二元收扩喷管设计参数对红外特征影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行排气系统红外辐射(IR)特征数值模拟算例的设计,研究了二元收扩喷管(2D-CD)喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角和扩张半角等参数对排气系统红外辐射特征的影响,并且开展了参数对排气系统红外辐射特征影响灵敏度的分析。结果表明:扩张半角是影响二元排气系统红外辐射特征空间范围最宽的参数,收敛半角主要影响尾向10°～30°范围的红外辐射特征,喉部宽高比主要影响正尾向0°和侧向90°的红外辐射特征,喉部型面半径比对红外辐射特征的影响较小;二元排气系统不同方向上红外辐射特征的最主要影响参数不同,正尾向0°方向上的最主要影响参数是喉部宽高比,侧向90°方向上的最主要影响参数按影响程度大小排序依次为扩张半角、喉部宽高比。     

二元收扩喷管的方案设计与试验研究

本文介绍了用于歼击机上的小宽高比的二元收扩喷管的方案设计程序。通过全尺寸二元收扩喷管的台架试验件的实践与试验,证明这种装置容易实现超音速推进,并兼有改变推力方向、降低尾阻以及低可探测性等多种功能。二元收扩喷管是很有发展潜力的推进装置。     

高速热喷流条件下二元收扩喷管扩张段壁面冷却的初步试验研究

在高速热喷流条件下 ,对二元收扩喷管超音段壁面的冷却进行了初步试验研究。采用的冷却方案共有3种 ,分别是缝隙式、离散孔式和波纹板式气膜冷却方案。得到了各冷却方案喷管的壁面压力分布、壁温分布和红外辐射特性。结果表明 :冷却气流对喷管壁面压力分布影响较大 ,不同冷却结构的壁面压力分布特点不同。通过冷却 ,各喷管的壁温和红外辐射强度明显降低。其中缝隙式气膜冷却和波纹板式气膜冷却冷却结构的冷却效果比较好     

二元收扩喷管气动方案优化设计

为掌握二元收扩喷管气动特性和设计方法,通过数值模拟方法对采用超椭圆方程进行圆转方过渡的小宽高比二元收扩喷管进行研究。计算分析了喉道宽高比、圆转方段长度、收敛调节片长度及扩张调节片长度4个参数对二元收扩喷管气动性能的影响,通过对上述4个参数的优化得出了综合性能较优的二元收扩喷管气动方案。研究结果表明:经过适当优化,二元收扩喷管能够满足工程应用要求,同时,鉴于其在隐身和矢量推进等方面的优势,有必要对其开展更加深入地研究。     

二元收-扩喷管气动喉道控制数值模拟

设计了收敛段为圆转方段的二元收-扩喷管,对喉道面积气动射流控制方案进行了数值模拟,分析了喷管出口宽高比、落压比、射流角度对喉道面积和喷管性能的影响.结果表明:喷管喉道矩形截面宽边壁面附近的静压小于窄边壁面附近的静压,并且随着出口宽高比的增大,宽边壁面附近的静压逐渐减小,窄边壁面附近的静压逐渐增大;在同样的落压比下,出口宽高比增大,喉道面积控制范围(RTAC)、喉道面积控制效率(ETAC)增大,总压恢复系数减小;出口宽高比一定时,随落压比的增大,RTAC,ETAC先减小而后基本保持不变,总压恢复系数增大;ETAC随射流角度的增大而增大.     

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计,综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响,研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角）,并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明:喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数,因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈,尤其是在收敛半角α较大时,增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大;喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数;二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.      

截锥不同冷却结构对喷管腔体红外抑制特征影响的数值研究

对发动机喷管高温部件之一的截锥3~5μm波段上红外抑制特征进行了数值研究.在红外辐射信号较强的截锥前端布置气膜缝槽冷却结构和气膜孔冷却结构,将温度较低的外涵气流通过支板引入截锥,有效降低了截锥、支板的壁面温度和红外辐射强度.对两种冷却结构进行比较,结果表明,采用向下气膜缝槽冷却结构能够达到较好的红外抑制效果,但推力损失较大;采用气膜孔冷却结构,喷管红外抑制效果略有减弱,但推力损失较小.     

部件冷却对二元俯仰矢量排气系统红外特征抑制实验

实验测试了采用中心锥气膜冷却和喷管冲击-气膜冷却的二元俯仰（2D-CD）矢量排气系统,在几何偏转0,10,20°三种角度下,壁面温度和红外辐射特征分布,并与未冷却状态进行了对比分析。结果表明:前密后疏的气膜孔排布形式可有效减小热侧面高温区域大小。中心锥冷却时,密流比为0.8条件下壁面冷却效率达45%~63%,排气系统尾向±10°范围内红外辐射强度下降20%;但是由于冷气流注入,导致下游壁面（隔热屏、喷管）温度升高,在30°探测方向上红外辐射强度上升15%。喷管冷却时,收敛段（密流比为0.25）冷却效率达19%~33%,扩张段（密流比为0.65）冷却效率达75.5%~83.5%,侧壁段（密流比为0.65）冷却效率达78%~90%,导致在排气系统尾向15°~75°范围内,红外辐射强度下降30%以上,最大降幅达80%（几何偏转20°,宽边探测面30°探测方向）。      

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.      

二元塞式喷管红外特征及壁面降温的红外抑制效果计算

用数值计算的方法研究了涡扇发动机二元塞式喷管在3~5μm波段的红外辐射特性,并与轴对称收扩喷管进行了对比.结果表明:无冷却措施时,相比于轴对称收扩喷管,二元塞式喷管在大部分探测角度上红外辐射增强,只在小部分的探测角度范围内具有红外抑制作用,在窄边探测面内探测角为90°方向上,其红外辐射强度降低了54%.若塞锥后部壁面温度降低300K,二元塞式喷管在大部分探测角度范围内的红外辐射强度明显低于轴对称喷管,在正尾向上的红外辐射强度降低了57%;与轴对称喷管中心锥表面降低相同温度相比,二元塞式喷管能取得更高的红外抑制效果,并且所付出的冷却代价较小.      

收扩喷管加小突片对尾喷流红外辐射的影响

针对收扩喷管,在高温(约640℃)、高速(超音速)流动状态下,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷流红外辐射的抑制效果,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明,小突片对热射流的红外辐射具有明显的抑制作用,不仅使热射流的核心区长度大为缩短,而且使热射流的总体红外辐射信号大幅度下降(在本文实验范围内,最大可下降约57%)。      

S弯收扩喷管流动特性数值研究

为了研究S弯收扩喷管的流动机理,数值模拟了不同喷管落压比（NPR）和S形收敛管道出口面积比（A₇₂/A₈）对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明：当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时,随着NPR升高,非对称分离逐渐转变为对称分离,λ型激波转变为马赫盘结构,气动性能下降,推力矢量角减小;随着NPR继续上升,激波从喷管内移动到喷管出口边缘,并逐渐转变为膨胀波,气动性能上升,推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下,出口面积比A₇₂/A₈的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响,体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A₇₂/A₈增大而提高,但当A₇₂/A₈增大至1.8时,第一弯管道出口上壁面发生流动分离,气动性能显著下降。     

涡轮发动机可调收扩喷管主要性能影响因素

采用数学方法对影响收扩喷管流量系数和推力系数的因素进行了定量分析,将特定结构参数的收扩喷管流量系数转化为喷管喉道直径D8的函数,将推力系数转换为喷管喉道面积A8和喷管面积比Ar的函数,并通过数值模拟对流量系数和推力系数函数的准确性进行了校验。研究结果表明:这2个函数可以较好地反映流量系数和推力系数的变化趋势,通过对其求解可以快速得到收扩喷管在某一状态的性能参数。利用公式得到可调收扩喷管推力系数最大点出现在略欠膨胀的工作状态。     

尾缘修形的二元喷管内外流场数值研究

针对美国第四代战斗机F-22在二元收-扩喷管设计应用上的特点,利用时间推进的有限体积法对二元喷管尾缘修形前后非矢量状态下的内外流混合流场进行了数值模拟。结果表明:二元喷管出口尾缘修形使得喷管出口下游流场中出现了很强的流向涡,能够促进内外流的强化混合,对缩短高温核心区、加快尾喷流沿流向的温度衰减有明显效果,对抑制尾喷流的红外辐射有一定好处。      

收敛-扩张喷管中运用激波矢量控制法的计算研究

采用二阶TVD格式的有限体积法耦合RNG k-ε湍流模型和非平衡壁面函数求解二维守恒型雷诺平均N-S方程，数值模拟了运用激波矢量控制法的二维收敛一扩张喷管中的流动现象，很好的模拟出了由于次流喷射所产生的激波及上下壁面的压力分布，并将计算结果与国外的实验结果进行了对比。     

二元矢量喷管内外流场数值计算与隐身性分析

针对二元矢量喷管进行了相似性的全三维建模,对二元矢量喷管的流场和温度场进行了数值模拟,并对二元喷管隐身技术进行了分析。     

航空发动机矢量喷管位移传感器冷却研究

为了降低典型航空发动机矢量喷管作动器中位移传感器的工作温度,提出了一种传感器主动冷却结构,基于真实工况条件建立了传感器热分析计算模型,编制了FORTRAN程序进行了求解,搭建了试验台对计算结果准确性进行验证,探究了工况参数变化对传感器温度的影响.结果表明,本文编制的传感器热分析程序计算结果具有准确性,主动冷却结构对传感...     

二元收-扩喷管与球形收敛调节片喷管的性能对比研究

为了对比二元收-扩喷管(2DCD)与球形收敛调节片喷管(SCFN)的性能,基于CFD数值计算软件对2种喷管在相同工作点下进行了内外流场计算与分析。数值模拟结果表明:在相同高度及飞行马赫数条件下,SCFN的流量系数相较于2DCD呈现出较大不同,推力系数则略差于2DCD;在低落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响不大;在高落压比条件下,2种喷管内流对后体阻力特性影响较大。     

矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响

为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,首先通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度。随后,采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真,研究结果表明：当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5%,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4%。塞锥是二元塞式矢量喷管最主要的红外辐射源,在尾向-20°~20°方向范围,塞锥的平均贡献不低于63.6%,最大高达91.0%。随着偏转角增加,喷管在水平探测面内的红外辐射强度逐渐减小,其中正尾向上的降幅最大,达到33.6%;在铅锤探测面内,辐射峰值方向朝矢量偏转方向偏移,但偏移角度小于矢量偏转角度。全尺寸模型仿真获得的矢量偏转对喷管红外辐射特征分布的影响规律与缩比模型试验的结论一致。     

直升机排气系统用波瓣喷管引射-混合式红外抑制器研究

 在针对直升机排气系统用波瓣喷管引射-混合式红外抑制器开展的一系列数值计算和模型实验研究基础上,本文对其内流气动特性和红外辐射特性进行较为系统的综合总结。揭示并分析了这种形式的红外抑制器内部混合流动特征,引射混合和隔热遮挡的红外抑制作用效果,以及红外抑制器缩比模型红外辐射模化关系;同时也指出了需进一步研究的一些问题。