超音速分离线喷管作为一种新型可动喷管,在机械结构、流场分布、推力性能等方面具有不同于传统可动喷管的特点。由于具有偏转放大效应特点,在执行矢量控制时超音速分离线喷管性能较明显优于传统喷管。为了讨论其推力效率受不同因素影响的变化规律及作用机理,对不同摆角下超音速分离线喷管受不同因素影响的内流场开展数值仿真研究。结果表明:在给定的设计参数下,分离线间隙尺寸的增大对推力效率具有减益性,超音速分离线喷管在执行矢量控制时具有较高的推力效率;同时,相较于锥形扩张段,钟形扩张段喷管有着更好的推力效率。 相似文献
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发动机喷管外露于火箭尾部是常见情形,但在火箭气动设计过程中却经常不予考虑。利用数值计算方法,研究喷管外露部分对火箭气动静稳定及控制特性的影响。计算结果表明:在超声速Ma=2~12、攻角30°范围内,外露喷管对火箭气动静稳定性有1%~2%的增加,且气动控制效率明显,喷管±3°摆角产生的气动控制力矩约为头部空气舵±20°摆角的1~2倍。因此,对于确实存在喷管外露的火箭,在气动特性设计过程中需充分考虑喷管对静稳定性的影响,甚至可以考虑将喷管作为气动控制面,用于火箭无动力滑行段的姿态控制。 相似文献
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本文对柔性喷管全轴向摆动中存在的铰链力及其扭矩进行了分析,通过冷试试验作了测量与计算,并在计算机上进行了各种情况下摆动的模拟计算。计算的结果与分析的结论是一致的。对于其他使用液压作动筒伺服系统驱动的可动喷管(如珠承喷管)也是适用的。 本文还引用了四元数运算法进行扭矩的计算,它与惯用的欧拉变换或克雷可夫变换相比,来得简捷、有效。通过两种方法计算比较,表明这一尝试是成功的。 相似文献
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为了分析瓦状塞式喷管的气动特性,提出轴对称内喷管和塞锥的型面设计方法,设计了两单元的模型发动机,内喷管面积比为5.81,总面积比为24.36、29.43、33.88、37.58。采用高压空气为介质对模型发动机进行冷流试验,分析内喷管倾角和底部二次流变化、以及有无底部盖板对推力性能和底部压强的影响情况。介绍了试验发动机的结构与设计参数,给出了试验模型照片、测量参数曲线和性能数据处理。结果表明:瓦状塞式喷管模型的高度补偿效果较为明显,在整个工作高度有较高的推力系数效率,20°模型的最高效率为96%;底部压强曲线反映出了底部气动特性由开放状态到闭合的转变过程;内喷管倾角增大,底部压强增大即增加底部推力,但存在一个优化性能的最佳倾角;底部加入二次流可以增加底部压强,提高性能,但其影响范围在1%~2%,少量的二次流对增加性能的效果较好;底部盖板会影响底部的气动特性,底部压强是否受环境压强的影响取决于底部处于开放或闭合状态。 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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二次抛物线型面喷管参数的优化选择 总被引:1,自引:0,他引:1
二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面,对其参数进行优化选择是必要的,在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下,优化方法是把比冲作为目标函数,利用一维等熵流的气动力公式,二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法,确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。 相似文献
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介绍了喷管可延伸出口锥对大型固体火箭发动机推力向量控制系统稳定性的影响,并提出了改善其系统稳定性的措施。 相似文献
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YES2 (launching 2007) aims to demonstrate a tether-assisted re-entry concept, whereby payload will be returned to Earth using momentum provided from a swinging tether. Deployment takes place in two phases: (1) deployment of 3.5 km of tether to the local vertical and hold, and (2) deployment to 30 km for a swinging cut. Optimal trajectories are determined for both phases after comparing the effect of different cost functions on the deployment dynamics. Closed-loop control is provided by linearizing the dynamics around the optimal trajectories and solving a receding horizon control problem for a set of linear feedback gains. The controllers are tested in a flexible tether model with large disturbances to the hardware model and environmental variables. Closed-loop simulations show that the system can be controlled quite well using only feedback of length and length rate. 相似文献