二元引射喷管高空性能及对无人机红外抑制的数值研究

研究了长/短套管两种结构的二元引射喷管在高空飞行的无人机上的推力特性,以及对无人机3~5μm波段红外辐射特征分布的影响,同时还对比了高空和地面状态下二元引射喷管推力和红外辐射特征.排气系统和无人机的流场、温度场采用商用软件Fluent计算,红外辐射特征采用自主开发的软件（NUAA-IR）进行计算.结果表明:高空状态下二元引射喷管仍可以提高推力特性,但其效果略弱于地面状态;无人机采用二元引射喷管后在大部分探测方向上的红外抑制效果明显,最大降幅为90%;机尾探测方向上长/短套管两种结构的二元引射喷管的红外抑制规律与地面状态不同,短套管二元引射喷管的红外辐射强度大于长套管二元引射喷管,最大增幅为7%.      

基于膨胀度可控的 SERN 设计及试验验证简

 单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

S/VTOL 战斗机及其推进系统的技术研究

短距起飞/垂直降落战斗机集固定翼和旋翼飞机的优势于一身,由于其出色的性能一直广受关注,但由于技术难度大,迄今为止,世界范围内仅有3型战斗机真正装备部队使用,分别是英国"鹞式"战斗机、前苏联雅克-38战斗机和美国F-35B战斗机。按照短距起飞/垂直降落战斗机推进系统提供升力和推力的方式,将其推进系统分为共用型、组合型和复合型3种类型。介绍了3种短距起飞/垂直降落战斗机推进系统的工作原理、应用和发展,并分析了其优缺点,给出了推进系统研制发展的启示及建议。     

带尾翼干扰的喷管- 后体一体化流场数值模拟

当飞行器处于高亚声速或者是跨声速飞行状态时,其喷管-后体部分一般都会产生相当可观的气动阻力。为研究喷管-后体的气动特性,使用WJ2000显式代数雷诺应力模型和CG K-epsilon 2方程模型对几种单发带尾翼、不带尾翼的喷管-后体模型在外流马赫数Ma=0.9时进行了数值模拟。计算结果表明:尾翼的干扰是有利于减小喷管阻力的;除了无尾翼模型外,尾翼错位布置的喷管-后体模型的总阻力是最小的,这主要是因为同位布置的尾翼本身会产生较大的压差阻力;后体形状对喷管-后体流场也有重要影响。     

收-扩喷管与飞行器后体的一体化气动优化设计

以轴对称收-扩喷管与飞行器后体的气动特性为研究对象,基于部分正交多项式的响应面法结合自编程序进行了三维流场的数值模拟.选取流量系数和推力系数为优化指标,选取收敛半角、喉道半径、扩张半角、底部面积和尾部收缩角为研究对象,在两种工况下进行了分析.通过响应面函数的构造及求解,结果表明:扩张半角和收敛半角对气动性能的影响程度约为90%;只考虑流量系数时,收敛半角、喉道半径和底部面积的影响程度约为85%;只考虑推力系数时,扩张半角的影响程度约为85%;只考虑H=0km,Ma=0工况时,扩张半角、收敛半角和喉道半径的影响程度达到90%以上;只考虑H=20km,Ma=2工况时,扩张半角和收敛半角的影响程度达到85%以上.     

二元喷管热喷流的红外光谱辐射特性实验

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。     

涡扇发动机二元喷管的红外光谱辐射特性实验

为了获得涡扇发动机二元喷管的红外光谱辐射特性,分别测量了喷口面积相等而宽高比分别为1,4,8,12和16的二元喷管在3~5μm波段的红外光谱辐射特性,并与轴对称喷管进行了对比。喷管中的气流由主流燃气和次流空气组成,用以模拟涡扇发动机的喷管。结果表明,采用宽高比大于或等于4的二元喷管在绝大部分探测方向能够有效降低喷管的红外光谱辐射强度,但是在宽高比大于8以后二元喷管的红外光谱辐射强度不再随宽高比的增加而明显降低。     

小突片红外抑制效应的实验研究

利用地面模拟试验件实验研究了主喷管流速为亚声速,温度610℃左右,下洗气流速度11m/s,位于主喷管出口的小突片的安装方式和尺寸对某型号直升机发动机出口红外隐身效果的影响,实验用的混合管主喷管面积比为1.5。结果表明,和不装小突片时的基准状态相比,安装四片小突片时出口最高气流温度和平均气流温度分别降低2.3%和1%,主喷管总压升高0.44%。而增加小突片的尺寸,对红外抑制效果有所改进,不过总压损失会增大。     

零二次流引射器启动性能数值研究

为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首要因素,其次是第二喉道长径比Lst/Dst和第二喉道入口的位置Ld/Dd。Ad/At越大,扩压器入口斜激波越强,总压损失越大,临界启动压比越大,越难以启动;Ast/Ad越小(大于其临界收缩比)则临界启动压比越小,越易于启动。     

波瓣数对波瓣强迫混合排气系统性能影响

建立了不同波瓣数的某涡扇发动机波瓣混合排气系统的几何模型和数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了在波瓣强迫混合排气中不同波瓣数对波瓣混合器流场、热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明:在波瓣数8～24范围内,在波瓣尾缘处,流向涡无量纲平均涡量随波瓣数的增加而增大;在混合排气系统出口截面处,热混合效率随波瓣数的增加而减小,总压恢复系数随波瓣数的增加先增大后减小再增大.