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基于康达效应的高速气流推力矢量喷管 被引量:1
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作者 姚清河 王思淼 +3 位作者 杨耿超 白欣彤 李明洋 王昱森 《中山大学学报(自然科学版)(中英文)》 CAS 北大核心 2025年第1期265-274,共10页
基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢... 基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢量喷管进行了仿真计算,研究了主流速度、气室开合情况及康达壁面曲率三个参数对主流偏转效果的影响。数值模拟结果表明:(1)主流速度在50~160 m/s时,不同的开合组合的偏转效果有较为显著的差异。(2)气室打开数量为奇数时,偏转效果优于偶数。只有一个气室开口时,偏转效果最优。(3)计算得到三维喷管最优康达壁面的曲率是55.26。本文设计的高速气流推力矢量喷管能够达到较好的偏转控制效果,最大偏转角度可达到85.91°。 展开更多
关键词 康达效应 高速气流 推力矢量喷管 气流偏转
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基于奇异值方法的推力矢量/气动舵飞机复合控制律参数优化方法
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作者 阮仕龙 董哲 +2 位作者 孙尧 曲晓雷 霍少泽 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1332-1341,共10页
推力矢量/气动舵布局的先进飞机存在显著的控制耦合问题,传统的单回路控制参数设计方法在该场景下无法兼顾多控制回路的性能。因此提出一种基于回差矩阵奇异值的控制律参数优化方法,利用时域控制性能指标确定控制参数优化区间,在此基础... 推力矢量/气动舵布局的先进飞机存在显著的控制耦合问题,传统的单回路控制参数设计方法在该场景下无法兼顾多控制回路的性能。因此提出一种基于回差矩阵奇异值的控制律参数优化方法,利用时域控制性能指标确定控制参数优化区间,在此基础上用奇异值方法衡量多输入多输出(MIMO)系统的稳定裕度,并建立相应的最优目标函数,从而对控制器参数寻优。采用数值仿真验证了该方法的可行性,结果显示所设计的控制参数优化算法相较于传统单回路控制参数设计方法具有更好的时域控制性能与更大的系统稳定裕度。 展开更多
关键词 回差矩阵奇异值 参数寻优 稳定裕度 MIMO系统 推力矢量
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推力矢量发动机模型构建及验证
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作者 李天生 李晓明 张吉 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第9期188-193,共6页
在现代空战对战斗机性能要求日益严苛的背景下,为显著提升战斗机空战能力,提出深入开展对推力矢量技术的系统性研究,旨在挖掘该技术在航空领域的巨大潜力,为战斗机性能优化提供理论与实践支撑。其方法是创新性地以推力矢量理论为基石,... 在现代空战对战斗机性能要求日益严苛的背景下,为显著提升战斗机空战能力,提出深入开展对推力矢量技术的系统性研究,旨在挖掘该技术在航空领域的巨大潜力,为战斗机性能优化提供理论与实践支撑。其方法是创新性地以推力矢量理论为基石,构建发动机与矢量喷管模型,并充分利用公开的推力矢量发动机性能数据进行全面且严谨的验证,确保研究方法的科学性与先进性。经过精准的实验测试与数据分析,发现在地面试车和巡航状态下,发动机推力性能指标与实际数据的准确度误差控制在3%以内,该量化结果充分说明所构建的模型在精度和可靠性上达到了较高水平,为推动推力矢量技术的深入研究提供了关键的技术支持与实践经验,其成果有望广泛应用于航空航天领域,为飞行器性能提升开辟新路径。 展开更多
关键词 推力矢量技术 战斗机敏捷性 模型构建 模型验证 应用价值
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轴对称推力矢量喷管动力学特性仿真与分析
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作者 滕晓鑫 罗忠 +1 位作者 余稀 许春阳 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期115-122,共8页
轴对称推力矢量喷管在运行中往往受到高温高载荷的影响而发生故障。为了降低排故试验成本,缩短试验周期和提高系统可靠性,采用数值模拟的方式研究其运动学和动力学特性,并提出基于计算流体力学的气动载荷等效施加方法,用于多体动力学数... 轴对称推力矢量喷管在运行中往往受到高温高载荷的影响而发生故障。为了降低排故试验成本,缩短试验周期和提高系统可靠性,采用数值模拟的方式研究其运动学和动力学特性,并提出基于计算流体力学的气动载荷等效施加方法,用于多体动力学数值计算。对结构进行建模,通过计算流体力学分析得到流固耦合面的压力分布;建立受载构件的模态中性文件,并将流场载荷映射到相应的节点上;通过使用带有载荷的模态中性文件替换原有构件,进行刚柔耦合动力学计算。针对驱动方式和间隙对系统的运动学和动力学响应进行了分析。结果表明:正弦驱动方式能够提高系统的运行平稳性;在各运动副中,凸轮副承受的载荷最大(高达40 kN),且最容易在靠近机匣处发生磨损和卡滞现象;在扩张调节链中,球副承受的载荷最大;间隙的存在会导致系统发生碰撞冲击,影响运动的平稳性。 展开更多
关键词 轴对称推力矢量喷管 流固耦合 动力学仿真 运动学仿真 动态特性 航空发动机
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固体塞式喷管燃气舵推力矢量研究
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作者 刘宇 刘润泽 +5 位作者 杨文将 杨洪森 赵鹏 赵常宏 胡君同 徐存 《固体火箭技术》 CSCD 北大核心 2024年第6期859-866,共8页
针对环喉固体塞式喷管发动机的结构特点,提出了基于燃气舵偏转实现推力矢量控制的方案,基于Fluent仿真计算,提出了塞式喷管轴向推力计算方法,研究了不同燃气舵设计与工作因素下燃气舵对塞式喷管推力矢量性能的影响。结果表明:后移燃气... 针对环喉固体塞式喷管发动机的结构特点,提出了基于燃气舵偏转实现推力矢量控制的方案,基于Fluent仿真计算,提出了塞式喷管轴向推力计算方法,研究了不同燃气舵设计与工作因素下燃气舵对塞式喷管推力矢量性能的影响。结果表明:后移燃气舵轴向位置可增强舵面对燃气的扰流作用,从而提高推力矢量角和侧向力,但存在约1.12%的推力损失;增加燃气舵偏转角使矢量角变化显著,燃气舵偏转从0°~20°可造成矢量角变化为5.46°,推力损失最高可达3.24%;塞式喷管工作高度显著影响矢量性能,超过一定高度后燃气淹没舵面,舵面扰流作用减弱,推力矢量角较地面环境显著下降。为了获得最佳的塞式喷管燃气舵推力矢量控制方案,需综合考虑设计指标、工作条件和结构尺寸约束,对燃气舵参数进行精细调整和优化。 展开更多
关键词 塞式喷管 推力矢量 燃气舵 固体火箭发动机
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基于喷管二次流控制的推力矢量特性研究
6
作者 陈家兴 姬永超 +4 位作者 白云 王刚 武锐 展杰 赵猛 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期321-330,共10页
通过控制二次流喷口相对位置和宽度来改变喷管出口燃气流动方向是实现推力矢量控制的方法之一。为掌握落压比(NPR)、二次流压比(SPR)以及二次流喷口相对位置(X_(j))和宽度(d)对推力矢量性能的影响,通过数值计算分析了发动机推力矢量角(... 通过控制二次流喷口相对位置和宽度来改变喷管出口燃气流动方向是实现推力矢量控制的方法之一。为掌握落压比(NPR)、二次流压比(SPR)以及二次流喷口相对位置(X_(j))和宽度(d)对推力矢量性能的影响,通过数值计算分析了发动机推力矢量角(δ)、推力系数(C_(f))变化规律。结果表明,随着落压比的减小,喷管可以获得更大的推力矢量角度,但推力损失更大;主流落压比不同时,喷管推力矢量效率的最小值所对应的二次流压比不同;随着二次流喷口宽度的增加,喷管的推力矢量角度逐渐增大且随着二次流压比的增大其增幅也随之变大;推力矢量效率在SPR≤0.6时,随着二次流喷口宽度的增大而减小;SPR=0.8后随着二次流喷口宽度的增大先下降后上升,SPR=1.2时随着二次流喷口宽度的增大而增大;随着二次流喷口位置向喷管出口的移动,推力矢量角仅在喷口后的气流分离由闭式变为开式时发生一次突增,而推力系数发生一次突减;随着二次流喷射角度的增大,喷管的推力矢量角度不断增大,喷管的推力系数呈现不断减小的趋势。 展开更多
关键词 喷管 推力矢量控制 二次流喷口位置 二次流喷口宽度 推力矢量角度 推力系数
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基于推力矢量技术的盾构掘进姿态自适应控制方法研究 被引量:5
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作者 朱叶艇 毕湘利 +4 位作者 张子新 朱雁飞 秦元 王浩 潘成杰 《隧道建设(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第11期2257-2270,I0029-I0042,共28页
为解决盾构驾驶人员技术水平参差不齐造成隧道轴线施工质量波动的问题,提出一种基于推力矢量技术的盾构掘进姿态自适应控制方法,从整体逻辑架构设计、纠偏运动路径规划、姿态控制策略与方法3个方面对本技术进行全面阐述,并通过在上海沪... 为解决盾构驾驶人员技术水平参差不齐造成隧道轴线施工质量波动的问题,提出一种基于推力矢量技术的盾构掘进姿态自适应控制方法,从整体逻辑架构设计、纠偏运动路径规划、姿态控制策略与方法3个方面对本技术进行全面阐述,并通过在上海沪通铁路吴淞口越江隧道工程项目的示范应用,得出以下结论:1)由于推进油缸目标压力执行情况良好,盾构实际总推力与目标值之间保持较优的协同关系,盾构掘进速度整体稳定;2)盾构总推力水平力矩目标值和实际值高度一致,受覆土厚度和地质条件变化影响,垂直力矩目标值略大于实际值,以保持高程方向上良好的姿态调整能力;3)水平和高程2个方向上,盾构总推力作用点与盾构姿态表现出“冰糖葫芦型”显性交互特征,盾构姿态可纠、可控。 展开更多
关键词 推力矢量技术 盾构掘进姿态 自适应控制 路径规划 工程应用
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软土地层盾构推力矢量自适应控制技术试验研究 被引量:1
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作者 陈刚 朱叶艇 +3 位作者 王志华 王秀志 秦元 张子新 《隧道建设(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第11期2159-2170,I0017-I0028,共24页
为解决软土地层中盾构轴线自适应控制时,基于纠偏转向需求的目标总推力矢量获取困难的问题,提出一种盾构推力矢量自适应控制技术。通过将盾构总推力与掘进速度,总推力水平和垂直合力矩分别与盾构水平和高程方向目标转向角度进行闭环控制... 为解决软土地层中盾构轴线自适应控制时,基于纠偏转向需求的目标总推力矢量获取困难的问题,提出一种盾构推力矢量自适应控制技术。通过将盾构总推力与掘进速度,总推力水平和垂直合力矩分别与盾构水平和高程方向目标转向角度进行闭环控制,实现非恒定负载条件下盾构总推力矢量的高速自适应生成。通过构建可模拟盾构直线推进的大型试验平台以及全推进油缸单元全控的液压控制系统,验证非恒定负载力、非恒定负载力力矩以及非恒定负载力矢量条件下盾构稳态推进的可行性。试验结果表明:1)盾构总推力有效响应负载力变化,两者差值保持为系统摩阻力,存在因负载力突变盾构降速后再恢复的现象;2)盾构总推力力矩未及时跟进负载力力矩变化的情况下,切口水平姿态偏差值小幅突变后可超调复位;3)盾构总推力矢量实现了与负载力矢量的协同响应,推进速度偏差整体控制在设定值-1~+2 mm/min,盾构切口水平姿态偏差控制在设定值±3 mm。 展开更多
关键词 盾构 盾构掘进 推力矢量 自适应 试验平台
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二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究 被引量:8
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作者 李耀华 李建强 +2 位作者 杨党国 张诣 周清展 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第2期211-217,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 双喉道 射流推力矢量 推力矢量喷管 数值模拟
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飞机推进系统关键技术——推力矢量技术 被引量:19
10
作者 陶增元 李军 程邦勤 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 2000年第2期86-90,共5页
首先对飞机推力矢量技术的研究发展概况作了简要介绍 ;然后以第四代战斗机 F- 2 2 /F-1 1 9和三代半战斗机 СУ- 37/АЛ- 37ФЮ 为例 ,说明了推力矢量技术全面满足了第四代战斗机的战技要求 ,第三代战斗机采用了推力矢量技术后已发... 首先对飞机推力矢量技术的研究发展概况作了简要介绍 ;然后以第四代战斗机 F- 2 2 /F-1 1 9和三代半战斗机 СУ- 37/АЛ- 37ФЮ 为例 ,说明了推力矢量技术全面满足了第四代战斗机的战技要求 ,第三代战斗机采用了推力矢量技术后已发展为三代半战斗机 ,从而充分论证了推力矢量技术促进了先进战斗机的发展 ;最后指出了推力矢量技术研究发展的有关项目 。 展开更多
关键词 飞机推进系统 推力矢量喷管 推力矢量控制
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推力矢量对飞机机动性能的影响 被引量:5
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作者 王海涛 万小朋 侯明善 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2005年第SA期450-452,共3页
以某型战斗机为例,研究了推力矢量对飞机机动性能的影响,主要研究了迎角、推力、推力矢量角等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过对有无推力矢量的比较,得出了一些有价值的结论。
关键词 失速 推力矢量 推力矢量
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扰流片推力矢量控制系统动态特性研究 被引量:12
12
作者 崔业兵 陈雄 +2 位作者 周长省 姚琰 韩文超 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1030-1034,共5页
针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰... 针对固体火箭发动机的推力矢量控制系统的需求,分析了扰流片系统的工作原理,设计了圆弧型扰流片;根据扰流片的安装位置关系,推导了扰流片摆角与伸入喷管出口流场高度的关系式;对加载单个圆弧型扰流片的喷管三维流场进行数值模拟,得到扰流片产生气动力的大小随扰流片伸入流场高度的变化规律;并通过固体火箭发动机的点火试验,验证所设计的扰流片系统在阶跃响应和正弦加载下的动态特性。结果表明:扰流片推力矢量控制系统在最大偏转角度38°时,阶跃响应时间为55ms,最大偏差0.6°,超调量2.02%;偏转角8°时,正弦加载测得系统带宽10Hz。 展开更多
关键词 扰流片 推力矢量控制 运动仿真 动态特性
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基于激波控制的流体推力矢量喷管试验 被引量:16
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作者 王占学 王玉男 +1 位作者 李志杰 辛晓龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期751-756,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 流体推力矢量 激波控制 矢量
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水下推力矢量特性试验研究 被引量:22
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作者 王宝寿 许晟 +2 位作者 易淑群 王元虎 朱小敏 《船舶力学》 EI 2000年第5期9-15,共7页
本文介绍了固体火箭发动机水下推力矢量特性试验。通过测量固体火箭发动机水下工作过程中的推力和侧向力 ,研究了扰流片和摆喷管两种推力矢量方式的水下推力矢量特性。对扰流片推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷... 本文介绍了固体火箭发动机水下推力矢量特性试验。通过测量固体火箭发动机水下工作过程中的推力和侧向力 ,研究了扰流片和摆喷管两种推力矢量方式的水下推力矢量特性。对扰流片推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷口堵塞面积比、水深的变化规律。对摆喷管推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷管偏角以及水深的变化规律。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 推力矢量 水下点火 侧向力
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2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术 被引量:10
15
作者 李建强 李耀华 +6 位作者 郭旦平 苗磊 杜宁 黄存栋 周洪 曾利权 张诣 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期20-26,共7页
针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2.4m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天... 针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2.4m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明:试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0.5%;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0.3~1.2、迎角-10"~60"、喷管偏角-20"~20"、喷流总质量流量0~3kg/s的双发战斗机推力矢量试验。 展开更多
关键词 2.4米跨声速风洞 推力矢量 试验系统 双发战斗机
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流体推力矢量技术研究综述 被引量:21
16
作者 肖中云 江雄 +1 位作者 牟斌 陈作斌 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第4期8-15,共8页
流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数... 流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内(NPR=1.89~10)实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。 展开更多
关键词 喷管 推力矢量 控制 效率 二次流
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垂直发射快速转弯气动力/推力矢量控制研究 被引量:12
17
作者 闫循良 陈士橹 +1 位作者 王志刚 徐敏 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期57-60,共4页
研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术。针对气动力/推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹的气动力/推力矢量复合控制数学模型;通过设计线性组合的舵复合策略,将系统由多输入-单输出,转变为单入-... 研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术。针对气动力/推力矢量复合控制技术,提出了战术导弹垂直发射程序转弯方案;建立了导弹的气动力/推力矢量复合控制数学模型;通过设计线性组合的舵复合策略,将系统由多输入-单输出,转变为单入-单出系统;设计了复合控制回路并进行了回路分析,纵向回路频域特性分析表明,系统具有良好的鲁棒性和动态特性;最后通过弹道的六自由度仿真,验证了所设计的复合控制策略的可行性。 展开更多
关键词 战术导弹 垂直发射 快速转弯 气动力/推力矢量控制
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喷管流场及其推力矢量的数值计算 被引量:13
18
作者 黄振宇 徐文灿 毛鸿羽 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期31-34,共4页
本文在Euler及Navier Stokes方程的基础上 ,利用三阶ENO差分格式计算了轴对称喷管的流动 ,得到了与实验较一致的结果。计算结果表明 ,对锥形喷管而言 ,在其它条件限定的情况下出现推力极大值的扩张角在 10°和 15°之间 (约在 1... 本文在Euler及Navier Stokes方程的基础上 ,利用三阶ENO差分格式计算了轴对称喷管的流动 ,得到了与实验较一致的结果。计算结果表明 ,对锥形喷管而言 ,在其它条件限定的情况下出现推力极大值的扩张角在 10°和 15°之间 (约在 12 .5°附近 ) ,即存在最佳扩张角。最后利用三维CFD数值计算 。 展开更多
关键词 喷管 数值计算 推力矢量 ENO格式 CALCULATION OF NOZZLE FLOWS
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推力矢量发动机燃气舵气动特性设计 被引量:14
19
作者 李军 刘献伟 李飞 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期646-649,共4页
结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩... 结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。 展开更多
关键词 燃气射流 推力矢量 气动特性 燃气舵
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低速风洞推力矢量试验技术研究 被引量:12
20
作者 贾毅 郑芳 +2 位作者 黄浩 尹世博 郎卫东 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期92-97,共6页
介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影... 介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。 展开更多
关键词 推力矢量 落压比 喷流影响 喷管特性
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