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为了获得涡扇发动机二元喷管热喷流的红外辐射特性,分别对喷口面积相等且宽高比分别为1,4,8,12和16的二元喷管的热喷流的红外辐射特性进行了测试,并与轴对称喷管进行了对比。喷管内涵通道的气流温度为500℃,外涵通道的气流温度为环境温度,内、外涵气流的流量比为1:3。通过实验,获得了各个喷管的热喷流在3~5μm波段的红外光谱辐射强度分布和积分强度。结果表明,采用宽高比大于1的二元喷管能够有效降低热喷流的红外辐射,但是在宽高比大于8以后二元喷管热喷流的红外辐射不再随宽高比的增加而明显减小。 相似文献
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基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。 相似文献
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采用二阶迎风离散格式并选用RNG(renormalization group)k-ε湍流模型,对轴对称分开排气喷管和核心喷管上采用V形尾缘的分开排气喷管的喷流流场进行三维数值模拟.结果表明,相对基准轴对称分开排气喷管,V形尾缘一方面引入了流向涡,另一方面增加了核心喷流与风扇喷流之间的混合层长度,强化了喷流的混合,有效地... 相似文献
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为研究可变扩散湍流模型在排气系统红外辐射特性计算中的适用性,计算了轴对称亚声速喷管在3 ~5μm波段的空腔-喷流组合红外辐射特性.喷管流场及温度场采用有限体积法求解N-S方程,湍流模型采用标准k-ε模型和可变扩散模型.红外特性计算采用有限体积法求解吸收-发射性介质条件下的三维辐射传输方程,并考虑大气衰减作用.计算结果与试验对比表明,与标准k-ε模型相比,可变扩散湍流模型能够有效改善亚声速热喷流的核心区长度,从而获得与试验结果一致的红外辐射强度,说明可变扩散湍流模型适用于精确模拟轴对称排气系统的红外辐射特性. 相似文献
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为了研究S弯喷管亚声速喷流的噪声特性,采用大涡模拟结合FW-H方程方法,通过数值模拟得到轴对称喷管和S弯喷管的流场及远场噪声。结果表明:S弯喷管的S形弯曲及圆转方构型导致了主流流向变化和横向压力梯度,S弯喷管出口截面角区及下方中心线附近均有不同尺度的旋涡分布,通过加强掺混减弱喷流与大气之间的剪切,使得S弯喷管噪声源尺度小于轴对称喷管。S弯喷管将St=0.08~0.2的噪声转移到St=0.2~0.3,在喷流下游10°~50°,S弯喷管相比于轴对称喷管噪声总声压级减小了6~8dB,在20°接收点处降噪效果最佳,相比于轴对称喷管减小了约8dB。在喷流上游S弯喷管降噪效果减弱,仅减小了2~4dB。在下游10°~80°处,S弯喷管水平探测面噪声总声压级比垂直探测面高2~3dB,在喷流上游二者差异较小。 相似文献
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二元喷管热喷流噪声特性试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本文用露天热喷管试验台产生喷射噪声,在收敛喷管处临界状态,测量了圆锥喷管、不同宽高比的二元喷管进口加旋与不加旋等条件下的喷射噪声,对二元喷管热喷流噪声的空间分布和频谱进行了分析。结果表明,二元喷管与圆锥喷管热喷热流噪声的声谱分布不同,它减小了喷射噪声低频范围的声压级,并且将噪声能量转移到高频范围,为加快噪声传输过程中的衰减建立了良好条件;二元喷管宽高比参数增大和喷管进口加轴向旋流具有抑制噪声辐射的 相似文献
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用涡喷-6发动机,在地面台架上对二元收敛喷管和轴对称收敛喷管进行了发动机性能的对比试验,研究了二元喷管的气动特性和喷口面积的影响。结果表明,二元喷管对发动机推力和耗油率影响不大,在发动机最大状态,二元喷管推力约比轴对称喷管小1.0%,耗油率增加约0.7%。 相似文献
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结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。 相似文献
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《中国航空学报》2023,36(3):42-62
Bypass Dual Throat Nozzle (BDTN) is a novel type of fluidic thrust vectoring nozzle. To improve the infrared stealth performance of BDTN, a nozzle based on BDTN is proposed and numerically simulated. Each cross-section along the x-axis of the novel nozzle becomes a trapezoid, which is named “BDTN-TRA.” The main numerical simulation results show that BDTN-TRA can produce a thrust vectoring angle when the upper or lower bypass valve is open. The angle difference between the two conditions mentioned above is usually approximately 1°–2°. Even if the two bypasses are closed, BDTN-TRA can produce a small thrust vectoring angle at around 3°–5°. When the sidewall angle increases from 60° to 90°, the thrust coefficient and thrust vectoring angle under each work condition usually decrease. A larger aspect ratio indicates better performance. As the aspect ratio increases over 7.2, the performance of BDTN-TRA is quite close to that of BDTN with rectangular cross-sections at the same aspect ratio. These features will benefit the control and trimming for future aircraft design, especially for the flying wing layout aircraft. Last but not least, BDTN-TRA has a more extraordinary mixing performance compared with BDTN. The distributions of static temperature and axial velocity along the x-axis of BDTN-TRA with sidewall angle of 60° decrease faster than those of BDTN. When the total temperature of the inlet equals 1600 K, the static temperature difference between BDTN-TRA with sidewall angles of 60° and 90° is over 360 K at twice the length of the nozzle downstream of the nozzle exit, which is the reflection for excellent infrared stealth for the fighter. 相似文献
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混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计方法 总被引:2,自引:4,他引:2
为使混合排气二元收敛喷管的设计在满足发动机推力性能要求的同时,也具有良好的红外特征信号抑制效果,从固定式混合排气二元收敛喷管的设计要求出发,提出了一套混合排气二元收敛喷管气动与红外隐身综合设计的方法和流程.并通过算例计算验证了该设计方法的可行性.另外,计算结果表明:二元喷管的进口截面位置、喷管总长、出口面积以及出口宽高比等几何参数对实现喷管推力性能均起到关键作用;而合理确定出口宽高比,对实现喷管红外隐身性能具有重要作用. 相似文献
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超声速/高超声速双拐点喷管设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础. 相似文献
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高度补偿喷管的氢氧热试研究 总被引:2,自引:1,他引:1
采用气氧作氧化剂、气氢作燃料, 对具有高度补偿特性的塞式喷管和双钟型喷管进行了点火热试.介绍了气氢/气氧试验系统, 以及试验喷管的结构形式、设计参数和装配照片, 喷管试验件采用耐烧蚀的钨渗铜材料加工, 成功进行了多次短时间点火热试.给出了试验测量参数曲线、点火热试照片和数据结果, 获得了不同高度下塞式喷管和双钟型喷管的热试性能数据, 和当量钟型喷管相比两者都具有较好的高度补偿特性.以推力系数效率为例, 塞式喷管在低空压强比下达到92%-95%, 双钟型喷管低空下为96%-98%, 高空下则都在95%左右. 相似文献
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针对鸭翼对鸭式布局战斗机整机的雷达散射截面(RCS)影响进行了较详细的研究与分析。首先,分析了鸭翼的散射机理,然后运用多层快速多极子方法(MLFMM)进行特定模型的整机外形RCS计算,通过鸭式布局和常规布局的RCS对比,分析了鸭翼散射对整机RCS的影响,包括鸭翼偏转状态下对整机的影响。然后,通过试验方法研究了鸭翼边缘散射和对缝散射的影响以及相应的抑制措施。研究结果表明,对鸭翼散射进行抑制或消除之后,鸭式布局完全可以应用于高隐身飞机的布局设计,其隐身性能与常规布局相当。最后,总结得出鸭翼隐身设计的指导性原则。 相似文献