共查询到18条相似文献,搜索用时 62 毫秒
1.
2.
3.
气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明:喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4%;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。 相似文献
4.
基于推力矢量控制的气体二次喷射混合流场实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍用于固体火箭发动机推力矢量控制的气体二次喷射实验装置及实验方法;研究了气体二次喷射中喷射位置、喷射角度、喷射孔形状、喷射马赫数、喷射流量等诸多参数对混合流场弓形激波的影响;并对实测的弓形激波半径与激波理论分析方法求得的激波半径进行了比较,二者激波斜率基本一致。 相似文献
5.
燃气喷射推力矢量喷管气固两相流数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
利用Euler-Lagrangian方法模拟了固体火箭发动机燃气喷射推力矢量喷管气固两相内流场,研究了固体颗粒对喷管推力矢量性能的影响.气相采用Roe格式和MUSCL (monotone upstream-centred schemes for conservation laws)插值进行空间2阶迎风离散,时间推进采用隐式时间格式;固体颗粒相采用随机轨道模型计算颗粒轨迹,并与气相进行双向耦合.结果表明:固体颗粒的存在使弓形激波强度增强,但降低了推力矢量角和推力系数;颗粒质量分数相同时,粒径越大,推力矢量角和推力系数越大;颗粒直径相同时,颗粒质量分数越大,推力矢量角和推力系数越小. 相似文献
6.
推力矢量控制与推力矢量喷管 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
7.
为了能够方便快捷地对塞式喷管发动机的性能做出准确的预示,通过理论分析,结合塞式喷管的流场特征,提出了一种塞式喷管壁面压强分布的数学模型。在此基础上,分别建立了全长型和截短型的塞式喷管的推力模型。通过与实验的对比分析,模型与实验数据基本吻合,验证了塞式壁面压力分布的数学模型以及在此基础上建立的推力模型,可以作为塞式喷管发动机性能预示的有效工具。 相似文献
8.
9.
10.
11.
12.
13.
14.
15.
为了掌握瓦状塞式喷管更多的特征,采用空气作为介质,对一瓦状塞式喷管进行了底部限流板、底部二次流及内喷管倾角对性能影响的冷流实验。研究结果表明:在低中空,底部压强一般比环境压强要低;塞式喷管底部加入二次流可以增加底部压强,但底部二次流对性能的影响在1%-2%以内,少量的二次流对增加性能的效果较好,而加入更多的二次流则效果有限;增大内管倾角,可以增大底部压强即增加底部推力,但存在一个最佳倾角,使最大效率最大;本次冷流实验的瓦状塞式喷管最高效率为96%,其高度补偿效果较为明显。 相似文献
16.
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
17.