喉栓式可调喷管推力模型优化研究

针对喉栓式可调喷管,建立了几何喉部面积计算模型、理论推力模型以及三维仿真模型,对喷管内流场进行了数值模拟,研究了几何喉部面积、出口质量流率、喷管推力随喉栓位置的变化规律,对比发现理论推力与数值模拟计算结果相差较大,因此对推力模型进行了优化。首先建立了气动等效喉部面积的计算方法,研究了气动等效喉部面积随喉栓位置、工况的变化规律,优化了等效喉部面积计算模型,能较好拟合气动喉部面积随喉栓位置的变化情况。在此基础上,针对喉栓运动后期,喷管处于过膨胀状态时的推力模型进行了二次修正,优化后的推力模型与仿真结果相吻合。最后进行了喷管冷气推力测试,获得了不同喉栓位置和入口压强下的喷管推力,验证了推力模型的准确性。

一种带中心体的TBCC可调喷管的设计与仿真

针对涡轮冲压组合发动机(Turbine-based combined cycle engine,TBCC)喷管工作范围宽广、需同时实现喉道面积与出口面积调节这一特点,提出了一种带中心体的TBCC可调喷管设计方案,并对其静特性和带外流特性进行了仿真分析。结果表明,该喷管方案具有较好的静特性,其典型状态下的推力系数分别为0.90,0.97和0.98。在引入外流干扰后,低马赫数情况下(Ma=0.8)外流对可调喷管的过膨胀现象有较好的抑制作用,故其推力系数较静特性提高了6.7%。而高马赫数情况下(Ma=2.8,4.0)外流虽然可显著改变喷口下游的流动结构,但对喷管内流道及中心体的壁面压力分布影响甚微,故推力系数没有变化,仍分别为0.97和0.98。

基于动网格的喉栓式推力可调喷管内流场数值模拟

以FLUENT软件为工具,利用动网格技术,建立了喉栓式推力可调喷管内流场动态特性分析模型。通过网格的合并与分割,较好地解决了喉栓调节运动所导致的计算区域的瞬变问题,并分析了喉栓调节运动速度对喷管轴对称二维内流场动态特性的影响。分析结果表明,随着喉栓的调节运动,喷管内流场动态下的压强建立与稳态下的压强建立相比存在着明显的延迟,且随着喉栓调节运动速度的增大,延迟现象越明显。当喉栓完全进入喷管几何喉部位置时,喷管推力达到最大值。

组合循环发动机轴对称环形可调喷管方案研究

针对组合循环发动机双流道轴对称环形喷管提出了一种可调方案,开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真,与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比。结果表明,通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动,可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节,有效提高喷管推力性能;在Ma2～5典型工况下,可调喷管推力系数均大于0. 93,最高约0. 974;固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求,可调喷管由于可调节喷管喉部面积,其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管,其流量相对可调喷管最大偏差可达50. 6%;环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下,可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%,较无扩张段喷管推力系数提高最高约14. 6%。

涡轮发电机可调喷管技术研究

通过对国内外引信用涡轮发电机转速控制技术方案的分析,提出利用形状记忆合金新型材料,实现在变化的气流条件下,控制涡轮发电机转速的机构方案——涡轮发电机可调喷管机构。该机构利用变化的气流速度对进气道管壁气动加热温度的改变,利用形状记忆合金双程驱动器的感温特性,实现对进气道出口面积的调整,进而控制流入涡轮发电机的气流动量,实现对涡轮发电机转速的控制。该项研究成果还可应用于火箭发动机喷管的自适应调节,实现发动机推力调整的目的。

喉栓式可调喷管方案设计与试验研究

针对气控喉栓式可调喷管方案的结构设计问题,分析了影响方案的关键尺寸以及方案优选的目标,通过试验设计和数值仿真的方法实现了对方案关键尺寸的优化设计,并依据该设计完成冷试原理样机的加工以及试验。试验结果表明所设计的气控喉栓式可调喷管方案原理可行,所采用的试验设计和数值仿真方法能够满足方案设计与优化的要求。

一种TBCC可调喷管流动特性的实验研究（英文）

针对一种喉道面积与出口面积独立可调的串联布局TBCC喷管,进行了内外部流动特性的实验研究,并将所得到的结果与仿真结果进行了对比。结果表明,该可调喷管能够在宽广的落压比和通流流量范围内正常工作,在起飞状态、过渡状态、巡航状态下,其流动结构建立正常,推力系数较高,分别为0.90,0.96和0.97。并且在各典型状态下,实验、仿真获得的流动结构、沿程静压分布曲线均具有较好的一致性。

弹用固冲发动机可调喷管气膜冷却数值研究

针对弹用固冲发动机鱼鳞片式可调收扩喷管进行气膜冷却研究,采用数值模拟的方法,研究了冷却气进口气流参数及冷却气进口环槽高度对冷却效果的影响。研究表明:冷却气流的总压须大于等于喷管主流总压;进口槽缝高度降低,冷却气流与主流掺混区贴近壁面,壁面气流温度较高;冷却气流和主流掺混区域与壁面不贴合时,随着飞行马赫数的增大,壁面气流温度反而略高。计算获得了能够保证喷管壁面温度低于800K、冷却气流量占主流流量7%的冷却方案,为固冲发动机可调喷管的设计打下基础。

几何可调喷管的结构特点及发展

可调喷管是影响军用发动机推力性能和飞行器总体性能的关键部件。以介绍航空燃气涡轮发动机为主兼顾火箭发动机以及组合循环发动机,对几何可调喷管的结构特点、工作原理以及发展状况进行了归纳总结,指出几何可调喷管结构设计的关键技术。

利用定向可调喷管提升单室双推固体火箭发动机性能

文中简要论述了提高单室双推固体火箭发动机性能的技术途径,阐述了利用定向可调喷管提升单室双推固体火箭发动机性能设计方法、设计原理,基本思路及计算结果。

吸气式发动机可调喷管调节片结构优化设计

针对某吸气式发动机可调喷管的扩张调节片开展结构优化研究。根据调节片加筋结构常规布局形式,用壳单元和梁单元来代表薄板和加强筋,建立参数化设计模型,开展多目标优化设计得到常规布局的结构设计方案。通过结构拓扑优化设计并对优化结果进行二次建模,得到工程可行的结构优化方案。对2种方法得到结构方案进行对比,拓扑优化结构方案重量减少14.8%,最大变形减少38%,最大结构应力相当但结构应力分布更加均匀。拓扑优化设计得到的结构方案具有材料利用率高、结构轻、性能好的优点,对于喷管调节片薄壁加筋结构优化问题拓扑优化方法具有良好的工程应用前景。

冲压发动机连续可调喷管模糊控制研究

为了提高几何可调冲压发动机尾喷管控制性能,针对具有静差与动态不对称特性的连续可调喷管作动系统,采用模糊控制算法进行控制器设计,并利用自适应遗传算法进行控制器参数优化,最后将模糊控制系统与PID控制系统进行性能对比。结果表明,相较于常规模糊控制系统,优化后的模糊控制系统消除了稳态误差,减小了大小喉径在调节时间上的差异,鲁棒性较强。相较于优化后的PID控制系统,优化后的模糊控制系统在保证无稳态误差的基础上,具有更短的调节时间与更小的超调量,跟踪信号时具有更小的误差包络,优化后的模糊比PID控制系统性能提高2.6倍。总之,基于自适应遗传算法优化的连续可调喷管模糊控制系统比PID控制系统性能更高,能够满足高动态几何可调冲压发动机提出的响应快、调节精准、超调小的要求。

固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究

通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。

某发动机可调喷管流场数值分析

为了对可调喷管进行优化设计,需要深入研究可调喷管的流场特点。针对某发动机可调喷管在慢车状态、最大状态和全加力状态的流场进行了二维数值模拟,获得了速度、压力、温度的变化规律,并计算得到三种状态下的发动机推力。进一步对可调喷管实际多边形内型面流场进行了三维数值模拟,结果表明:轴向流动规律与近似圆形内型面喷管一致;径向壁面转角附近温度下降较慢,速度上升较慢;出口总压比近似圆形内型面喷管小4.9%,流动损失较大;速度、静压、温度变化在1%左右。

外调节片对轴对称喷管电磁散射特性影响研究

为研究外调节片与出口面积可调喷管外壁面无法完全闭合时形成的腔体结构对喷管后向电磁散射特性的影响,针对某型轴对称出口面积可调喷管简化模型,在三种电磁波探测频率下,采用迭代物理光学法分别对带外调节片和不带外调节片喷管的雷达散射截面积(Radar cross section,RCS)进行了数值模拟分析,得到外调节片腔体对喷管电磁散射特性的影响规律。研究结果表明,外腔体使得喷管0°探测角处的雷达散射截面积明显增大;中心锥端面和气流进口平面是喷管内腔体的强电磁散射源,外腔体未出现强散射源;外腔体对喷管雷达散射截面积的影响与探测频率没有明显相关性。

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前大多采用燃气流量调节法。若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性。基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性。分析表明,与不可调固冲发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少及比冲高等优势。

改善双轴发动机加速性的变喷管调节分析

基于发动机各部件特性 ,应用流动参数变比热容计算方法对某型双轴发动机加速过程进行了数值分析。发展了一种双层迭代方法 ,成功地模拟了变喷管喉道面积对发动机加速性的影响 ,并初步给出了改善发动机加速性的变喷管调节方案。

涡轮发动机可调收扩喷管主要性能影响因素计算分析

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。

一种自适应喷管面积调节机构

通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。

鱼嘴形可调喷管概念设计

针对未来高隐身性、高推重比战斗机的发展需求,创新团队基于仿生学原理,首次提出了一种变截面、变面积的鱼嘴形可调喷管,并首次将多学科耦合仿真方法应用于喷管的概念设计中,创新性地完成了方案设计和分析,有效地缩短了设计周期,同时代替了部分物理试验。