二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管（Dual-throatfluidic Thrust-vecto-ringNozzle，DTN）内流特性和推力矢量控制效果的影响。结果表明，DTN在非推力矢量情况下，NPR在3～4范围时，推力系数较大，达到0．968，而流量系数较小，仅为0．93；NPR再增大，推力系数迅速下降。在推力矢量情况下，落压比一定时，随着次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小；次流流量比一定时，随着落压比的增加，推力矢量角减小，系统推力系数先增加后减小，流量系数略微增加。

不同湍流模型在射流推力矢量喷管数值模拟中的比较分析研究

利用数值模拟手段,分别求解以SA、SST k-ω、EASM k-ω或k-ζ湍流模型封闭的RANS方程,针对激波控制射流推力矢量喷管展开研究,在多个主喷流压比NPR(4.6,7.0,8.78,10.0)和次主流压比SPR(0.7,1.0)下,系统考察了四种不同湍流模型对射流推力矢量喷管性能参数及主喷管内壁面压力分布的预测能力,探讨了激波控制产生推力矢量随不同参数的变化规律。并基于数值分析,定量给出了二次射流所带来的主喷管性能损失。数值计算结果表明,四种湍流模型都能比较准确预测出射流推力矢量喷管的性能参数,在激波捕捉和压力预测方面,相对而言SST k-ω模型最为准确。

固体火箭发动机射流推力矢量喷管气固两相流数值模拟

用颗粒轨道模型对基于激波控制的二维收缩扩张(2DCD)喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1～40μm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。研究表明,颗粒相的加入和颗粒直径的变化对矢量喷管的内流场和推力性能都有较大影响。在进行射流推力矢量喷管的设计和性能计算时一定要考虑颗粒相的影响。

双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

文章利用数值模拟手段,对双喉道射流推力矢量喷管展开研究,探讨了双喉道喷管产生推力矢量的原理,通过与实验的比较,验证了采用数值算法进行射流推力矢量研究的可行性,并在多个主喷流压比NPR=2、4、7下,系统考察了次流注入角度、空腔收敛角、上游喉道高度等喷管设计参数对其性能的影响,利用这些设计变量的参数化研究得出的规律,确定了一个相对较优的双喉道喷管参数组合方案:l=2.6hdt,hut=0.96hdt,1θ=10°,2θ=40°,=130,°在NPR=4,3%次流注入量时,该方案喷管产生的推力矢量偏角是14.65,°矢量效率是98.85%。

射流推力矢量控制技术研究

射流推力矢量控制技术是一种全新概念推力矢量技术,其具有机械式推力矢量喷管无法比拟的优点。文中概要介绍了射流推力矢量控制技术喷管的工作原理、基本概念和发展情况.着重介绍了几种典型控制方法和其优缺点,以及国内外试验情况,并提出国内在射流推力矢量控制技术方面应发展的方向。

射流推力矢量喷管粒子沉积特性数值模拟

运用粒子轨道模型对基于激波控制的三维轴对称收缩扩张喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,研究了1～100μm不同直径粒子的沉积特性。计算结果表明:主流中粒子的沉积部位主要集中在喷管的收敛段和喉部附近,粒子直径越大,沉积区域越大,大沉积率越高;二次流中的大尺寸粒子会对扩张段壁面造成烧蚀。射流推力矢量喷管的热防护设计应充分考虑到二次流中粒子对壁面的烧蚀。

射流推力矢量喷管中粒子运动轨迹的数值模拟

用颗粒轨道模型对基于激波控制的二维收缩-扩张(2-DCD)喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,研究了1～60μm不同直径颗粒的运动轨迹。研究表明,颗粒尺寸越小,粒子的随流性越好;颗粒尺寸越大,主流中的粒子与收缩段壁面碰撞越剧烈,无粒子区越大,二次流中的粒子对下壁面的碰撞越剧烈。

射流推力矢量技术的研究现状与发展

飞行器的空间姿态变化主要依靠常规气动舵面的偏转,使用推力矢量喷管,可以提高飞行器的机动性能和飞行包线。传统的推力矢量喷管由机械活动部件的偏转产生矢量推力,缺点是质量大、结构复杂、维修困难等,射流推力矢量技术的研究可以有效解决这一问题。对机械式推力矢量喷管的研究和优缺点进行了描述,解释了Coanda效应的原理,介绍了射流推力矢量技术的特点、方案及国内外的研究现状,指出了射流推力矢量技术的不足。

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.

合成双射流矢量特性影响因素分析

为了拓展合成双射流作动器在无人机推力矢量控制方面的应用,需要对合成双射流作动器结构进行优化,提高其矢量性能。通过分析合成双射流的特性,引入了以射流冲程为基础的无量纲距离,建立了射流矢量角的计算方法,并以此为评价指标,采用单因素试验法分析了合成双射流作动器无量纲结构参数对射流矢量角的影响机制和规律。利用极差分析法获得了各参数对射流矢量角影响的显著程度:出口宽度>出口长度>出口间距>出口深度>腔体高度,提出了作动器结构参数设计的原则。

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°)。

逆流推力矢量喷管基本流动特征的数值研究

利用数值模拟的方法,通过对逆流方案中喷管气动性能的研究验证了逆流推力矢量方案的可行性。在非矢量状态下主喷管出口截面上的流量系数和推力系数分别达到99.2%和98.8%;矢量化状态下最大推力矢量角超过了20°,而推力系数与非矢量状态下的比较下降不超过3.7%,且最大抽吸二次流量比仅为2.1%。此外,对该方案中一些基本的流动特征进行了分析,得到了抽吸二次流量比与推力矢量角的变化关系所揭示的流场结构,并对此进行了详细解释,同时揭示了逆流剪切层强烈的湍动特性和大涡结构的特点。

二股流喷射控制推力矢量数值计算研究

利用求解雷诺平均的N-S方程的数值模拟方法,对一种新型的推力矢量喷管———基于次流喷射控制的二维收缩-扩张喷管(2DCD)———的推力矢量性能进行了研究。根据数值模拟结果分析了外流马赫数、喷管压强比和次流总压与主流总压之比对矢量偏角的影响。

来流马赫数对射流矢量喷管内流场影响的动态模拟

以二维拉瓦尔喷管为对象,利用非定常雷诺平均N-S方程和RNGκ-ε两方程湍流模型对激波控制的射流推力矢量喷管非定常流场进行研究,分析了来流马赫数连续变化对喷管流场的影响,得出喷管推力性能的变化规律。结果表明;在亚声速来流中,轴向力随飞行马赫数增加而小幅上升,侧向力变化不大;在跨声速来流中,轴向推力和侧向推力都急剧下降;来流马赫数为超声速时,推力随马赫数的增加而减小。推力矢量角和推力系数分别与侧向力和轴向力的变化规律相似。

激波诱导矢量喷管内流场动态特性数值研究

以二维收敛扩张喷管为对象,利用二维非定常雷诺平均N-S方程和RNG k两方程湍流模型对基于激波控制的射流推力矢量喷管非定常流场进行研究,分析了二次流总压连续变化对喷管流场和推力性能的影响,结果表明:随着二次流总压的增大,二次流与主流干扰形成斜激波强度增加,激波向喷管上游移动;二次流总压增加到一定值后会在二次流入口附近形成回流区,回流区面积随二次流总压的增加而增大;二次流总压连续增加时,喷管轴向力连续增大,侧向力和推力矢量角先增大后减小,推力系数随二次流总压的增加而较小。

轴对称激波诱导矢量喷管三维两相流数值模拟

运用颗粒轨道模型对轴对称激波诱导矢量喷管内流场进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1～30μm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。结果表明,颗粒相的加入对射流推力矢量喷管内流场和推力性能都带来很大影响,影响规律与颗粒直径密切相关。为两相流条件下射流矢量喷管的试验研究提供了一定依据。

湍流模型在单／双缝引射矢量喷管中的验证分析研究

利用数值模拟方法,分别求解以SA、SSTk-ω、EASMk-ω或k-ζ湍流模型封闭的RANS方程,针对单/双缝引射的激波控制射流推力矢量喷管展开研究,在多个主喷流压比NPR(4.6,7.0,8.78,10.0)和次主流压比SPR(0.7,1.0)下,系统考察了四种不同湍流模型对射流推力矢量喷管内外流场的流场结构,性能参数及主喷管内壁面压力分布的预测能力,探讨了由激波控制产生的推力矢量随不同参数的变化规律。数值计算结果表明,四种湍流模型都能比较准确地预测出射流推力矢量喷管的性能参数和喷管流场结构,双缝引射的推力矢量效率并不一定优于单缝引射。

激波诱导矢量喷管动态数值模拟

对一二元收扩激波诱导矢量喷管进行了二维动态数值模拟,研究了不同落压比、不同次流加速时间下,喷管气动特性和流场结构随次流增加的变化规律。结果表明:喷管在过膨胀状态下,次流流量达到一定值时,其推力会有较强的振荡;在完全膨胀和欠膨胀状态下,振荡较小。其原因是,次流增加过程中,喷管出口附近有复杂波系存在和回流产生,而回流对提高推力和增加矢量角有益。

基于射流飞控技术的无操纵面飞行器研究进展

无操纵面飞行器又称无副翼、无襟翼或是全无舵飞行器,其原理是采用流动控制技术产生“虚拟舵面”效应,取代副翼、方向舵及升降舵等操纵面。采用射流飞行控制技术可以减轻飞行器的自身重量,使飞行器升阻比更高,气动性能、隐身性更好。本文综述了无操纵面飞行器的国内外发展现状,概述了通过环量控制实现流体飞控的方法,详述了采用后缘吹气和实现无操纵面飞行的实施原理,介绍了最新进展,最后总结了无操纵面飞行器存在的问题和未来发展。

射流飞控技术正在逐渐展现部分替代飞机舵面的潜力

射流飞控技术通过引入二次射流改变飞机局部或全局绕流,产生飞行控制所需的气动力和气动力矩,实现与机械式活动舵面作用类似的"虚拟舵面"效果。射流飞控技术本质上属于空气动力学中的流动控制范畴,但又有别于传统流动控制技术。传统流动控制通过引入相关控制措施来改变流动状态,以实现飞行气动性能的增强,而射流飞控是以实现飞机飞行姿态控制和机动飞行为目标,相对需要输入的能量大得多,对控制效率、控制精/准度、系统稳定性和可靠性等方面的要求极高。