基于双级二次流射流的流体推力矢量偏转控制

为了在单级射流流体推力矢量控制基础上获得更大的流体矢量偏转角,提出一种基于双级二次流射流的流体式推力矢量喷管,利用双级二次流造成的压强差使主流在第一次偏转的基础上再次发生偏转。采用CFD仿真确定模型二次流管道开口大小及入射角度,通过仿真、烟流显示及测压实验分析单级二次流射流、双级二次流射流控制状态下主流矢量偏转对应的流动控制机制,并通过后期处理得到流动控制规律。结果表明:通过双级二次流作用可以使主流产生两次偏转,从而显著增大主流矢量偏转角度;当两级二次流控制缝输出流量与主流体积流量比均为0.021时,可以获得12.5°的最大向上主流矢量偏转角。

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。

二次流喷射位置对流体推力矢量喷管气动性能影响的数值模拟

数值模拟了二次流喷射位置对基于激波控制的二维收-扩(2DCD)喷管的流体推力矢量气动性能,结果表明喷射位置对矢量角有较大影响,在喷管落压比NPR=4.5时,二次流喷射位置相对位于喷管发散段中部时,矢量角最大;在NPR≥7.2时,二次流喷射位置越靠近出口,矢量角越大.喷射位置对推力系数及流量系数的影响不大.

流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究

为验证被动二次流推力矢量技术的有效性,评估其飞行控制能力,研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记录了验证机模型在有无流体矢量作用时完成筋斗动作的俯仰角和俯仰角速度数据,并通过无线数据传输装置传回地面加以储存和分析。飞行试验结果显示,在使用流体矢量情况下,验证机完成筋斗机动动作的半径由单独舵面控制时的约9倍机身长度减小为2倍机身长度、平均时间由4.93s降为2.28s、最大俯仰角速度的均值由114.5°/s提高到了270.3°/s。该结果证实了被动二次流推力矢量技术在急剧飞行状态下能够发挥作用,且具有较强的姿态控制效能。

一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管

流体推力矢量控制技术是当前航空技术领域出现的一种全新概念的推力矢量技术,它最大的优越性是不需要机械运动件就能实施推力转向。概要地介绍了该技术的基本概念和工作原理,以及几种实施方案,简述了发展背景,并从情报信息角度尝试性地对其优缺点分析评价。

单缝流体推力矢量喷管的气动特性

流体矢量喷管重量轻,便于维修,应用前景可观。但二次流的存在造成了流场振荡,因此研究矢量喷管的流动特性具有重要的理论和工程意义。运用数值模拟方法,通过在二元收扩(2DCD)喷管的扩张段引入二次流,研究激波控制的流体推力矢量喷管的气动特性。利用分离涡模拟(DES)湍流模型进行矢量喷管非定常流场的数值计算,先后得到了流场的流线、涡量系数、密度梯度和熵的分布。结果表明:随着流动的发展,激波不断发生振荡,上、下壁面唇口处生成的涡沿着剪切层外侧不断向下游脱落;尾流内上剪切层的摆动角度和熵增皆大于下剪切层。

流体推力矢量技术的应用验证研究进展

流体推力矢量(fluidic thrust vectoring,FTV)技术是利用二次流诱导主流偏转、实现推力转向的新型流动控制技术。概述了FTV技术的空气动力学原理,详细综述了FTV技术的应用验证研究进展,对FTV技术未来发展提出了几点建议:开展FTV喷管几何参数的精细化设计以实现高效可靠的推力矢量控制;通过不同层次的系统集成验证加速推动FTV技术的工程应用;探索环量控制机翼(circulation control wing,CCW)和FTV协同控制完全替代活动舵面的最优方案。

流体推力矢量技术

推力矢量技术是提升导弹性能的关键技术。流体推力矢量技术作为一项全新的推力矢量技术,具有传统机械调节式矢量喷管无法比拟的优点。简要介绍了推力矢量技术的原理和应用情况,着重论述了流体推力矢量技术原理、实现方式以及研究现状。

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻,能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段,但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化,本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型,对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速(PIV)技术对主射流流动特性进行研究,获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律;利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性,获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明:该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转,最大流动矢量角为-12.3°/12.3°,最大推力矢量角为-12.9°/12.8°,控制规律接近线性,不存在主射流偏转突跳问题。

引气位置对旁路式二元激波矢量喷管性能影响

流体推力矢量技术可为超声速无尾布局提供良好的隐身性能与纵向操纵力矩,具有响应快、质量小等优势。旁路式激波矢量喷管无须从发动机引气,克服了为增加矢量角而增加发动机引气流量的问题,可降低发动机的负担。开展了引气位置对旁路式二元激波矢量喷管矢量性能影响研究,为加深对此种喷管性能理解以及将其实用化打下基础。结果表明:喉道引气喷管兼具激波矢量和喉道偏斜法的特征,入口引气喷管在过膨胀状态下性能更好,喉道引气喷管在欠膨胀状态下更有优势。射流后的分离模式显著影响喷管矢量性能,闭式分离使喷管矢量性能下降明显,喉道引气喷管矢量性能突变对应的落压比小于入口引气喷管。实际应用中,应避免分离模式由开式分离转为闭式分离,根据不同膨胀状态搭配不同的旁路式引气方式能够最大化旁路式二元激波矢量喷管性能。

振荡射流气动矢量喷管参数影响特性的试验研究

基于康达效应的同向流矢量技术控制效率高、推力损失低,具备提高飞行器隐身性能的巨大潜力。为了探究马赫数Ma 0.35主流下二次流类型、二次流阵列个数、康达壁面半径R和终止角θ等参数对同向流矢量控制的影响,利用天平研究了9种不同的喷管模型的力学特性,获得矢量偏转力随次主质量流量比变化的控制规律。结果表明,主喷管高和康达壁面半径的比值H/R是对矢量偏转效率和控制稳定性最重要的因素,H/R越低,控制效率越高,控制曲线线性度越高;使用三个振荡射流阵列作为二次流的条件下,H/R从0.5减小到0.43,控制效率提高近49%,与使用定常射流相比,使用振荡射流作为二次流,显著提高了控制效率,增强了控制稳定性;对比分析显示,使用两个或三个振荡二次流阵列、H/R为0.43且θ为90°时,矢量控制效果最好。进一步地研究表明,H/R和θ对矢量控制效率的影响最大,而θ对控制曲线线性度几乎没有影响,本文研究还发现二次流阵列个数低于两个或H/R高于0.6时,控制特性急剧恶化。本文研究可为同向流矢量喷管的工程设计提供理论支撑。

流体控制矢量喷管启动过程的瞬态响应

采用三维非定常数值模拟方法对流体矢量喷管启动的瞬态响应过程进行了研究,给出了流场的演化特性及性能参数的响应时间.根据不同时刻的流场和壁面压力分布,分析后得到了注气附近射流扰动波系及漩涡的演化过程,并与上壁面压力分布相互印证.由性能参数(包括流量,推力系数,矢量角)的时间响应曲线发现:流量和推力系数在响应初始阶段存在剧烈波动,而矢量角是平稳变化,三者的响应时间在毫秒量级.

二元激波矢量喷管矢量性能敏感性分析

流体推力矢量技术因其响应快、重量轻、隐身性能好等优势被视为极低可探测布局飞行器发展的关键技术。目前针对流体推力矢量喷管性能的研究主要集中在单变量研究,开展流体推力矢量喷管多变量敏感性分析,有助于明确影响喷管矢量性能的关键参数,指导流体推力矢量喷管设计。基于非嵌入多项式混沌的敏感性分析方法开展了二元激波矢量喷管不同目标对外流马赫数、射流位置、射流角度、喷管落压比(NPR)、二次流压比(SPRt)、主流温比、次流温比共7个设计变量的全局敏感性及相关性分析研究。结果表明:矢量角和矢量效率对射流位置敏感性显著,推力系数对NPR、外流马赫数、二次流压比的敏感性较强,二次流流量比对NPR、SPRt较敏感,主流及次流总温与环境温度的比值对矢量性能的贡献主要体现在二次流流量比中。矢量角和二次流流量比的提升均导致推力损失,又以二次流流量比影响最大。外流马赫数的增大改变了喷管的实际压比,降低了喷管的矢量性能。二次流位置靠近喉道时,射流前分离延伸至喉道,射流后分离在大NPR下发生再附,喷管气动型面变化导致矢量性能下降,严重时发生矢量角反向。激波矢量喷管设计时应使射流位置靠近喷管出口,通过调整射流角度使喷管内弓形激波在给定NPR、SPRt下发展至喷管出口附近,从而在不增加二次流流量比的情况下提升矢量性能。合理的参数组合可以缓解外流马赫数增大对喷管矢量性能的负面影响,且可在不增大二次流流量比的情况下提升喷管矢量性能。