单边膨胀喷管几何参数对性能的影响研究

在实验数据验证的基础上,通过三维数值计算的方法,研究了单边膨胀喷管几何参数对其内特性的影响,给出了各模型在不同落压比下的性能参数。计算结果表明:下腹板角度越大,流量系数越小,下腹板向上倾斜模型的流量系数比向下倾斜的模型低了约2%;在低落压比下,上膨胀面长度越短,轴向推力系数越低,其中上膨胀面最短的模型轴向推力系数约为85%;喉道宽高比越大,流量系数越大,喉道宽高比不同,轴向推力系数差别也较大;尾缘有切角,会使喷管后气体更充分地膨胀,下腹板有切角的模型,其推力矢量角较小,其中,下腹板切角较小的模型最大推力矢量角约为12°。     

单边膨胀喷管气动和红外辐射特性数值研究

通过计算流体动力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,研究了单膨胀边倾角、喉道高度、侧壁长度和落压比（NPR）对单边膨胀喷管（SERN）气动性能和红外辐射特性的影响.研究结果表明：轴向推力系数随着单膨胀边倾斜角度增大而急剧减小,推力矢量角随着单膨胀边倾斜角度增大而增大;随着喷管落压比的增大,轴向推力系数先增大后减...     

截短单边膨胀喷管的试验和数值模拟

基于最短长度理论喷管设计程序,获得了设计点为马赫数6.5时单边膨胀喷管(Single ExpansionRamp Nozzle,SERN)等熵膨胀型线,并对其截短70%后的喷管进行模型设计和加工。通过试验和数值模拟结合的方法,研究了模型喷管在不同压比下的流场结构和性能。结果表明:喷管长度截短70%对推力性能影响不大,在所有典型压比下,喷管截短70%后推力系数与原喷管相差不超过1%。该喷管截短70%后,其推力系数在落压比大于60时仍能达到0.95以上,随着喷管压比的继续降低,喷管推力系数迅速降低,性能恶化,喷管在过膨胀状态下的性能应该得到重点关注。     

无源腔结构对大膨胀比单膨胀斜面喷管的影响

开展了基于无源腔的单膨胀斜面喷管(SERN)流动控制方法研究,采用标准k-ε两方程湍流模型,通过求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,数值研究了过膨胀状态下无源腔结构对SERN内部流场和性能的影响.计算结果表明:与原型SERN相比,落压比为8时,无源腔结构的存在促进SERN上膨胀斜面流动的分离,改变SERN内部流场结构,影响SERN上膨胀斜面压力分布,从而使SERN的轴向推力系数提高1.75%,同时不会带来低头力矩的恶化.在落压比为3~13范围内,无源腔结构的存在促进了无源腔附近附面层流动分离,减少了SERN内激波串数目,并使SERN上膨胀斜面压力峰值增加,提高SERN轴向推力系数.     

分开排气系统的1种设计方法及其性能研究

针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。     

单边膨胀矢量喷管气动和红外特性研究

 在实验数据验证的基础上,通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)综合的方法,对不同落压比、不同几何矢量角下的单边膨胀喷管(SERN)进行分析。研究结果表明:喷管无几何矢量动作下,低落压比下的单膨胀边上过度膨胀是造成喷管推力性能急剧下降的原因;喷管在负矢量角下,过度膨胀加剧,推力性能降低;随着喷管几何矢量角绝对值的增加,矢量推力增加,但推力系数减小,喷管几何矢量角在±25°、喷管落压比在3~6的研究范围内,喷管推力系数最低为0.88左右,最高达0.98;喷管几何矢量角为5°时,喷流红外辐射强度最大,喷管矢量角偏离5°的程度越大,尾焰红外辐射强度越低,但是空间分布规律不变。随着喷管几何矢量角的改变,喷管整体红外辐射强度的空间分布规律发生改变,几何矢量角为负时,辐射强度值大的探测角度向下方移动,几何矢量角为正时,喷管整体红外辐射较强的位置分布在上方,由单膨胀边高温壁面以及喷管内腔的可视面积决定。     

基于Kriging代理模型的单边膨胀喷管尾缘切角优化

在设计点落压比25和非设计点落压比15条件下，对单边膨胀喷管（SERN）不同尾缘切角模型进行了三维数值模拟，并采用Kriging代理模型以SERN轴向推力系数为目标，对尾缘切角进行多目标优化。研究结果表明:尾缘切角会影响SERN后气体的膨胀，增强流动的三维效应，恰当的尾缘切角会使SERN后气体更充分膨胀，有利于提高SERN的轴向推力系数，改善SERN的性能；通过优化，SERN的轴向推力系数由0.94达到了0.975以上，比优化之前提高了约5%，基于Kriging代理模型的SERN优化方法是有效的。      

单边膨胀喷管试验和数值模拟

在落压比为4～60范围内,对两种不同膨胀型面的高速二元单边膨胀喷管模型试验件(SERN 1和SERN 2)进行了试验研究,获得了壁面静压分布和纹影照片.用三维数值计算得到了喷管性能参数,丰富了流场信息.试验和数值模拟结果表明:下腹板出口气流处于深度过膨胀状态时,喷管内部激波/边界层相互干扰并存在4～5道斜激波,而且SE...     

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。     

带第三流路辅助进气的引射喷管流动特性研究

为避免低落压比条件下引射喷管内气流过膨胀,本文研究了第三流路辅助进气门开启状态下引射喷管的内流特性,分析了飞行马赫数为0,主喷管落压比为2.1,次流流动状态分别为回流和顺流对引射喷管流动特性的影响规律,并获得了不同辅助进气门开度下次流通道的最小顺流压比。结果表明：当次流为回流状态时,逐渐增加辅助进气门开度,主流过膨胀程度逐渐降低,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率提高,引射喷管的推力系数从0.60提升至0.73;当次流为顺流状态时,随着辅助进气门开度的增加,次流流量减少,主流过膨胀程度逐渐增大,第三流路流量的增加使剪切层内动量传递效率降低,推力系数则从0.97下降至0.75。次流为顺流状态时引射喷管的推力系数整体高于次流为回流状态,因此当次流处于顺流状态时引射喷管取得更优的推力性能。但在低马赫数状态下,次流流动极有可能出现倒流,此时适当增加辅助进气门的开度有益于改善推力性能。随着辅助进气门开度逐渐增大,次流的最小顺流压比呈逐渐上升趋势。     

轴对称矢量喷管内流特性的模型试验

在喷管落压比1．5～17的情况下，对3组不同几何尺寸的轴对称矢量喷管模型试验件内流特性进行了试验。结果表明：气动矢量角与几何矢量角呈正比关系；当落压比小于设计落压比时，气动矢量角会出现大于几何矢量角的峰值，并随落压比的增加而逐渐趋近几何矢量角，推力系数并不随几何矢量角增加而显著下降，且与非矢量状态相当；矢量状态下，推力系数与面积比呈正比关系，而对喉道面积的变化不敏感。     

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.     

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。     

激波控制矢量喷管流动与工作特性研究

利用数值模拟方法,研究了激波控制矢量喷管的流场结构与工作特性,分析了射流流量、外流马赫数及落压比对喷管流动和性能的影响。结果表明:随着射流流量的增大,射流对主流产生的阻碍作用增大,使得注气缝上游的高压分离区增大,上、下壁面压差增大,矢量角增大;但射流流量过大时,激波会影响下壁面的压力分布,使喷管推力矢量性能降低。外流马赫数增加使喷管出口附近及上壁面注气缝下游壁面的压力降低,因此上、下壁面的压差减小,喷管的推力矢量性能降低。随着落压比的增大,注气缝上游的分离激波位置后移,注气缝下游分离区内的相对压力降低,使上、下壁面的压差减小;另外,喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变时,压差产生的推力增大,喷管的推力矢量性能降低。     

二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.     

Improvement of the SERN nozzle performance by aerodynamic flap design

As continuation of the former study [P. Gruhn et al., Aerospace Science and Technology 4 (2000) 555–565], we examine the flow at a SERN nozzle for a future hypersonic cruise vehicle with help of a nozzle/afterbody wind tunnel model. Main focus is on the flow at the nozzle flap and the separation of the boundary layer at the flap cowl. The location of this separation is determined for different nozzle pressure ratios and different Reynolds numbers. An empirical criterion to predict the separation point at the flap cowl of the nozzle/afterbody model is established.Based on the experiments and recent studies, a geometry for the nozzle flap of the reference configuration ELAC of the Collaborative Research Center 253 of the Aachen University of Technology is suggested. Numerical studies result in an improved axial thrust going along with an improved thrust vector angle for this new flap in the whole examined Mach range between 1.23 and 7. The improvements of up to 11 percent in axial thrust coefficient and up to 15° in thrust vector angle at low Mach numbers exceed the progresses made for the nozzle of the nozzle/afterbody model in the former study.     

轴对称射流矢量喷管非矢量状态下推力特性研究

通过数值模拟,研究了非矢量状态下（射流流流量为零）轴对称射流矢量喷管在低落压比时（NPR≤3.5）,射流缝内形成的空腔流动对喷管推力特性的影响;利用这种影响来控制低落压比时喷管的气流分离位置,提高了喷管处于低落压比时的喷管推力系数;推力系数可以提高到0.90以上。因此合理布置双连通射流缝的位置,不仅有利于提高射流的推力矢量效率,而且有利于提高低落压比无次流时的推力系数,从而弥补射流矢量喷管几何固定带来的不足。     

机械式轴对称矢量喷管动态偏转的矢量特性研究

采用限体积法在同位网格中对满足几何守恒定律的控制方程进行离散化,对某一轴对称矢量喷管在几何偏角速度大小为40°/s下从0°偏转到14.2°过程中的内外流场采用压力隐式分离算法(PISO)进行了数值模拟,分析了该喷管在不同的落压比、不同的外流速度下偏转时,喷管内外流场的动态变化特性,几何偏角和气动矢量角的关系,当喷管偏转后在内壁面产生分离时,喷管的气动矢量角振荡。研究结果为矢量喷管的设计和发动机控制技术的研究提供了参考。     

球型收敛调节片喷管静态内性能数值研究

基于CFD数值计算软件,针对喉部宽高比为2.083的球型收敛调节片喷管,进行了矢量与非矢量状态下的内性能数值研究。考察了在不同俯仰和偏航矢量状态下,喷管推力系数、流量系数的变化及落压比对气动矢量角的影响。结果表明:俯仰和偏航两种矢量状态对喷管的推力系数、流量系数产生的影响都在3%以内。喷管的俯仰是通过同时转动上下扩张板来实现的,其与偏航作动相比表现出对性能更大的影响;另外发现在设计压比之前,气动俯仰角出现了随落压比先增大后减小的趋势,而设计压比之后渐渐趋于不变,基本和几何俯仰角相等,但落压比对气动偏航角却没有表现出太大的影响。     

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.