轴对称矢量喷管运动学建模及运动轨迹分析

轴对称矢量喷管为复杂的空间多链路机构,是推力矢量技术的核心。为研究其运动规律,将空间机构位置分析法、解析几何法和环路矢量法相结合,建立了轴对称矢量喷管的空间运动学模型。利用数值仿真实现了其运动姿态的仿真,并通过与ADAMS仿真结果对比,验证了该模型的正确性,进而获得轴对称矢量喷管在不同驱动方式下的位姿以及喉口和喷口的面积变化规律。结果表明：喉口状态和喷管运动状态对喷管面积比均有影响,面积比随着A9作动筒的同步伸长呈明显单调递增状态;A9作动筒异步驱动时,喷管面积比变化较小,喷口矢量偏转角角速度与作动筒运动速度呈比例关系,截面形状由圆形逐渐变为空间上扭曲的椭圆形;拉杆尺寸对喷管机构的面积比变化范围有明显影响,拉杆每增大（或减小）1 mm,面积比变化区间整体上移（或下移）0.025。仿真结果有助于了解喷管的运动规律,可为喷管的参数化分析及优化设计提供理论依据。     

轴对称矢量喷管空间运动学建模仿真

为了获得轴对称矢量喷管动态偏转轨迹的最优路径,提出了1 种基于运动学位移解算的解决方法。通过空间运动约束 分析建立了描述轴对称矢量喷管复杂空间运动的平衡方程,经解算建立了描述矢量角与作动筒位移映射关系的2 维插值模型。基 于运动学模型仿真中喷管喉道截面与出口截面几何中心距离不变的结论,建立矢量角与中心坐标的简化关系并设计各控制周期下 矢量角动态指令偏转规律。仿真结果表明：该解决方案基本可以保证动态偏转下矢量轨迹满足预期要求。     

基于UG/Motion的轴对称球面塞式

根据轴对称球面塞式矢量喷管的结构特点,应用UG NX软件自顶向下装配建模技术建立了该喷管3维实体模型,并运用UG/Motion技术建立该喷管的运动模型。通过对该运动模型的运动仿真模拟了该喷管的真实非矢量和矢量运动状态,验证了运动机构方案的合理性和可行性。初步研究了矢量作动筒不同布置方式对控制规律的影响,确定矢量作动筒的控制规律及行程范围和主要运动构件的运动轨迹,为喷管模型试验件工程设计提供了依据     

矢量喷管作动机构故障模式回中设计

针对故障模式下矢量喷管应急回中问题,提出一种关于矢量喷管作动简回中孔结构的设计方案。基于流体动力学平衡方程,建立应急回中装置的非线性数学模型。就设计过程中设计参数多于方程个数的求解,采用进油孔直径、活塞速度分段求解非线性方程组和作动筒左、右两腔仿真调试的组合方法,获得限定速度段内满足作动筒回中性能要求的回中孔结构参数。AMESim仿真结果表明,矢量喷管作动简回中结构参数,能满足喷管作动筒在任何工作状态下一旦出现故障迅速应急回中的要求,进入回中状态后能以足够的回中位置精度保持其安全的非矢量控制状态。     

航空发动机排气系统红外辐射特性数值研究

为深入了解航空发动机排气系统各部件对其红外辐射特征的影响,利用CFD/IR数值模拟方法研究了各部件发射率和内锥体温降对排气系统红外辐射特性的影响。结果表明:中心锥、低压涡轮和喷管扩张段是影响排气系统3～5μm波段红外辐射强度的关键部件,喷管扩张段和喷管外罩是影响排气系统8～14μm波段红外辐射强度的关键部件;喷管收敛段发射率的改变对排气系统红外辐射强度几乎无影响。所得结论具有较高的工程应用价值,可为发动机红外隐身设计提供参考。     

减弱喷管侧向力的变形喷管技术研究

为了改善大面积比过膨胀喷管的侧向力问题,提高火箭发动机喷管的整体性能,提出一种变形喷管抑制侧向力的技术方案。以VOLVO-S1喷管扩张段壁面为基本研究模型,通过在Y轴方向施加一对对称作动力后,使得喷管扩张段壁面沿X轴方向的各截面由圆形变为椭圆形,以此来改变喷管的面积比和流道特性,从而实现减小侧向力的目标。运用求解雷诺平均N-S方程的数值方法,对上述变形喷管的流场变化开展了相应研究,结果表明:在施加一定大小作动力后,喷管出口面积减小约0.98%,变形后的喷管相比于原喷管在推力损失较小的情况下可以将Y方向侧向力的峰值降为原来的60%,同时可以使得Z方向的侧向力峰值降为原来的一半。此外,变形喷管在落压比为15.2~15.3期间发生自由激波分离向受限激波分离的转换,相比于VOLVO-S1喷管的激波模式转换会有所延迟。最后分析了变形喷管的方案导致侧向力降低的原因。     

冷却抑制二元收扩喷管红外特征的模型实验与数值研究

为研究二元收扩喷管排气系统的红外特征及其采取冷却措施后的红外抑制效果,设计了带有冷却结构的喷管实验模型,测量了3组实验状态下的喷管壁面温度和红外辐射强度分布,分析了喷管腔体内各部件的辐射贡献大小。研究结果表明:二元收扩喷管排气系统的积分辐射强度在0°方向上最大,并且随着角度的增大而减小;扩张板的壁面温度下降21.1%,侧壁的壁面温度下降26.6%,可使积分辐射强度降低11.5%~31.9%;在扩张段冷却的基础上,中心锥的壁面温度下降9%,可使积分辐射强度降低21.7%~38.9%。     

西班牙涡轮发动机工业公司计划试验推力矢量喷管

公司计划1998年初为EJ200发动机试验这种喷管,其飞行试验将在2000年初进行.西班牙涡轮发动机工业公司已为轴对称推力矢量喷管制定了一项全尺寸技术验证计划.该喷管由3个同心环和4个标准的EJ200的喷管作动筒控制,并可安装在现有的安装结构内,它可提供所要求的俯仰和矢量控制以及独立     

双级延伸喷管模态分析

采用有限元法对双级延伸喷管收拢状态进行了模态分析，基础喷管的出口锥和两级延伸锥采用四节点壳元，延伸喷管的展开作动筒采用三维梁单元。最后给出了前六阶振型及对应的频率。     

混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法

为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用.      

液压作动筒复杂双油路腔流量偏小问题 仿真分析及验证

为解决航空发动机可调喷管液压作动筒工作腔流量偏小问题,对作动筒复杂双油路腔开展了CFD数值仿真分析,阐明了作动筒流量偏小原因,提出了增大流量的措施并仿真分析了改进效果。计算结果表明:仿真流量由465.5 m L/s增大到539 m L/s,增大了73.5 m L/s;流量实测值由443 m L/s增大到507 m L/s,满足设计要求,最终通过作动筒流量试验验证。     

航空发动机作动筒的伺服控制建模与分析

针对典型航空发动机阀控不对称作动筒的结构在带负载工况下的应用和理论分析情况,讨论了作动筒正、反向负载对伺服作动控制的影响,提出了1种阀控不对称作动筒的伺服控制系统建模与分析方法。将该方法在项目案例上的分析结果与实际项目试验数据进行对比,结果表明:该方法切实可靠,模型置信度高,对实际应用具有指导意义。同时,为了使作动筒往返控制效果一致,作动筒负载方向应设计为反向负载,负载力大小应设计在FL0附近。     

射流缝对激波诱导矢量喷管三维流场影响的数值模拟

在设计工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段不同射流缝几何结构的激波诱导轴对称气动矢量喷管进行了数值模拟。结果表明,流场结构的主要特征是在扩张段有一个主分离涡与一个旋向相反的射流角涡及次流与出口截面之间有一个较大的回流区。周向角,射流缝距出口截面轴向距离和轴向角是射流缝结构优化的三个关键参数,周向角为45°,射流缝距喷管出口截面轴向距离为19 mm,次流注入方向与主流方向相反时产生大的有效矢量角。     

扩张激波管流动波图观察

等截面激波管的计算方法已发展得很完善。为了获得强激波,经常采用“收缩”激波管,它的驱动段截面大于被驱动段,夹膜处加上收缩喷管作过渡。在低密度气体研究或激波强度不高而又要求大的被驱动段的场合,为了节省驱动气体用量,则常选用“扩张”激波管。其驱动段截面小于被驱动段,两者通过扩张喷管相接。对于缝合分界面运行的     

双级延伸喷管空间机构的力学分析

双级延伸喷管的基础锥和一、二级延锥为一空间对称机构,属超静定问题,是解决锥体与作动筒之间联接件结构设计的关键。为此,在用数值计算方法求解机构运动参数基础上,采用近似法解决了支反力的求解问题。计算结果与加速度试验曲线基本一致,为作动筒设计提供了可靠的理论依据。     

喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能影响分析

为了研究喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,对不同喷管收敛-扩张角下的爆震发动机工作过程进行了数值模拟,结果表明,不同喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响并不相同。增大扩张角,喷管出口面积增大,推力投影面积增大,排气时间减少,喷管内压力下降较快。收敛角为5°或扩张角为5°时的爆震发动机性能较好。     

三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验

为实现三维并联式TBCC排气系统的设计,利用基于二维最大推力理论的密切法设计了圆转矩变截面非对称冲压发动机喷管,并在冲压发动机喷管上壁面为三维曲面的条件下,利用转动加滑动共用面的调节方式实现了涡喷发动机喷管的内型面设计及其喉道面积的调节,从而完成了排气系统设计。随后对设计结果进行了冷流实验验证。结果表明,这种排气系统设计方法具有可行性。在冲压单独工作状态,壁面压力分布的数值计算与实验结果吻合较好,相对方均根偏差低于10.8%;在涡喷单独工作状态及共同工作状态,上壁面压力在激波附面层干扰区域内偏差较大,最大相对偏差可达30.6%。但壁面压力分布的数值计算与实验结果的整体变化趋势一致。      

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。     

推力矢量技术及其基本方案述评(下)

圆柱段轴线偏转矢量喷管(AT) 这种装置的主要特点是把喷管的圆柱段分为前后两截,在搭接处的左右两侧设置了两个侧向销轴。这样整个排气喷管就可作俯仰平面内的上下摆动,从而获得附加的飞机操纵力矩。该装置的优点是运动原理非常简单,轴对称收-扩喷管可以不作任何改动,A8和A9也无需改变。其最大缺点是转动段长度达1.3米到1.7米,而且转动部位靠前,外阻很大,结构上受到的附加载荷很大,达十几吨。为了抵消这一附加载荷,必须设置笨重的承力     

脉冲爆震火箭发动机喷管构型数值研究

利用准1维模型对带喷管和不带喷管脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模型的工作过程进行了数值仿真,研究了喷管构型对单次爆震过程流动以及排气性能的影响。结果表明,带有收敛扩张喷管和收敛喷管PDRE的内部流场比不带喷管和带扩张喷管PDRE的更为复杂。在爆震管完全填充的条件下,各种构型的喷管都能使PDRE性能增益,而收敛喷管使PDRE性能增益最大。但是,带收敛喷管PDRE的比冲仍远低于热力循环理论值,因而优化喷管设计具有进一步提高比冲的潜力。