无源受控扰动下Coanda附壁射流离壁过程研究

发布时间：2020-09-03 12:19

　　流体式推力矢量技术能显著增强飞行器的机动性和敏捷性,是推力矢量技术领域的研究热点和发展方向。基于Coanda效应的流体式推力矢量技术具有矢量角大、效率高和推力损失小的优点,但存在的射流非受控偏转附壁、“突跳”离壁等问题严重阻碍了其进一步发展和应用。本文以一种基于无源二次流的流体式矢量喷管为研究对象,针对喷管主射流偏转过程中产生的附壁、“突跳”分离现象开展风洞实验研究。首先,研究了稳态射流流动特性,明确了稳态分离射流、稳态附壁射流的空间流动结构和喷管Coanda壁面流动结构,获得了稳态附壁射流附壁侧、分离侧的Coanda壁面压力分布,将压力分布与近壁流动结构关联分析得到了分离泡、再附线等各部分流动结构的压力特征。其次,研究了射流偏转流场特性,得到了在射流动态偏转过程中流场各区域、结构变化规律,并根据这些变化规律对射流偏转附壁、分离过程进行了不同阶段的划分。研究结果显示射流动态偏转附壁和分离过程中矢量偏转均不连续,整个附壁过程可以分为三个阶段:缓慢偏转、快速偏转、分离泡收缩;整个分离过程可以分为三个阶段:缓慢偏转、分离泡破裂、快速偏转。最后,研究了射流偏转力学特性,获得了射流动态偏转附壁、分离过程中喷管矢量推力、喷管Coanda壁面压力的变化规律,同时结合流场各区域、结构变化规律相关结论,综合阐述射流动态偏转离壁、附壁过程。本文对喷管主射流偏转过程中产生的附壁、“突跳”分离现象的研究为流体推力矢量装置的设计、推力矢量偏转控制效率的优化等奠定了理论基础。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V231
【部分图文】：

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的第五代推力矢量战机美国 F-22“猛禽”，具备优秀的超声速巡航和超机动能力，俄罗斯 T-50同样采用机械式推力矢量技术，实现了飞行性能和隐身性能的良好结合（见图 1.1 和图 1.2）。图1.1 美国 F-22 战机图1.2 俄罗斯 T-50 战机机械式推力矢量技术通过矢量喷管的旋转实现推力矢量偏转，需要复杂的机械作动部件（见图 1.3），必定会带来“活动部件多、结构笨重且控制复杂、阻力增大、隐身性差”等问题。流体式推力矢量技术（FluidicThrustVectoringControl，FTVC）是通过二次流抽吸或注入使气流与气流之间相互作用迫使尾喷流偏转来实现矢量推力，因其具有“型面固定、偏转响应速率高、能耗小、减重明显”等优势逐渐成为了当前研究热点和发展方向，具有重要工程应用前景[2]。

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无源受控扰动下 Coanda 附壁射流离壁过程研究2图1.3 机械矢量喷管的复杂结构1.2 流体推力矢量技术研究现状上世纪九十年代中期，美国空军（USAF）和航空航天管理局（NASA）提出了 FLINT（FluidicInjectionNozzleTechnology）计划[4]，旨在发展一种应用在战斗机上的流体式推力矢量喷管技术，从而实现减少喷管重量、减小推力损失以及提高偏转响应速度等。由此，流体式推力矢量技术开始被各国重视并被广泛研究。(a)激波矢量控制错误!未找到引用源。(b)双喉道偏斜控制错误!未找到引用源。(c)逆向流控制错误!未找到引用源。(d)同向流控制错误!未找到引用源。图1.4 流体形式的推力矢量偏转控制主要的技术方案经历了近二十年的发展，流体形式的推力矢量偏转控制主要的技术方案大致有四种：激波矢量控制(Shock Vector Control)[5-9]、喉道偏斜控制(Throat Skewing)[10-16]、逆向流控制(Counter-flow)[17-21]、同向流控制(Co-flow)[22-26]。此外，还有采用无源二次流控制方式[27]以及合成射流方式[28,29]实现低速主射流偏转控制。美国 NASA 兰利研究中心[5]作为最早提出流体式推力矢量技术概念的机构，提出了多种技术实现形式，包括激波控制、喉道偏斜控制以及衍生的双喉道控制、逆向流控制，此后洛克希德马丁飞机公司[10]、明尼苏达大学[17]、佛罗里达大学[19]等也进行了许多原理性研究和试验工作。2004 年开始

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