扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。     

扰流片推力矢量控制系统动态特性研究

针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰流片产生气动力的大小随扰流片伸入流场高度的变化规律;并通过固体火箭发动机的点火试验,验证所设计的扰流片系统在阶跃响应和正弦加载下的动态特性.结果表明:扰流片推力矢量控制系统在最大偏转角度38°时,阶跃响应时间为55ms,最大偏差0.6°,超调量2.02％;偏转角8°时,正弦加载测得系统带宽10Hz.     

扰流片快速张开诱发的非定常流动研究

通过数值求解二维非定常可压N-S方程,研究了二维翼型上扰流片快速张开诱发的复杂非定常流动问题。利用动态重叠网格方法处理扰流片和主翼相对移动,分析了扰流片快速张开诱发的升力过冲现象及其形成机理。着重探讨了来流迎角、扰流片高度以及快速张开速率对过冲量的影响。     

短舱扰流片对运输机增升装置气动特性的影响

 以民用运输机增升装置复杂增升构型气动设计为背景,针对短舱扰流片对增升构型气动性能的影响,借助数值模拟对流动控制效果和影响机理进行研究。数值结果表明:合理的扰流片设计可以明显改善增升装置的气动特性,提高最大升力系数0.3以上,增大失速迎角3°左右。短舱扰流片安装参数研究表明:短舱扰流片产生旋涡强度对其推迟失速的效果有明显影响;在所研究的范围内,短舱扰流片弦向位置明显影响扰流片的当地来流迎角,进而改变所产生旋涡的强度;扰流片的周向安装角主要影响扰流片的来流强度,同样影响所产生旋涡的强度;扰流片面积对提高升力系数贡献不大,主要影响失速形态。     

设计参数对扰流片操纵效能、铰链力矩和尾流湍流的影响

进行了确定某些设计参数对扰流片性能和扰流片流场特性影响的风洞试验。测量参数包括力、表面压力、在垂直扰流片上的油流谱以及用双分离膜风速计系统测量尾流压力、尾流速度和湍流参数。测量结果为扰流片各设计变量的影响，例如：在相同投影高度下扰流片的偏度、铰链线缝隙、下表面通风和下表面偏转片、扰流片的后缘切口和扰流片的孔隙率。铰链线缝隙、孔隙率、下表面通风和下表面偏转片可以用来减小控制死区趋势。对尾流湍流的研究表明某些改变可用来减小尾流中的峰值频率。     

扰流片对汽油/空气脉冲爆震发动机爆震波压力的影响

在汽油 空气吸气式脉冲爆震发动机(PDE)协调工作的基础上,利用动态压力传感器测量了爆震波峰值压力。研究了圆环型扰流片的堵塞比、片数和间距对爆震波峰值压力的影响,以及上游扰流片间和下游扰流片间压力波峰值压力的变化。研究表明:一定结构的PDE,扰流片存在合理的堵塞比和间距以及最少片数。试验得到最佳堵塞比为44 5%左右,最佳片间距为爆震管内径的2倍左右,最少片数为6片。这些结果对PDE和扰流器的优化设计有重要指导意义。     

扰流片快速张开诱发的非定常升力过冲

通过数值求解二维非定常可压N-S方程,研究了二维翼型上扰流片快速张开诱发的复杂非定常流动问题.利用动态重叠网格方法处理扰流片和主翼相对移动,分析了扰流片快速张开诱发的升力过冲现象及其形成机理.着重探讨了来流攻角和扰流片高度对过冲量的影响.     

带有偏转扰流片翼型非稳定流场的分析研究

对带有可偏转的襟翼式扰流片的二维翼型所产生的流场进行了试验研究。通过亚音速试验确定了在两种雷诺数条件下改变扰流片的偏转角和迎角对流场所产生的影响。对平均表面压力和脉动表面压力以及尾流速度进行了测量，并且对尾流进行了纹影流动显形。给出了与扰流片流场非稳定特性有关的结果。研究表明，旋涡脱落是扰流片尾流的主要特征，它决定着整个流场的非稳定特性；旋涡脱落的特点与扰流片的偏转角有关；当扰流片偏转角较大时，脉动表面压力场(旋涡脱落频率分量)也较大。     

振荡扰流片非定常流场的N-S方程数值模拟

 通过有限差分法求解不可压缩流体的二维非定常Navier-Stokes方程,研究扰流片作振荡运动引起的强迫非定常分离流特性。着重研究了雷诺数、缩减频率等因素的影响。得到涡在扰流片上生成、发展、脱落以及脱落后的演化过程;并给出扰流片和平板表面的压力分布。计算结果和实验结果符合良好。     

平板扰流片振动诱导涡运动研究

 本文研究了平板上扰流片静止及振动时所诱导的分离涡的形成过程。当拢流片静止时。在拢流片后仅形成不规则的大尺度涡,一旦执流片振动。就诱导出有固定频率的分离涡。拢流片振动频率,对分离涡的尺度、强弱、成对、合并过程有重要影响。文中还对的流片振幅大小的影响进行了讨论。     

带扰流片的二维翼型非定常计算及分析

通过求解二维非定常可压N-S方程,研究了带扰流片的NACA0012翼型绕流问题.首先计算了扰流片固定在三个不同张开角度时的流动,气动力系数变化规律和已有实验数据对比,结论一致.并着重描述了扰流片张开时,背风区涡形成、发展和脱落过程,分析了非定常气动力产生的机理.为了进一步探讨振动扰流片对主翼的影响,采用Chimera重叠网格技术处理多体相对移动问题,分析了振动频率和振动幅度两个因素对时均气动力的影响.     

推力矢量技术的研究与发展

介绍了推力矢量的基本原理 ,国外推力矢量技术的发展及矢量喷管的主要技术方案 ,分析了国外推力矢量技术的研究方向、技术途径 ,对我国推力矢量技术的研究提出了一些建议。     

翼梢涡的结构与控制方法探索

本文的研究目的是弄清机翼翼梢涡的结构及安装翼梢扰流片对翼梢涡的影响,研究方法是设计制作了几种不同的扰流片,分别把它们安装到一个基本翼的翼梢上,利用氢气泡显示法在槽中观察了无附加扰流自发安装不同扰流片时翼梢涡的结构和衰减过程,利用激光测速仪在水洞中测量了有无扰流片时翼梢涡的周向速度分布,给出了翼梢涡影响标度的衰减曲线。实验结果表明：扰流片对翼梢涡的初期结构有影响,但对翼梢涡的中、后期发展影响不大。     

喷流-外流干扰流场数值模拟

 研究了一种适用于推力矢量的内外流干扰复杂流场的数值模拟方法。主要讨论了能灵活处理复杂外形的重叠-搭接网格技术;适于低速大迎角流动及重叠 搭接网格技术的湍流模型以及是否考虑内流的喷流边界条件的定义。在数值模拟方法研究基础上对矢量推力飞机喷流-外流干扰流场进行了分析研究。包括计及喷管内流的内外流干扰流场数值模拟;给定喷管出口边界条件的喷流-外流干扰流场数值模拟;复杂外形引入喷流边界的数值模拟。以上计算反映了喷流对不同外流情况时的流扬的影响和气动力的影响。数值模拟说明,采用重叠-搭接混合网格处理复杂外形,使用恰当的湍流模型可以较好地模拟喷流-外流的干扰流场。     

推力矢量控制与推力矢量喷管

叙述了推力矢量控制的分类、发展过程，说明了推力矢量控制的重要性，推力矢量控制是未来战斗机提高敏捷性和获得过失速机动的重要手段。介绍了目前世界上航空发达的国家推力矢量控制和推力矢量喷管的发展现状和趋势，采用推力矢量控制和推力矢量喷管后使飞机所获得的效益和面临的问题。     

失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响

以Ｆ－１５战斗机为例，研究了失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响。主要研究了迎角、推力、推力矢量角及气动力等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过与无推力矢量及非失速情况的比较，推出了推力矢量和失速机动的优缺点。     

推力矢量技术的研究、应用及作用

Research,ApplicationandRoleofVectored-Thrust推力矢量技术近年来已由研究试验阶段发展到了实用阶段,在发达国家下一代战斗机上几乎全部都采用了这项技术,第三代战斗机的某些改型上也有加装推力矢量系统的。现在的推力矢量技术已从第一代发展到了第二代,其对飞机的总体性能和结构设计已产生了重要影响。总的来说,战斗机应用推力矢量技术是美国、俄罗斯战略、战术发展的需要。而相关技术的发展使其应用成为可能。推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能,对飞机…     

加装推力矢量喷管对飞机起飞性能影响研究

矢量喷管是实现推力矢量的关键部件,对矢量喷管的分类和设计方案进行了初步研究,在某型发动机上加装了轴对称矢量喷管,建立了起飞特性的数学模型,得出在不同状态下飞机起飞滑跑距离与推力矢量偏角之间的关系,对减小飞机起飞滑跑距离有重要意义。     

爆震管内扰流片对爆震波影响的数值分析

为了研究扰流片对两相爆震过程中燃烧转爆震的影响,建立两相低雷诺数湍流爆震模型,应用二维粘性CE/SE方法进行数值求解。结果表明,爆震波压力计算值与实验压力值符合得较好,扰流片的存在能显著缩短燃烧转爆震的时间;且对一固定尺寸的爆震管,扰流片的片数和间距都存在最佳值,使得燃烧转爆震时间最短。     

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。