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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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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
3
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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双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究 被引量:1
4
作者 李瑶 徐惊雷 +2 位作者 潘睿丰 张玉琪 黄帅 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期95-106,共12页
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... 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。 展开更多
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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S弯收扩喷管过膨胀状态下流动分离特性研究
5
作者 王明新 周莉 +2 位作者 史经纬 张诣 王占学 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期71-82,共12页
为了研究S弯收扩喷管过膨胀状态下的流动分离特性,数值模拟了不同落压比(NPR)下S弯收扩喷管内的流动特征。结果表明:在落压比为2.0时,喷管内发生非对称分离,出现非对称的双“λ”激波结构,喷流整体向上偏转,上侧出现限制性流动分离RSS,... 为了研究S弯收扩喷管过膨胀状态下的流动分离特性,数值模拟了不同落压比(NPR)下S弯收扩喷管内的流动特征。结果表明:在落压比为2.0时,喷管内发生非对称分离,出现非对称的双“λ”激波结构,喷流整体向上偏转,上侧出现限制性流动分离RSS,下侧出现自由性流动分离FSS,并产生三维分离涡,喷流出现明显的三维效应。随着落压比从高度过膨胀状态下开始增加,喷管下侧保持FSS不变,喷管上侧RSS逐渐向后移动,直至与外界大气相连,转变为FSS,之后随着落压比增加,上下侧分离结构逐渐对称。推力矢量角随着落压比的增加先增加,后在极小的落压比变化范围内快速降低,直至变为0°,之后保持0°不变。 展开更多
关键词 S弯收扩喷管 过膨胀状态 流动分离 落压比 推力矢量角
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分离线扩张比对超音速分离线摆动喷管流场影响规律的数值与试验研究 被引量:2
6
作者 李修明 童悦 +2 位作者 占冬至 郑庆 卢磊 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期216-221,共6页
为进一步优化超音速分离线摆动喷管性能,通过数值计算分析了分离线处扩张比(ε)对超音速分离线摆动喷管流场的影响规律,并进行了试验验证。结果表明:相同ε下,随着摆动角度(θ)的增加,轴向推力系数(C_(fx))逐渐减小;ε取不同值时,相同θ... 为进一步优化超音速分离线摆动喷管性能,通过数值计算分析了分离线处扩张比(ε)对超音速分离线摆动喷管流场的影响规律,并进行了试验验证。结果表明:相同ε下,随着摆动角度(θ)的增加,轴向推力系数(C_(fx))逐渐减小;ε取不同值时,相同θ下C_(fx)区别较大,在ε=1.68时C_(fx)达到最大值。相同ε下,随着θ的增加,偏转放大系数(K)先增加后减小,θ为1°~2°时,K值达到最大(K=2.5);不同ε下K区别较大,当ε≥1.46、θ为1°~8°时,K>1,ε=1.21时偏转效益受θ影响较大,K最小值小于1。数值仿真喷管羽流状态与地面试验一致,验证了仿真方法的有效性;分离线处压强由于模型误差存在一定偏差,摆动力矩由于分离线处压强的非均匀分布存在计算偏差。 展开更多
关键词 超音速分离线摆动喷管 分离线扩张比 轴向推力系数 矢量角放大系数
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关节间隙对矢量喷管调节机构动态特性影响的数值仿真与验证
7
作者 孟令超 张昊 +2 位作者 张起梁 罗忠 许春阳 《航空发动机》 北大核心 2024年第3期64-71,共8页
为研究飞机在不同飞行工况下关节间隙对矢量喷管运动调节机构动态特性的影响,采用第1类拉格朗日方程与混合接触力模型和LuGre摩擦模型相结合的方法,构建了考虑关节间隙和摩擦系数等特征的矢量喷管运动调节机构单叶动力学理论模型,进而... 为研究飞机在不同飞行工况下关节间隙对矢量喷管运动调节机构动态特性的影响,采用第1类拉格朗日方程与混合接触力模型和LuGre摩擦模型相结合的方法,构建了考虑关节间隙和摩擦系数等特征的矢量喷管运动调节机构单叶动力学理论模型,进而构建了整体调节机构的运动学分析模型。结果表明:由于关节间隙的存在,在矢量喷管运动调节机构运动状态突然改变时,初始碰撞阶段调节片的位移几乎不受间隙碰撞的影响,但速度与加速度会产生剧烈且短暂的振动,振动大小受关节间隙影响较大,而间隙对平稳运动时的调节片运动精度几乎不产生影响;整机矢量喷管运动调节机构做收扩运动时,各关节产生的碰撞力几乎相同,做上下偏转运动时,C关节处产生的碰撞力最大,A关节处的受力次之,B和D关节处的受力最小。 展开更多
关键词 矢量喷管运动调节机构 间隙 拉格朗日方程 动力学 航空发动机
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基于喷管二次流控制的推力矢量特性研究
8
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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气体二次喷射矢量喷管三维流场计算 被引量:11
9
作者 刘辉 邢玉明 额日其太 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第10期1174-1178,共5页
采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟.比较了在不同喷射参数和不同喷管落压比NPR(Noz-zle Pressure Ratio)下的流场特征,分析了这些参数对矢量偏转效率和推力系数... 采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和κ-ε湍流模型对气体二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟.比较了在不同喷射参数和不同喷管落压比NPR(Noz-zle Pressure Ratio)下的流场特征,分析了这些参数对矢量偏转效率和推力系数的影响.结果表明,二次流喷射位置、喷射角度和二次流质量流量对矢量角的影响相互耦合,喷管达到最大矢量角时,各参数并不能同时达到各自的最优值;矢量角越大,推力系数越小,推力损失越大;矩形喷射口的推力矢量性能优于圆形喷射口;减小喷管落压比可以提高矢量偏转角度. 展开更多
关键词 气体二次喷射 推力矢量喷管 矢量偏转效率 推力系数 数值模拟
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喷管流场及其推力矢量的数值计算 被引量:13
10
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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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:7
11
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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流体推力矢量技术研究综述 被引量:19
12
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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飞机推进系统关键技术——推力矢量技术 被引量:19
13
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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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
14
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... 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。 展开更多
关键词 推力矢量 二元矢量喷管 气动喉道 射流
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低速风洞推力矢量试验技术研究 被引量:12
15
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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矢量喷管六分量测力试验台的研制 被引量:16
16
作者 付尧明 王强 +2 位作者 额日其太 仇畔祥 熊章荣 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2002年第1期87-93,共7页
为用于矢量喷管试验而研制的新型六分量天平试验台选择台式天平作为测力天平设计方案、对称全弹性波纹管作为连接试验台和固定管道的引气管道 ,采用地轴单元校和地轴多元校获取天平工作公式 ,并采用试验修正消除波纹管的影响。根据天平... 为用于矢量喷管试验而研制的新型六分量天平试验台选择台式天平作为测力天平设计方案、对称全弹性波纹管作为连接试验台和固定管道的引气管道 ,采用地轴单元校和地轴多元校获取天平工作公式 ,并采用试验修正消除波纹管的影响。根据天平静校和标准收敛喷管的动校检验 ,该天平性能达到了设计要求 ,说明天平的研制是成功的。 展开更多
关键词 矢量喷管试验 波纹管 天平校准 测力天平 六分量天平试验台
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轴对称矢量喷管数值模拟及数学模型研究 被引量:8
17
作者 卢燕 樊思齐 马会民 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期383-386,共4页
应用数值模拟方法对轴对称推力矢量喷管的内流场性能进行了研究 ,采用 Jameson提出的有限体积法计算了矢量喷管的内部流场和性能参数 ,分析了性能参数及其相关参数之间的关系 。
关键词 轴对称 矢量喷管 数值模拟 有限体积法 数学模型 推力矢量 飞机
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矢量喷管偏转对发动机推力的影响 被引量:10
18
作者 丁凯锋 王小峰 樊思齐 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第3期23-25,共3页
建立了轴对称矢量喷管数学模型和带这种矢量喷管的发动机数学模型 ,研究了矢量喷管偏转时引起的发动机推力的变化。研究结果表明 :喷管的有效矢量角与几何矢量角近似成正比 ;喷管偏转角较小时 ,喷管的流量系数及发动机的总推力几乎不随... 建立了轴对称矢量喷管数学模型和带这种矢量喷管的发动机数学模型 ,研究了矢量喷管偏转时引起的发动机推力的变化。研究结果表明 :喷管的有效矢量角与几何矢量角近似成正比 ;喷管偏转角较小时 ,喷管的流量系数及发动机的总推力几乎不随几何矢量角变化 ,喷管偏转角较大时 ,喷管的流量系数及发动机的总推力随着几何矢量角的增大而减小 ;发动机的轴向推力随着几何矢量角的增大而减小 。 展开更多
关键词 航空发动机 发动机喷管 可动喷管 推力向量控制
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塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究 被引量:5
19
作者 琚春光 刘宇 +2 位作者 王长辉 熊文波 林震 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期67-71,共5页
采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:... 采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。 展开更多
关键词 火箭发动机 塞式喷管 推力矢量控制 二次喷射 试验
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激波诱导推力矢量喷管不同气体喷注时的性能分析 被引量:6
20
作者 王晓明 刘辉 +1 位作者 韩龙柱 袁修干 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2267-2272,共6页
针对激波诱导推力矢量控制研究仅限于主流和次流气体为同种气体的研究现状,开展了不同次流气体分子质量对推力矢量性能的影响规律研究。首先采用二阶精度AUSM+格式和k-ωSST两方程湍流模型求解三维Favre平均Navier-Stokes方程,模拟了喷... 针对激波诱导推力矢量控制研究仅限于主流和次流气体为同种气体的研究现状,开展了不同次流气体分子质量对推力矢量性能的影响规律研究。首先采用二阶精度AUSM+格式和k-ωSST两方程湍流模型求解三维Favre平均Navier-Stokes方程,模拟了喷管复杂干扰内流场。然后计算了He、N2和CO2等次流气体在不同注气角度、注气压力和主流落压比下的矢量偏转角度和推力系数。计算结果表明:平均分子质量越小的次流气体矢量偏转角度越大,推力损失越小。因此可选用平均分子质量小的气体作为次流气源,或者将从燃烧室引出的高温燃气与分子质量小的气体混合。 展开更多
关键词 推力矢量喷管 推力系数 矢量偏转角 多组分 数值模拟
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