基于激波控制的流体推力矢量喷管试验

以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同工况下参数变化规律分析,给出了基于二次流喷射的流体推力矢量喷管的主次流气动参数及几何参数对流体推力矢量喷管流场结构和性能影响的关联关系。从试验和分析结果可以看出,喷管落压比、二次流总压比和二次流喷射角度等喷管的主次流气动几何参数对基于流体推力矢量喷管参数变化有明显的影响。     

A hybrid attitude controller consisting of electromagnetic torque rods and an active fluid ring

In this paper, a novel hybrid actuation system for satellite attitude stabilization is proposed along with its feasibility analysis. The system considered consists of two magnetic torque rods and one fluid ring to produce the control torque required in the direction in which magnetic torque rods cannot produce torque. A mathematical model of the system dynamics is derived first. Then a controller is developed to stabilize the attitude angles of a satellite equipped with the abovementioned set of actuators. The effect of failure of the fluid ring or a magnetic torque rod is examined as well. It is noted that the case of failure of the magnetic torque rod whose torque is along the pitch axis is the most critical, since the coupling between the roll or yaw motion and the pitch motion is quite weak. The simulation results show that the control system proposed is quite fault tolerant.     

双喉道推力矢量喷管的内流特性研究

为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3～4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3～4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°～30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。     

射流分配对喉道气动偏转矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对二元喷管喉道气动偏转矢量控制时的流场进行了数值模拟,计算结果表明在小扩张比、短扩散段喷管上,在喉道气动偏转矢量控制方案下主流可以实现亚声速偏转。在此基础上数值分析了喉部和扩散段射流流量的分配对喷管流场的影响,研究表明要获得更大的推力矢量角,应该将更多的流量分配在扩散段射流缝处,经过计算得到较佳的扩散段射流流量和喉部射流流量分配比例大约为3∶1。     

流体式高超声速可调进气道流动机理及工作特性分析

针对基于二次流控制的定几何高超声速可调进气道设计概念,给出了其具体的流道实现方案,而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在马赫数4~6范围内的可实现性,获得了其工作特性,并对弯曲激波后的总压损失特性、二次流的能量获取及消耗机制等流动机理进行了专门分析。结果表明：该流体式可调进气道能够依靠自身高压驱动二次流来实现对口部波系的调节,使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高24%以上,总压恢复提高7%左右,且最大二次流消耗量只占了进气道捕获流量的1.6%左右。另外,虽然弯曲激波的波后总压和马赫数分布表现出了一定的不均匀性,但是其平均总压恢复系数与相同倾角平面激波相比下降不大。二次流循环流动所消耗的机械能由外部外流剪切力做功补充,而二次流注入会使当地边界层的速度型变得瘦弱,形状因子增大。     

部分气动执行机构及其应用

介绍了气动舵机和射流执行机构的分类和工作原理,分析了不同气动舵机和射流执行机构的特点和应用情况,根据射流执行机构的工作特性,认为其将在防空反导导弹中得到广泛应用。     

射流缝对激波诱导矢量喷管三维流场影响的数值模拟

在设计工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段不同射流缝几何结构的激波诱导轴对称气动矢量喷管进行了数值模拟。结果表明,流场结构的主要特征是在扩张段有一个主分离涡与一个旋向相反的射流角涡及次流与出口截面之间有一个较大的回流区。周向角,射流缝距出口截面轴向距离和轴向角是射流缝结构优化的三个关键参数,周向角为45°,射流缝距喷管出口截面轴向距离为19 mm,次流注入方向与主流方向相反时产生大的有效矢量角。     

气动矢量喷管二次流对发动机性能的影响

发动机处于推力矢量的工作状态时,二次流引气和喷射均会对发动机的部件匹配和性能产生影响.将气动矢量喷管置于发动机环境下,综合考虑了从风扇/高压压气机引出二次流,及二次流在喷管扩张段与主流的掺混等过程对发动机性能的影响.基于发动机部件匹配技术及CFD技术,对二次流对发动机性能的影响进行了数值模拟.结果表明:选取风扇或高压压气机引气实现气动矢量喷管,均会使发动机性能有较大幅度的下降;在满足二次流压力需求的前提下,宜采用风扇引气作为二次流气源.     

射流动量控制器精细建模及其应用

文章研究了新型姿态控制执行机构——射流动量控制器的精细动力学模型.基于流场内的流体特性,分析了粘性使流场速度衰减的规律,通过对流动面各点的速度积分,推导了与工质特性相关的执行机构等效角动量,得到了能够反映射流动量控制器内部特性的精细动力学模型.然后,建立了含有三正交构型射流动量控制器组的航天器姿态动力学模型,并依据该动力学模型设计了姿态控制律.仿真结果表明,依据射流动量控制器精细模型得到的执行机构输出力矩反应速度快、误差小,应用在航天器姿态控制的过程中提高了对航天器控制的效率和精度.     

零质量自耦合射流控制喷流矢量实验

以压电陶瓷振为激振源的自耦合射流激发器,在发射孔产生一系列平均质量流率为零的涡环,对垂直布置的主流产生复杂的相互作用,使主流实现矢量偏转。研究了自耦合射流激发器自身机理和自耦合射流使主流实现矢量偏转的实验,在实验条件下,自耦合射流使20m s流速的主流产生了最大17°的矢量偏转。