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题名基于RBF和PSO的双喉道气动矢量喷管优化设计
被引量：7
- 1
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作者
吴正科
杨青真
施永强
李岳锋
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机构
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第4期451-456,共6页
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文摘
本文探索了一种能多变量综合优化的方法,即对喷管进行参数化设计后,用均匀试验设计(UED)将试验样本均匀散布在设计区间内,求出各性能参数后,利用径向基神经网络(RBF)对试验样本进行拟合,再用粒子群算法(PSO)对训练好的神经网络进行寻优,找出了更好的双喉道气动矢量喷管设计参数组合。数值模拟结果显示,优化后的双喉道气动矢量喷管的矢量角有了明显提高。试验表明这种优化方法具有很好的优化能力,可以用来对喷管几何外形进行参数优化。
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关键词
双喉道气动矢量喷管
矢量优化
均匀试验设计
径向基神经网络
粒子群算法
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Keywords
Dual throat fluidic thrust vectoring nozzle
Vector optimization
Uniform experimental design
Radial basis function
Particle swarm optimization
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名次流通道对双喉道气动矢量喷管的性能影响研究
被引量：10
- 2
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作者
范志鹏
徐惊雷
郭帅
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机构
江苏省航空动力系统重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第9期1174-1180,共7页
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文摘
为了进一步了解次流通道对双喉道气动矢量喷管(Dual Throat Nozzle,DTN)气动矢量性能的影响,基于二维DTN喷管构型进行了详细的数值模拟研究。结果表明:收扩的次流通道相对于平直的次流通道不会改善DTN喷管的推力矢量性能;随着次流流量增加,DTN的推力矢量角存在一个最大值,超过该值各推力矢量性能均会降低;次流通道宽度对DTN喷管推力矢量性能影响显著:(1)次流宽度不影响所能达到的最大推力矢量角;(2)小的次流宽度在进口总压较高的条件下具有更高的推力矢量角;(3)增大次流宽度能降低次流总压,但达到的矢量角会有所减小。
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关键词
双喉道气动矢量喷管
次流管道
次流百分比
推力矢量性能
数值模拟
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Keywords
Dual Throat Nozzle
Secondary injection pipe
Ratio of secondary injection
Thrust-vectoring performances
Numerical simulation
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分类号
V232
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名气动矢量喷管二次流对发动机性能的影响
被引量：4
- 3
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作者
张晓博
王占学
刘增文
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机构
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第1期3-7,共5页
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基金
国家自然科学基金(51176156)
教育部博士点基金(20106102110025)
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文摘
发动机处于推力矢量的工作状态时,二次流引气和喷射均会对发动机的部件匹配和性能产生影响。将气动矢量喷管置于发动机环境下,综合考虑了从风扇/高压压气机引出二次流,及二次流在喷管扩张段与主流的掺混等过程对发动机性能的影响。基于发动机部件匹配技术及CFD技术,对二次流对发动机性能的影响进行了数值模拟。结果表明:选取风扇或高压压气机引气实现气动矢量喷管,均会使发动机性能有较大幅度的下降;在满足二次流压力需求的前提下,宜采用风扇引气作为二次流气源。
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关键词
航空发动机
气动矢量喷管
数值模拟
二次流位置
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Keywords
Aero engine
Fluidic thrust vector
Numerical simulation
Secondary injection position
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名一种大落压比气动矢量喷管的仿真研究
- 4
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作者
周唯阳
黄河峡
谭慧俊
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《航空兵器》
2013年第3期35-40,共6页
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基金
航空科学基金(20100152002)
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文摘
为了提高气动矢量喷管在大落压比下的综合气动性能,在双喉道气动矢量喷管的基础上提出了一种适合于在大落压比下工作的气动矢量喷管,利用数值仿真对其流动特征和关键几何参数的影响规律进行了研究。结果表明提出的气动矢量喷管方案具有相对较高的综合气动性能。
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关键词
气动矢量喷管
大落压比
推力系数
矢量角
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Keywords
fluidic thrust-vectoring nozzle
high NPR
thrust ratio
vector angle
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分类号
V231
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名射流缝对激波诱导矢量喷管三维流场影响的数值模拟
被引量：1
- 5
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作者
雷金春
金捷
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机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机数值仿真研究中心
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期63-66,共4页
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文摘
在设计工况下,采用RNGk-ε湍流模型对扩张段不同射流缝几何结构的激波诱导轴对称气动矢量喷管进行了数值模拟。结果表明,流场结构的主要特征是在扩张段有一个主分离涡与一个旋向相反的射流角涡及次流与出口截面之间有一个较大的回流区。周向角,射流缝距出口截面轴向距离和轴向角是射流缝结构优化的三个关键参数,周向角为45°,射流缝距喷管出口截面轴向距离为19 mm,次流注入方向与主流方向相反时产生大的有效矢量角。
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关键词
气动矢量喷管+
射流缝几何结构+
气动特性
数值仿真
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Keywords
Fluidic vectoring nozzle+
Slot geometric structure+
Aerodynamic characteristic
Numerical simulation
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分类号
V231
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究
被引量：1
- 6
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作者
李瑶
徐惊雷
潘睿丰
张玉琪
黄帅
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机构
南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024年第5期95-106,共12页
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基金
国家科技重大专项(2019-II-0007-0027)
先进航空动力创新工作站(HKCX2020-02-011)
+2 种基金
基础加强计划项目(2022-JCJQ-ZD-115-00)
中国博士后科学基金(2022M721598)
江苏省“卓博计划”(2022ZB214)。
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文摘
针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。
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关键词
短距/垂直起降
双轴承旋转喷管
双喉道气动矢量喷管
气动性能
数值模拟
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Keywords
Short/vertical takeoff or landing
Two bearing swivel nozzle
Dual throat fluidic thrust vector⁃ing nozzle
Aerodynamic performance
Numerical simulation
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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