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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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为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波
诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影
响。结果表明:在二次流流通面积不变、次流与主流流量比Ws/Wp≤6%的情况下,喷管上、下壁面分别喷射二次流产生的最大矢量
角分别为22.9°和15.9°;喷射位置对矢量角有较大影响,对推力系数影响不大,随着二次流喷射位置逐渐靠近出口,矢量角先增大
后减小;射流位置固定,随着主流落压比的增大,推力系数增大,当主流落压比从2增大到6时,推力系数最多提高17.9 %,矢量角
先增大后减小;随着二次流与主流总压比的增大,推力系数整体呈单调减小趋势,矢量角先增大后减小。 相似文献
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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。 相似文献
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基于激波控制的流体推力矢量喷管试验 总被引:1,自引:4,他引:1
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。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同工况下参数变化规律分析,给出了基于二次流喷射的流体推力矢量喷管的主次流气动参数及几何参数对流体推力矢量喷管流场结构和性能影响的关联关系。从试验和分析结果可以看出,喷管落压比、二次流总压比和二次流喷射角度等喷管的主次流气动几何参数对基于流体推力矢量喷管参数变化有明显的影响。 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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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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激波诱导矢量喷管动态数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
对一二元收扩激波诱导矢量喷管进行了二维动态数值模拟,研究了不同落压比、不同次流加速时间下,喷管气动特性和流场结构随次流增加的变化规律。结果表明:喷管在过膨胀状态下,次流流量达到一定值时,其推力会有较强的振荡;在完全膨胀和欠膨胀状态下,振荡较小。其原因是,次流增加过程中,喷管出口附近有复杂波系存在和回流产生,而回流对提高推力和增加矢量角有益。 相似文献
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激波矢量控制喷管落压比影响矢量性能及分离区控制数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
激波矢量控制喷管矢量角随落压比(NPR)的增大而下降的现象已被许多研究所证实.对NPR影响矢量角机理及基于多缝腔体和多缝辅助注气方法的分离区控制研究,目标是寻求大NPR条件下矢量性能提高的方法.研究表明:NPR影响矢量角的机理主要由于次流下游近壁面分离区由小NPR时的开放型变为大NPR时的封闭型,从而导致由于壁面压差力产生的矢量力减小所致.多缝辅助注气方法可以有效控制分离区在大NPR时保持开放,注气压力为环境压力时可以在不从系统额外引气的条件下提高矢量性能. 相似文献
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针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明:非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。 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