引射法实现推力转向的技术研究

本文主要通过两种气动方法实现推力转向：第一种是在喷管的扩张段沿周向开缝，通过二次流的引射作用，在扩张段产生斜激波，由于激波的诱导作用实现主喷流的推力转向；第二种是在喷管尾部沿轴向开缝，由于喷管本身的不对称性，利用内外流场的共同作用，产生尾喷流的非对称流动，从而实现推力转向。在激波诱导方法中主要研究了开缝位置、开缝宽度和开缝周向角对推力转向的影响，并在此研究的基础上，提出了利用喷管二次扩张增强喷流的推力转向，并研究了喷管二次扩张角对喷流转向角的影响。给出了数值模拟计算，同时进行了高速风洞试验的验证，结果表明两者规律相同。     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管

流体推力矢量控制技术是当前航空技术领域出现的一种全新概念的推力矢量技术,它最大的优越性是不需要机械运动件就能实施推力转向。概要地介绍了该技术的基本概念和工作原理,以及几种实施方案,简述了发展背景,并从情报信息角度尝试性地对其优缺点分析评价。     

基于次流喷射控制推力矢量喷管的实验及数值研究

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。      

基于激波控制的流体推力矢量喷管试验

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。     

波瓣式主喷管排气引射系统的高速冷态推力特性试验研究

对基准圆柱收敛喷管、五种波瓣主喷管、以及波瓣主喷管与带扩压段的混合管和不带扩压段的混合管所组成的不同排气引射系统进行了推力随喷管前压力(0.15～0.5MPa)变化的特性试验。试验结果表明:波瓣主喷管排气引射系统在高速排气条件下也具有较好的应用前景;但在设计上,必须考虑高速,尤其是超音排气的气动特点所带来的相关问题。      

二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究

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。     

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.      

一种引射增强型二次喉道新方案的数值模拟

为提高大型超声速风洞的运行经济性,设计了一种通过引射低总压冷介质提高扩压性能的新型二次喉道扩压器,其结构特征是在扩压器收敛段前方增加侧壁凹槽,在凹槽前沿位置引入低总压常温空气作为冷介质,通过引射扩散作用在扩压器壁面形成气膜,调节二次喉道实际流通直径,较大程度上增强二次喉道的静压恢复能力,同时又降低二次喉道壁面热负荷,冷却壁面。数值验证结果表明,所设计新型二次喉道方案可通过调节引射气量自适应较宽范围的运行条件,有效隔离扩压器壁面直接接触高温燃气,同时提高了扩压能力,节省后段接力引射器的主动流流量近30%,对风洞运行经济性提升十分明显。     

二股流喷射控制推力矢量数值计算研究

利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢量偏角的影响。     

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...     

轴对称矢量喷管设计与技术试验技术研究

简要综述了轴对称矢量喷管的设计与试验,介绍了其技术特点和相应的工作方法,包括计算机仿真技术的采用和循序渐进、并行发展的工作思路,并概要介绍了试车验证情况。试车结果表明:轴对称矢量喷管技术已经取得突破,技术指标达到了飞机部门提出的初步要求。     

推力矢量喷管控制系统的数字仿真研究

结合某型发动机推力矢量喷管研制的实际工作,确定了轴对称推力矢量喷管的控制方案,建立了轴对称推力矢量喷管控制系统的数学模型,对此作了数字仿真研究。仿真结果表明:某型发动机推力矢量喷管控制方案是可行的,可满足发动机的性能要求。     

矢量喷管机构运动功能可靠性分析

针对矢量喷管机构的运动特点,将其运动过程分为2个摆动阶段和1个定位阶段,应用概率论和随机过程理论建立了对应这3个阶段的运动功能可靠性分析模型;采用有限元软件ANSYS和机构仿真分析软件ADAMS相结合的办法,得到机构目标变量的分布;根据建立的3个阶段的可靠度数学模型,计算了矢量喷管机构的可靠度。     

推力矢量飞机的起飞性能研究

简述推力矢量技术的作用,建立了带三轴推力矢量飞机的起飞滑跑段运动方程,通过数值仿真探讨了推力矢量的偏转大小对起飞性能的影响,对不同推力矢量偏转下飞机起飞性能的仿真计算结果进行了分析。仿真结果表明,采用直接力控制可以明显提高飞机的起飞性能。     

基于RBF和PSO的双喉道气动矢量喷管优化设计

本文探索了一种能多变量综合优化的方法,即对喷管进行参数化设计后,用均匀试验设计(UED)将试验样本均匀散布在设计区间内,求出各性能参数后,利用径向基神经网络(RBF)对试验样本进行拟合,再用粒子群算法(PSO)对训练好的神经网络进行寻优,找出了更好的双喉道气动矢量喷管设计参数组合.数值模拟结果显示,优化后的双喉道气动矢量喷管的矢量角有了明显提高.试验表明这种优化方法具有很好的优化能力,可以用来对喷管几何外形进行参数优化.     

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     

双喉道喷管与飞翼布局无人机气动数值研究

利用超椭圆方法,设计了双喉道射流矢量喷管的气动外形,并采用S-A湍流模型数值研究了次主流压比、次流方向及喷管外形参数对其气动特性的影响。研究表明,当确定次主流压比SPR=3时,可依次确定该型喷管外形参数分别为空腔长度l=3h,空腔扩张角θ1=10°,空腔收敛角θ2=30°,二次流注入角α=120°时,矢量喷管的气动特性最优。将设计的气动最优喷管与飞翼布局无人机后体进行一体化设计,数值模拟了喷管对飞翼布局无人机升阻特性的影响,结果表明,双喉道射流矢量喷管能够很好地运用于飞翼布局无人机。