射流参数对矩形超声速喷管流动特性和推进特性影响研究

发布时间：2019-09-19 03:35

【摘要】：矩形喷管有利于扁平体飞机布局设计与优化,使飞机拥有尽可能小的超声速阻力、优良的气动效率;增强喷流与外流剪切和湍流掺混,改善喷流噪声特性,提升红外隐身能力;但其推力矢量控制能力一般较弱。若对矩形喷管进行射流控制,能够有效的改变矩形喷管的推力矢量特性。针对矩形出口超声速喷管的流动特性,射流控制(激波矢量控制SVC)矩形喷管的流动和推进特性进行了数值研究。以出口宽高比为2.05的圆转矩形喷管为研究对象,计算分析了喷管气动参数(主流落压比NPR、二次流压比SPR)和二次流几何参数(位置、射入角度、展向长度)对矩形喷管流动和推进特性的影响特点和规律。本文分为以下五章,各章内容分别如下:第一章是本文绪论部分,简要介绍了本文研究的背景及意义,回顾了矩形喷管和射流控制喷管技术的研究现状,简述了射流控制基本原理和射流控制喷管分析模型,最后介绍了本文的研究工作。第二章介绍了本文所研究喷管的设计方法,主要包括超声速喷管圆转矩收敛段的设计方法、喷管模型建立。介绍了本文所采用的数值计算方法并对其进行验证,表明本文采用的计算方法可行。第三章采用数值方法研究气动参数对喷管流动和推进特性影响。矩形喷管在过膨胀状态下,具有明显的边界层/激波相互干扰的特点。当喷管进行射流控制时,高压二次流作用,在超声速主流中产生诱导激波,喷管扩张段存在强的逆压梯度,导致了喷管壁面边界层分离,并从分离点附近产生分离激波,形成“λ”激波,造成上下壁面压力分布不均,产生了推力矢量。在本文研究的气动参数取值范围内,二次流压比不变,喷管主流落压比增大,主流动量增大,二次流对主流干扰减弱,俯仰矢量角和俯仰矢量效率先增大后减小,在NPR=4时俯仰矢量角最大;主流落压比不变,随着二次流压比的增大,二次流喷射动量增大,对主流影响加剧,俯仰矢量角增大,俯仰矢量效率减小。第四章采用数值方法研究二次流几何参数对喷管流动和推进特性影响。在本文研究的几何参数取值范围内,二次流位置后移,分离激波后移,激波强度增大,但二次流对主流的影响区域减小,喷管的俯仰矢量角和俯仰矢量效率均先增大后减小,在0.605jX l(28)处取到最大;二次流射入角度增大,二次流由顺着主流射入渐变为逆着主流射入,分离激波强度由弱变强,喷管俯仰矢量角先增大后减小,且在φ=120°时达到最大,俯仰矢量效率逐渐增大。二次流面积相同、展向长度增大,单位展向长度上二次流喷射动量减弱,但二次流作用范围变大,SPR?1.0时,随二次流展向长度增加,俯仰矢量角增大。第五章是结束语,对全文的研究内容进行了回顾和总结,指出了一些存在的不足,说明了下一步需要研究的方向。
【图文】：

射流控制,作用原理,喷管

形喷管进行了数值模拟和试验研究，研究表明矩形喷管与轴对称喷管相比，心区长度较短，射流中心线上速度和温度衰减较快，明显强于轴对称喷管，着宽高比的增加，这种变化趋势逐渐增强；矩形喷管减小了红外源的辐射，了明显的红外抑制作用，且其红外抑制特性随着宽高比的增大逐渐增强。冯等人[39]建立了矩形尾喷管的物理数学模型，并基于 N-S 方程和 RNG 湍流模不同宽高比矩形尾喷管三维外流场进行了数值模拟，结果与张勃等人的研究类似。1.3 射流控制喷管技术90 年代开始，为了减轻飞机结构重量，，减少飞机阻力，改进飞机隐身性能高飞机的敏捷性，改善和增强飞机的起飞、着陆、巡航性能，国外开展了射制喷管研究，并发现射流控制喷管具有许多明显与潜在优势。NASA 兰利研心对射流控制喷管方案进行了详细地研究，主要研究了三种控制方法[40]：激量控制法（SVC）、喉道偏移法（TS）和逆流控制（Countflow），作用原理如- 2 所示。

阴影图,双缝,流场,模型

图 1-3 双缝控制喷管模型和流场阴影图Mangin B 等人[41]提出了一种新的激波矢量控制的矩形超声速喷管，如图 1- 4示，喷管的设计马赫数为 1.36，两个壁面的后部采用声速射流缝控制以获得推矢量，对其进行了实验和数值研究。研究发现喷管在欠膨胀状态下这种控制方最为有效。图 1- 4 单边喷管射流控制模型和流场阴影图Neely等人[52]对一种小尺度激波矢量控制的超声速喷管进行了实验和数值研。喷管落压比在10-30之间，二次流压比在0.012-0.11之间，最大的矢量角可以达5°，当增加二次流流量时，喷管的矢量角增大。Ali等人[44]对一种新型的射流控制矩形喷管进行了数值研究，喷管如图1- 5所
【学位授予单位】：中国空气动力研究与发展中心
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2016
【分类号】：V228

【参考文献】