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航空发动机二元矢量喷管控制系统设计及验证被引量：3: 1; 作者齐东兴朱传龙 +2 位作者毛晓奇李凌汉赵海然《液压与气动》北大核心 2023年第6期163-172,共10页; 矢量推进和红外隐身能力在现代空战中尤为重要,与之密切相关的是航空发动机尾喷管,根据某型发动机二元矢量喷管的特定工作条件,对其控制系统开展研究,提出了喷管喉道控制和矢量控制双回路双余度的设计方案,实现了在发动机稳态和过渡状... 展开更多; 关键词航空发动机二元矢量喷管控制系统双回路双余度控制仿真及试验验证; 在线阅读下载PDF 职称材料

基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟被引量：2: 2; 作者王伟赵振 +1 位作者金文栋邓洪伟《航空发动机》北大核心 2021年第5期19-25,共7页; 为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影响。结... 展开更多; 关键词 S弯二元矢量喷管激波控制推力矢量数值模拟航空发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响被引量：2: 3; 作者王浩吉洪湖 +2 位作者周兵桑学仪王宇恒《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第10期2315-2324,共10页; 为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度。采用经过验证的计算方法对... 展开更多; 关键词二元塞式矢量喷管矢量偏转塞锥红外特征涡扇发动机; 在线阅读下载PDF 职称材料

射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响被引量：6: 4; 作者郭飞飞王如根 +2 位作者夏钦斌李勇马彩东《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2010年第3期26-29,共4页; 采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGκ-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... 展开更多; 关键词推力矢量二元矢量喷管气动喉道射流; 在线阅读下载PDF 职称材料

比热变化对激波诱导气动矢量喷管影响的数值研究被引量：4: 5; 作者郭飞飞王如根 +1 位作者赵彪吴培根《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2011年第5期15-19,共5页; 采用基于雷诺平均的二维Navier-Stokes方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,考虑比热随温度的变化,对激波诱导气动矢量喷管的流动情况和性能进行了数值仿真研究。结果表明:与平均定比热计算相比,变比热计算的喷管流动情况发生了较大变化... 展开更多; 关键词二元矢量喷管激波诱导射流变比热; 在线阅读下载PDF 职称材料

射流总压和角度对气动喉道控制喷管的影响被引量：2: 6; 作者王如根郭飞飞 +1 位作者吴培根罗凯《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期175-179,共5页; 采用基于雷诺平均的二维Navier-Stokes方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入对称射流的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值仿真,分析了喷管处于不完全膨胀状态时射流压力和角度对喷管气动喉道面积以及对喷管性能的... 展开更多; 关键词推力矢量二元矢量喷管气动喉道射流; 在线阅读下载PDF 职称材料

俄罗斯第6代战斗机发动机最新进展被引量：2: 7; 作者刘晓瑜梁春华索德军《航空发动机》北大核心 2023年第5期78-82,共5页; 为全面了解和掌握国外第6代战斗机发动机的研制历程和先进技术,基于有限资料综述了俄罗斯第6代战斗机发动机技术发展路线与关键技术的最新进展。俄罗斯第6代战斗机发动机的构型已经基本明确,关键技术也已基本明确并开始筹划。关键技术... 展开更多; 关键词第6代战斗机自适应发动机俄罗斯二元推力矢量喷管三涵道结构 3D打印陶瓷基复合材料; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名航空发动机二元矢量喷管控制系统设计及验证被引量：3: 1; 作者齐东兴朱传龙毛晓奇李凌汉赵海然; 机构中国航发沈阳发动机研究所; 出处《液压与气动》北大核心 2023年第6期163-172,共10页; 文摘矢量推进和红外隐身能力在现代空战中尤为重要,与之密切相关的是航空发动机尾喷管,根据某型发动机二元矢量喷管的特定工作条件,对其控制系统开展研究,提出了喷管喉道控制和矢量控制双回路双余度的设计方案,实现了在发动机稳态和过渡状态下调节喷口喉道面积、出口面积及矢量偏转,并在故障状态下将矢量喷口控制到安全位置等功能。经计算仿真及整机试验验证,设计方案合理可行,满足某型发动机使用要求。; 关键词航空发动机二元矢量喷管控制系统双回路双余度控制仿真及试验验证; Keywords aero-engine two-dimensional vectoring nozzle control system dual loop and dual redundancy simulation and test verification; 分类号 TH137 [机械工程—机械制造及自动化] V233 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟被引量：2: 2; 作者王伟赵振金文栋邓洪伟; 机构中国航发沈阳发动机研究所空军装备部驻长春地区军事代表室; 出处《航空发动机》北大核心 2021年第5期19-25,共7页; 基金航空动力基础研究项目资助。; 文摘为了掌握S弯二元矢量喷管的气动性能,采用CFD数值模拟方法研究了有无二次流喷射状态下S弯二元矢量喷管激波诱导的工作机理,以及二次流喷射位置、主流落压比和二次流与主流总压比对S弯二元矢量喷管推力系数、矢量角、壁面静压的影响。结果表明:在二次流流通面积不变、次流与主流流量比W_(s)/W_(p)≤6%的情况下,喷管上、下壁面分别喷射二次流产生的最大矢量角分别为22.9°和15.9°;喷射位置对矢量角有较大影响,对推力系数影响不大,随着二次流喷射位置逐渐靠近出口,矢量角先增大后减小;射流位置固定,随着主流落压比的增大,推力系数增大,当主流落压比从2增大到6时,推力系数最多提高17.9%,矢量角先增大后减小;随着二次流与主流总压比的增大,推力系数整体呈单调减小趋势,矢量角先增大后减小。; 关键词 S弯二元矢量喷管激波控制推力矢量数值模拟航空发动机; Keywords Serpentine 2-D vectoring nozzle shock wave control thrust vectoring numerical simulation aeroengine; 分类号 V228.7 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响被引量：2: 3; 作者王浩吉洪湖周兵桑学仪王宇恒; 机构南京航空航天大学能源与动力学院安徽航瑞航空动力装备有限公司上海航天控制技术研究所; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第10期2315-2324,共10页; 基金国家重大项目培育基金(XBC18244) 中央高校基本科研业务费(NZ2016103)。; 文摘为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度。采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真。研究结果表明:当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5%,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4%。塞锥是二元塞式矢量喷管最主要的红外辐射源,在尾向-20°~20°方向,塞锥的平均贡献≥63.6%,最大高达91.0%。随着偏转角增加,喷管在水平探测面内的红外辐射强度逐渐减小,其中正尾向上的降幅最大,达到33.6%;在铅锤探测面内,辐射峰值方向朝矢量偏转方向偏移,但偏移角度小于矢量偏转角度。全尺寸模型仿真获得的矢量偏转对喷管红外辐射特征分布的影响规律与缩比模型试验的结论一致。; 关键词二元塞式矢量喷管矢量偏转塞锥红外特征涡扇发动机; Keywords Two dimensional wedge vectoring nozzle Vectoring deflection Wedge cone Infrared signature Turbofan engine; 分类号 V231 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响被引量：6: 4; 作者郭飞飞王如根夏钦斌李勇马彩东; 机构空军工程大学工程学院; 出处《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2010年第3期26-29,共4页; 基金 APTD计划资助项目(APTD-1504-04-07); 文摘采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGκ-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。; 关键词推力矢量二元矢量喷管气动喉道射流; Keywords thrust-vectoring 2-D vectoring nozzle pneumatic throat jet; 分类号 V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名比热变化对激波诱导气动矢量喷管影响的数值研究被引量：4: 5; 作者郭飞飞王如根赵彪吴培根; 机构空军工程大学工程学院 [; 出处《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2011年第5期15-19,共5页; 基金空军工程大学研究生创新基金资助项目(DX2010104); 文摘采用基于雷诺平均的二维Navier-Stokes方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,考虑比热随温度的变化,对激波诱导气动矢量喷管的流动情况和性能进行了数值仿真研究。结果表明:与平均定比热计算相比,变比热计算的喷管流动情况发生了较大变化,激波位置前移、激波强度减弱、喷管出口气流平均速度增大;进一步分析发现,与平均定比热计算相比,变比热计算的喷管推力系数、推力矢量角、推力矢量效率均有所增大。; 关键词二元矢量喷管激波诱导射流变比热; Keywords 2 -D vectoring nozzle shock induction jet variable specific heat; 分类号 V231.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名射流总压和角度对气动喉道控制喷管的影响被引量：2: 6; 作者王如根郭飞飞吴培根罗凯; 机构空军工程大学航空航天工程学院; 出处《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期175-179,共5页; 文摘采用基于雷诺平均的二维Navier-Stokes方程和RNGκ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入对称射流的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值仿真,分析了喷管处于不完全膨胀状态时射流压力和角度对喷管气动喉道面积以及对喷管性能的影响。结果表明,射流角度和射流总压两者对气动喉道面积控制范围都有显著影响,在所计算的工况下,喉道面积控制范围最大值出现在α=120°、SPR=1.15时,其值为24.53%;射流角度越大,喉道面积控制效率越高。在射流角度一定的情况下,射流总压增大,喉道面积控制效率减小,在所计算的工况下,KTAC最大值达到了5.2,对应的α=150°、SPR=1;喉道面积控制范围增大,喷管总压恢复系数减小。; 关键词推力矢量二元矢量喷管气动喉道射流; Keywords thrust vectoring 2-D vectoring nozzle pneumatic throat injection; 分类号 V435.23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名俄罗斯第6代战斗机发动机最新进展被引量：2: 7; 作者刘晓瑜梁春华索德军; 机构中国航发沈阳发动机研究所; 出处《航空发动机》北大核心 2023年第5期78-82,共5页; 基金航空动力基础研究项目资助。; 文摘为全面了解和掌握国外第6代战斗机发动机的研制历程和先进技术,基于有限资料综述了俄罗斯第6代战斗机发动机技术发展路线与关键技术的最新进展。俄罗斯第6代战斗机发动机的构型已经基本明确,关键技术也已基本明确并开始筹划。关键技术包括三涵道自适应循环、二元推力矢量喷管、陶瓷基复合材料(CMC)部件、3D打印等。; 关键词第6代战斗机自适应发动机俄罗斯二元推力矢量喷管三涵道结构 3D打印陶瓷基复合材料; Keywords sixth generation fighter adaptive cycle engine Russia two-dimensional thrust-vectoring nozzle three-stream structure 3D printing technology CMC material; 分类号 V231 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	航空发动机二元矢量喷管控制系统设计及验证	齐东兴朱传龙毛晓奇李凌汉赵海然	《液压与气动》北大核心	2023	3	在线阅读下载PDF 职称材料
2	基于激波控制的S弯二元矢量喷管数值模拟	王伟赵振金文栋邓洪伟	《航空发动机》北大核心	2021	2	在线阅读下载PDF 职称材料
3	矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响	王浩吉洪湖周兵桑学仪王宇恒	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2021	2	在线阅读下载PDF 职称材料
4	射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响	郭飞飞王如根夏钦斌李勇马彩东	《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心	2010	6	在线阅读下载PDF 职称材料
5	比热变化对激波诱导气动矢量喷管影响的数值研究	郭飞飞王如根赵彪吴培根	《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心	2011	4	在线阅读下载PDF 职称材料
6	射流总压和角度对气动喉道控制喷管的影响	王如根郭飞飞吴培根罗凯	《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2013	2	在线阅读下载PDF 职称材料
7	俄罗斯第6代战斗机发动机最新进展	刘晓瑜梁春华索德军	《航空发动机》北大核心	2023	2	在线阅读下载PDF 职称材料