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。     

轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟

基于求解Navier-Stokes方程组对某航空发动机的轴对称固定几何收-扩喷管进行了六种工况的内外流场一体化数值模拟,计算出了喷管的流量系数和推力系数。结果表明,收-扩喷管超音速射流,在地面工况下表现为过膨胀特征,在高空不同工况下表现为欠膨胀特征,形成了复杂的激波系和膨胀波系。在欠膨胀状态,随着落压比的增大,喷管的流量系数无明显变化,但推力系数显著减小。另外,从理论解出发,计算了前面各种工况的喷管出口气动性能参数,并与数值模拟结果进行了对比分析,验证了数值模拟结果的可靠性。     

推力矢量喷管设计与气动特性分析研究

二元矢量喷管结构简单,隐身特性好,在多种隐身飞机上得到了应用。本文发展了一种“圆转方”二元喷管型面设计方法,基于此方法设计了二元喷管和两型矢量喷管,一型通过二元喷管壁面几何偏转实现,另一型由塞式中心体偏转实现。数值模拟了“圆转方”喷管以及这两型矢量喷管的内外流场,对其推力系数、流量系数、有效推力矢量角等性能参数进行了计算和分析对比,给出了对二元矢量喷管设计具有参考价值的推力矢量角的影响因素及其影响规律。     

某发动机喷管内流动与换热的瞬态模拟

为准确预测发动机喷管内部的流动及传热特性,以Navier-Stokes方程、重整化群(RNG)k-ε湍流模型为基础,借助计算流体力学软件Fluent对喷管内流场及温度场进行了瞬态数值模拟。计算结果表明:发动机燃烧初期,喷管内燃气呈亚音速状态流动,喷管整体温度还比较低;随着时间的推移,喷管内开始出现激波,燃气的速度突然降低,温度突然上升,由于激波的影响,气流在激波下游形成低速高温区域;随着燃气的膨胀,激波逐渐移出喷管,喷管内燃气呈超音速状态流动,喷管整体温度较高。研究结果可为喷管的设计及优化提供一定的参考。     

Laval喷管设计及在天然气液化中的应用研究

提出通过超声速喷管使气体在高速流动条件下急剧膨胀而产生的低温效应液化天然气。结合双三次曲线法、BWRS真实气体状态方程、圆弧加直线方法及边界层黏性修正进行Laval喷管的设计,对喷管内甲烷气体的流动及液化过程进行研究,并分析入口温度、压力及背压对甲烷气液化过程的影响。研究结果表明:气体在喷管内流动达到超声速并导致低压低温,促使气体液化;入口温度的降低或入口压力的升高能促进气体液化,但过低温度(低于170 K)将使气体进入固相区,同样,提高压力时,由于比热比增大,当压力增大到2.5 MPa时也将使气体进入固相区,阻碍气体的液化;随着背压的升高,激波将进入喷管内,减弱或破坏气体的液化过程。利用超声速旋流分离器液化天然气时,应尽可能地回收压力能并保证激波不进入喷管和旋流分离段内。     

水工质微波等离子推力器喷管流场及推力性能研究

采用Delaunay方法生成三角形单元的非结构网格离散计算区域,利用格心有限体积法对水工质微波等离子推力器喷管流场和推力性能进行了数值模拟.揭示了水工质微波等离子推力器喷管的流动规律.研究结果表明:在喷管入口压强为0.35 MPa时,增加工质气体的总温,可以提高推力器的比冲,同时推力的变化很小.在收敛角和扩张角不变的情况下减小喷管喉径,能够略微提高推力器的比冲.而推力器腔体内压强变化很大.保持喷管喉径和出口直径不变,在喷管扩张半角从10°增大到40°的过程中,推力器的比冲和推力先增大后减小;扩张半角为17°时,推力器性能最佳.     

射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNG κ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究.结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0°,喷管有效喉道面积比越小.与无射流时相比,当射流缝处于喉道处,射流缝宽度为1 mm,射流角度为0°,RSP=1.0时,喷管相对喉道面积比可达到78.15%;保持RSP不变时,改变射流角度,喷管总压恢复系数、推力系数和射流流量基本保持不变;通过改变射流角度可以有效控制喷管的喉道面积.     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

火箭推力偏心特性研究

该文应用巴特勒提出的五面体双特征曲线网格方法对火箭喷管扩张段内的非定常非对称流场进行了数值模拟,获得了锥形喷管侧向推力随时间的变化曲线。分析表明,该文计算的侧向推力结果与定常状态下的数据是吻合的。证明五面体双特征曲线网格方法可用来研究非定常流动条件下的推力偏心特性。     

射流角度对流体控制矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的三维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对某型喷管射流注入时的全流场进行了数值模拟,计算结果和试验数据符合良好。为研究射流注入角度对喷管流场的影响,数值模拟了9组射流角下的喷管流场,计算结果表明:射流垂直壁面注入时产生的推力矢量角最大,逆流注入气流对喷管流场的改变要明显大于顺流注入气流的影响,但产生的损失也较大。     

微爆轰推力器的冲量研究

利用瞬时爆轰假设以及小药量线性近似,假设推力单元内的微量含能材料的爆轰反应在瞬时完成,从理论上计算了微爆轰推力单元在真空中的冲量和推力,并在此基础上研究了含能材料的爆热、产物的等熵指数以及喷管的长度对单元的冲量和推力的影响,并通过数值模拟得到喷管底部压力曲线及单元冲量随喷管药柱长度比的变化.结果表明,推力单元的冲量随装药质量、等熵指数和比爆热的增大而增加;为了获得理想的推进性能,喷管的长度不能小于装药长度的4倍.     

尾喷管对2-stage PDE性能影响的数值模拟

为研究尾喷管长度和扩张角度对两级脉冲爆震发动机凹面腔内激波会聚起爆及推力性能的影响,选取了一系列不同尾喷管长度和扩张角度的2-stage PDE模型进行数值模拟.单次爆震结果表明,尾喷管长度和扩张角度对2-stage PDE凹面腔中的射流碰撞和起爆过程影响很小.凹面腔的壁面压力和单位面积冲量随尾喷管长度增大而增加,且在较长形式的尾喷管中会出现多次激波相交和会聚,但是频率随尾喷管长度增大而减小.尾喷管壁面压力和冲量的轴向分量随扩张角度增大,凹面腔内的激波会聚和起爆频率不变.考虑凹面腔和尾喷管的综合作用,带有45°扩张角的尾喷管的2-stage PDE性能最好.     

单循环脉冲爆轰发动机的数值模拟

对高温火团引发的甲烷-空气混合气体的爆轰过程及管内、外流场做了二维轴对称数值模拟,考虑了CH4-O2-N2的详细化学反应动力学机理,该机理包含了19个基元反应和14种组分。采用分裂格式处理带化学反应的Navier-Stokes方程,使用改进的波传播方法求解流场,使用基于隐式Gear算法的微分方程解法器求解化学反应过程。模拟结果显示了爆轰波在管内的成长、稳定传播、进入喷嘴后衰减为激波以及进入外流场的全过程。还对轴线上的压力分布和封闭端的推力等进行了讨论,为脉冲爆轰发动机的开发研制提供信息。     

某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场特性

超燃冲压发动机结构简单,推重比大,应用前景广阔.但其流场结构十分复杂,研究超燃冲压发动机三维流场结构具有重要的意义.采用计算流体力学软件对某超燃冲压发动机尾喷管的三维流场进行数值模拟,先后得到了流场的密度、马赫数、涡量及速度矢量线图.结果表明:喷管内及侧壁面出口处存在膨胀波.各个壁面出口处附近的流场存在羽流激波和剪切层,内喷管出口周围的羽流激波和剪切层呈环状分布在流场周围,上壁面尾部受羽流激波的影响产生一道由压强决定的管内斜激波.内喷管出口及上壁面尾部处也均存在流向涡结构.     

带矢量喷管的高超声速飞行器的跟踪控制

基于跟踪控制理论,本文研究了具有矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的控制问题．首先本文建立了基于矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的动力学模型．该模型表现为矢量喷管推力对飞行器纵向力矩的作用很大,而对速度的影响很小．在相同的控制参数下,本文给出了飞行器的三种不同的跟踪控制模式．基于极点配置和Youla参数化方法设计切换的跟踪控制律,实现了不同控制模式之间的平滑切换,并且保证切换过程中闭环系统的稳定性．最后,通过对仿真结果的分析验证了矢量喷管技术在吸气式高超声速飞行器控制中的优势,并且指出多种控制方式协调配合对高超声速飞行器的姿态控制具有重要意义．     

大膨胀比喷管试验台的六分量天平研究

为了研究非对称大膨胀比喷管试验台的喷管气动性能,准确地测量矢量喷管的六分量气动力,该文依据喷管试验台的测试要求,提出一种新颖的基于T型梁S弯变形的框架式整体六分量天平。通过分析天平的各元微应变与安装结构,设计并制造出天平,依据静态标定获得天平的工作系数矩阵。最后,用有限元方法验证设计结果。研究表明:天平的结构简单,精、准度高,满足试验台的六分量力测量要求。     

微型涡喷发动机推力测量的新方法与验证

设计了一种适用于微型涡喷发动机推力测量的摆架式测力装置,通过台架试车试验测量了发动机推力、转速等工作性能参数,以及发动机尾喷管进口总温、总压等热力状态参数,再利用一维气动理论和试车数据计算得出理论推力。结果显示实测推力与理论推力基本吻合,验证了推力测量方法的合理性。在此基础上进一步分析了发动机的单位推力、推重比、单位迎面推力等指标,研究表明该发动机高速性能优于低速性能,满负荷工况下发动机推重比为7.4,并且在结构紧凑性方面具有优化设计空间。