球形收敛调节片推力矢量喷管的发展

球形收敛调节片喷管(SCFN)是一种正在研制中的先进的轴对称/非轴对称混合式推力矢量喷管。简述了它的发展现状并总结了其结构特点,并指出,它是一种具有发展潜力的推力矢量喷管。     

塞式喷管与当量钟型喷管性能的实验测定和分析

为了合理地评价塞式喷管是否具有高度补偿特性，利用空气作为工作介持，对实验塞式喷管和钟型喷管进行了冷流比较实验研究。三种不同的喷管效率计算方法对两种喷管的实验结果进行了处理，得到不同的性能曲线，分析比较两种喷管在不同高度下的效率。与当量实验钟型喷管相比，实验塞式喷管具有高度补偿特性，算法一和算法二分别比较了喷管性能的不同方面，评价喷管性能时可以综合考虑。     

复杂变截面S形喷管气动设计与红外辐射特性研究

基于曲率控制设计方法,以某涡喷发动机排气喷管为原型进行了S形喷管的设计;利用CFD软件对不同中心线形式,以及不同喷口形式的S形喷管几何参数对气动力影响进行了数值分析和优化选型。同时,还利用自主开发的软件对喷管在后半球空间内的红外辐射强度进行了数值模拟,研究了喷管出口形状对于喷管红外辐射强度的影响规律。结果表明:按红外抑制效果排列,较好的喷口形状依次是梯形、矩形、椭圆、圆形喷口,梯形喷口S形喷管可使红外辐射峰值缩减60%左右。     

直接的矩阵分裂计算跨音速喷管流场

给出了分离系数矩阵求解欧拉方程组时系数矩阵的直接分离公式，减少和简化了应用该方法时的矩阵运算，参照Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ显式格式构造与ＳＣＭ方法一致的内点差分格式，并分析了它的数值特性，对有斜激波的跨音速内流场进行了数值仿真。计算中采用变系数的当地时间步长，加快了流场达到的收敛速度，计算无需引入任何人工参数，计算值与实验结果吻合。     

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。     

国外航空发动机推力矢量喷管技术的发展研究

本文主要介绍了国外推力矢量喷管的发展状况、未来趋势和技术途径。指出AVEN因其成本低、重量轻,既易于改装现役发动机,也适于未来的先进机种等突出优点而倍受推崇。其所采用的技术途径可供我们借鉴。     

双级延伸喷管喷动特性数学模型的建立

讨论了双级延伸喷管的动特性,确定了贮气瓶内压强、放气时间与延伸喷管运动参数之间的关系,建立了通用的数学模型,为供气系统和延伸喷管各部件的设计提供了理论依据。     

推力矢量喷管及其控制技术综述

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。     

复杂几何形状喷管内外三维流场的数值模拟

研究了球面收敛矩形扩张的二元喷管（ＳＣＦＮ）流场的数值模拟,为了有效地捕获激波与滑流面及较好地模拟分离,采用了Ｒｏｅ格式、ＭＵＳＣＬ方法及Ｖｅｎｄａｔａｋｒｉｓｈｎａｎ限制器、Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ方程紊流模型。研究中给出了两个喷管模型四个流动状态的数值模拟结果。结果表明,除了有严重分离的流动情况以外,该算法能得到相当满意的计算结果。     

基于引射器函数法的程序优化设计及验证

针对考虑多因素综合影响的引射器优化问题,基于引射器函数法,深入研究了静压协调函数的数学特性并分析了其数学曲线上的奇异点。在此基础上,通过程序设计和基准推进归纳法得到了多分支工作特性曲线,分析了不同分支下解的特性。另外结合工作特性曲线重点研究了混合室背压、主次流总压比和混合不均匀度对引射性能的影响,提出了静压特性曲面、临界曲线的设计概念。通过试验数据对比分析验证了引射器函数法的可靠性。结论表明:靠近临界曲线工况时引射器设计性能较好;混合不均匀度对引射性能影响重大,不均匀度为1.5时对比理想状态,引射系数最大误差达到32.73％;考虑壁面摩擦设计时需对摩擦因数公式模型进行修正。研究结果为引射器优化设计提供了重要指导。      

爆震频率对脉冲爆震发动机引射性能影响的实验

采用汽油为燃料,空气为氧化剂,对多循环脉冲爆震发动机(PDE)加圆直形引射器的增推性能进行了实验研究.实验采用力传感器法对爆震发动机加引射器前后不同爆震频率以及不同引射器长度下的平均推力进行了测量.结果表明:脉冲爆震发动机非稳态引射器可以提高系统的平均推力,当爆震频率为2Hz时平均推力增益最大,可达64.4%.在一定频率下,对直径一定的圆直管引射器存在着一个最佳长径比4.8,此时对应推力增益性能最好.      

引射器混合室优化技术初步研究

混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用。介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析。初步研究表明：多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式（单喷嘴或多喷嘴）合理确定。     

2m×2m超声速风洞引射器气动设计

采用一维气体引射器流动特性方程计算了该等面积混合引射器在不同运行状态下的性能参数,设计增压比为2.1~2.7,引射系数为0.392~0.651,综合结构设计要求确定引射喷嘴数目为24个,径向布置两层,面积比为0.235.引射器1∶13缩比模型的试验结果与计算值具有良好的一致性,5个设计状态下的实测增压比均略高于设计值.2m×2m超声速风洞调试时因整体参数调整导致引射器在某些工作状态偏离了设计点,但增压比与引射系数的对应关系仍与设计结果基本一致,引射器总体性能指标满足风洞试验需求.     

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。     

RBCC引射火箭模态二次燃烧实验

为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。     

二维引射—混合器流场的数值研究与验证

本文运用一维引射特性方程和不可压缩流动Navier-Stokes方程,对二维引射—混合流场进行了数值研究。首先用一维引射特性方程估算理想的引射气流流量;然后用N-S方程对混合管内的气流混合流动进行计算,用计算得到的混合管速度分布和壁面粘性剪切力来修正一维引射特性方程中的经验常数,逐次逼近真实的引射流量比。计算结果表明,本文的数值方法可以有效地预测引射流量比和混合流场。     

多孔喷管降低引射喷管噪声的实验研究

以多孔喷管代替普通收缩喷管或收-扩喷管作为引射喷管系统的主喷管,进行模型实验,结果表明,这种构型引射喷管不仅能显著降低噪声,而且具有良好的气动性能。     

水蒸汽凝结对超声速风洞蒸汽引射系统的影响

蒸汽引射方案是引射式超声速风洞的可选方案，为考察该方案产生凝结激波的条件及其水蒸汽凝结对引射系统性能的影响，在Fluent平台上采用自定义模块耦合希尔动量模型，编写了能模拟高速气流中水蒸汽凝结的计算程序。校验了数值模型和方法的可靠性。在此基础上，对蒸汽引射流场内的水蒸汽凝结问题进行了初步数值研究。得到喷管、引射流场参数以及液滴质量百分数、结核增长率的分布。结果表明：（1）水蒸汽凝结主要发生在引射喷管和喷管出口膨胀区中。其中，在引射喷管内的蒸汽凝结占大部分。凝结核增长为主要特征。（2）初始结核区位于超声速气流是凝结激波产生条件。采用饱和蒸汽引射可避免产生凝结激波。（3）尽管是否考虑凝结／无凝结效应会造成引射流场产生差异，但两者总体相似。（4）水蒸汽凝结会给引射系统带来较大的性能损失，但通过改进气动轮廓可减小其影响。     

大面积比超音速扩压器的工程设计方法

对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法，并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设计方法，可以进一步提高火箭发机机高空模拟试验的模拟高度，进行多种发动机高空模拟试验。