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激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用实验方法,通过在二元收敛-扩张喷管扩张段引入二次流喷射,开展了激波诱导控制的流体推力矢量技术研究.实验过程通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流纹影观测,研究了主流压力、二次流喷射压力以及二次流喷嘴几何(缝或孔)对推力矢量喷管性能的影响.同时,结合数值计算方法,对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟,获得了实验手段难以得到的流场数据和性能,对实验结果进行了辅助分析.初步研究结果表明:在给定的实验条件下,主流压力越高,喷管推力矢量角越小,同时推力系数越大;二次流压力越高,喷管推力矢量角越大,同时推力系数减小;同孔喷射相比,采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动,分离点后压升显著,射流穿透能力强,对主流的扰动强烈. 相似文献
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二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管(Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle,DTN)内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明,DTN在非推力矢量情况下,NPR在3~4范围时,推力系数较大,达到0.968,而流量系数较小,仅为0.93;NPR再增大,推力系数迅速下降。在推力矢量情况下,落压比一定时,随着次流流量比的增加,推力矢量角增加,而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小;次流流量比一定时,随着落压比的增加,推力矢量角减小,系统推力系数先增加后减小,流量系数略微增加。 相似文献
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旁路式双喉道喷管(BDTN)通过设置旁路通道即可实现稳定的推力矢量,无需增加额外的高压气源和次流系统,研究其推力矢量特性对于提高飞行器的机动性和敏捷性具有重要意义。采用数值方法对BDTN在不同落压比下的内外流场及其在高温高压环境下的内流特性进行数值仿真。结果表明:BDTN的流场结构与普通双喉道喷管(DTN)相仿,但矢量效果更好,可在推力系数为0.966的同时获得24.6°的推力矢量角;落压比(NPR)大于4时,随着入口总压的增加,喷管推力矢量角和推力系数均逐渐减小;在入口总温为3 000K、落压比为100时,喷管的推力矢量角减小至12.75°,推力系数减小至0.882,即高温高压的内流环境对喷管矢量性能具有很大的消极影响。 相似文献
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为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3~4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3~4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°~30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。 相似文献
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基于次流喷射控制推力矢量喷管的实验及数值研究 总被引:13,自引:2,他引:11
应用实验和数值模拟的方法,对一种新型的推力矢量喷管—基于次流喷射控制的二维推力矢量喷管的推力矢量性能和流场进行了研究。实验是在西北工业大学小型超高速吹气式风洞中进行,测量了在不同的二次喷流情况下,推力矢量和流场的变化规律;采用时间推进求解N-S方程的方法数值模拟了二维推力矢量喷管内流场和性能。研究结果表明,应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量转折,但是,二次喷流必须具有足够的压力值;如何从推力矢量工作方式恢复到轴向流动工作方式则是需要进一步研究的问题。 相似文献
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激波控制矢量喷管流动与工作特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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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。 相似文献
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流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻,能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段,但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化,本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型,对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速(PIV)技术对主射流流动特性进行研究,获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律;利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性,获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明:该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转,最大流动矢量角为-12.3°/12.3°,最大推力矢量角为-12.9°/12.8°,控制规律接近线性,不存在主射流偏转突跳问题。 相似文献
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推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响 总被引:2,自引:2,他引:2
推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明:与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。 相似文献
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采用诱导磁场方程,Mixture混合两相流和磁场修正的湍流两方程模型,研究施加不同强度磁场时,收敛喷管内等离子体的流动和传热特性以及等离子体对尾喷流的包裹情况.结果表明,随着气流在收敛喷管内加速,等离子体被掺混的程度增加.增强磁场可提高近壁面处等离子体体积分数,抑制其湍流度,降低高温气体向喷管壁面的传热.当By=1.3T时,磁控等离子体可降低54.4%的壁面温升,增加0.74%的喷管推力系数,在出口4倍当量直径处对尾气仍有一定的包裹. 相似文献