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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。 相似文献
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推力矢量喷管及其控制技术综述 总被引:1,自引:0,他引:1
推力矢量控制是第四代战斗机获得过失速机动性的必要条件,推力矢量喷管具有提供巨大的飞机性能收益的潜力。文中介绍轴对称矢量喷管和二元收-扩矢量喷管的结构,较详细地讨论了二元矢量喷管的控制机构、控制工作模态和控制系统。 相似文献
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航空发动机推力矢量技术发展趋势分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文主要站在信息角度上,利用统计分析方法,阐述了航空发动机推力矢量技术的发展演变趋势。同时,借助于对轴对称推力矢量喷管的简要分析,与二元推力矢量喷管作了对比,对轴对称推力矢量喷管客观地进行了评价。 相似文献
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矢量喷管静推力特性风洞实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
给出了轴对称收扩喷管和实施矢量偏转后的收扩喷管模型在FL-8风洞中的动力模拟静特性实验结果。对于轴对称喷管模型主要进行了喷管的推力特性测量,对于实施矢量偏转后的喷管模型除了结出了喷管推力特性外,还给出了喷管的偏转效率。实验结果表明:在FL-8风洞中进行单喷管的推力得特性测量实验结果可靠,与理论规律相一致。 相似文献
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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。 相似文献
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轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
采用Jamson提出的有限体积法对4种结构的轴对称推力矢量喷管的内流场进行了数值分析,预测了其内流场性能参数,计算结果与参考文献符合的很好,表明该方法对建立轴对称推力矢量喷管的数学模型具有很高的模拟精度和较快的收敛速度。 相似文献
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结合后摆式轴对称矢量喷管的运动结构 ,对矢量喷管的矢量运动控制参数及控制特点进行了初步分析 ,供航空发动机FADEC控制系统与推力矢量技术结合研究作参考。 相似文献
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针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。 相似文献
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一种基于引射效应的流体推力矢量新技术 总被引:2,自引:0,他引:2
流体推力矢量是一种利用流动控制技术实现推力转向的方法,针对现有二次流动控制推力矢量方案的不足,提出了采用引射方式的新型流体推力矢量技术,该技术在喷管套管内利用引射作用产生低压区使主流方向偏转,实现推力转向。并且可以通过限制流量的方法调节主喷流对单侧套管的抽吸程度,使得在喷管套管内产生不同的横向压力梯度,达到了矢量化控制推力转向的目的。运用这一概念设计了矩形矢量喷管,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管内喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析。计算结果表明:该矢量喷管的最大推力转向角度达到24°,对应喷流附壁状态,在喷流附壁之前可以矢量控制的推力转向角为0°~13°,推力损失在1.5%~7.0%之间变化。最后根据该计算外形以1∶10比例加工了矢量喷管,运用高压气源进行了尾喷流偏转试验。试验表明该矢量喷管在设计状态能够实现射流矢量偏转,从原理上验证了该推力矢量方案的可行性。 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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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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采用限体积法在同位网格中对满足几何守恒定律的控制方程进行离散化,对某一轴对称矢量喷管在几何偏角速度大小为40°/s下从0°偏转到14.2°过程中的内外流场采用压力隐式分离算法(PISO)进行了数值模拟,分析了该喷管在不同的落压比、不同的外流速度下偏转时,喷管内外流场的动态变化特性,几何偏角和气动矢量角的关系,当喷管偏转后在内壁面产生分离时,喷管的气动矢量角振荡。研究结果为矢量喷管的设计和发动机控制技术的研究提供了参考。 相似文献
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低速风洞推力矢量试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。 相似文献
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基于数值方法,研究了逆流推力矢量喷管中由于流动自身导致的非定常现象。结果表明,当抽吸背压下降至某个范围时(50.66~60.8 kPa),主流在接近外套壁面的某个位置处呈现出周期性振荡,流动参数(抽吸二次流量、推力矢量角、合成推力系数)也以小振幅振荡,但是同向二次流量却没有振荡。深入的流动机理分析表明,此时在逆流剪切层中,分离涡周期性地形成和发展,没有呈现出流动失稳,同时剪切层中的速度比又远大于定常流动下的值,因此流动表现为自激振荡特征。 相似文献