【摘要】：矩形噴管有利于扁平體飛機(jī)布局設(shè)計與優(yōu)化,使飛機(jī)擁有盡可能小的超聲速阻力、優(yōu)良的氣動效率;增強(qiáng)噴流與外流剪切和湍流摻混,改善噴流噪聲特性,提升紅外隱身能力;但其推力矢量控制能力一般較弱。若對矩形噴管進(jìn)行射流控制,能夠有效的改變矩形噴管的推力矢量特性。針對矩形出口超聲速噴管的流動特性,射流控制(激波矢量控制SVC)矩形噴管的流動和推進(jìn)特性進(jìn)行了數(shù)值研究。以出口寬高比為2.05的圓轉(zhuǎn)矩形噴管為研究對象,計算分析了噴管氣動參數(shù)(主流落壓比NPR、二次流壓比SPR)和二次流幾何參數(shù)(位置、射入角度、展向長度)對矩形噴管流動和推進(jìn)特性的影響特點和規(guī)律。本文分為以下五章,各章內(nèi)容分別如下:第一章是本文緒論部分,簡要介紹了本文研究的背景及意義,回顧了矩形噴管和射流控制噴管技術(shù)的研究現(xiàn)狀,簡述了射流控制基本原理和射流控制噴管分析模型,最后介紹了本文的研究工作。第二章介紹了本文所研究噴管的設(shè)計方法,主要包括超聲速噴管圓轉(zhuǎn)矩收斂段的設(shè)計方法、噴管模型建立。介紹了本文所采用的數(shù)值計算方法并對其進(jìn)行驗證,表明本文采用的計算方法可行。第三章采用數(shù)值方法研究氣動參數(shù)對噴管流動和推進(jìn)特性影響。矩形噴管在過膨脹狀態(tài)下,具有明顯的邊界層/激波相互干擾的特點。當(dāng)噴管進(jìn)行射流控制時,高壓二次流作用,在超聲速主流中產(chǎn)生誘導(dǎo)激波,噴管擴(kuò)張段存在強(qiáng)的逆壓梯度,導(dǎo)致了噴管壁面邊界層分離,并從分離點附近產(chǎn)生分離激波,形成“λ”激波,造成上下壁面壓力分布不均,產(chǎn)生了推力矢量。在本文研究的氣動參數(shù)取值范圍內(nèi),二次流壓比不變,噴管主流落壓比增大,主流動量增大,二次流對主流干擾減弱,俯仰矢量角和俯仰矢量效率先增大后減小,在NPR=4時俯仰矢量角最大;主流落壓比不變,隨著二次流壓比的增大,二次流噴射動量增大,對主流影響加劇,俯仰矢量角增大,俯仰矢量效率減小。第四章采用數(shù)值方法研究二次流幾何參數(shù)對噴管流動和推進(jìn)特性影響。在本文研究的幾何參數(shù)取值范圍內(nèi),二次流位置后移,分離激波后移,激波強(qiáng)度增大,但二次流對主流的影響區(qū)域減小,噴管的俯仰矢量角和俯仰矢量效率均先增大后減小,在0.605jX l(28)處取到最大;二次流射入角度增大,二次流由順著主流射入漸變?yōu)槟嬷髁魃淙?分離激波強(qiáng)度由弱變強(qiáng),噴管俯仰矢量角先增大后減小,且在φ=120°時達(dá)到最大,俯仰矢量效率逐漸增大。二次流面積相同、展向長度增大,單位展向長度上二次流噴射動量減弱,但二次流作用范圍變大,SPR?1.0時,隨二次流展向長度增加,俯仰矢量角增大。第五章是結(jié)束語,對全文的研究內(nèi)容進(jìn)行了回顧和總結(jié),指出了一些存在的不足,說明了下一步需要研究的方向。
【圖文】：

形噴管進(jìn)行了數(shù)值模擬和試驗研究，研究表明矩形噴管與軸對稱噴管相比，心區(qū)長度較短，射流中心線上速度和溫度衰減較快，明顯強(qiáng)于軸對稱噴管，著寬高比的增加，這種變化趨勢逐漸增強(qiáng)；矩形噴管減小了紅外源的輻射，了明顯的紅外抑制作用，且其紅外抑制特性隨著寬高比的增大逐漸增強(qiáng)。馮等人[39]建立了矩形尾噴管的物理數(shù)學(xué)模型，并基于 N-S 方程和 RNG 湍流模不同寬高比矩形尾噴管三維外流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果與張勃等人的研究類似。1.3 射流控制噴管技術(shù)90 年代開始，為了減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量，，減少飛機(jī)阻力，改進(jìn)飛機(jī)隱身性能高飛機(jī)的敏捷性，改善和增強(qiáng)飛機(jī)的起飛、著陸、巡航性能，國外開展了射制噴管研究，并發(fā)現(xiàn)射流控制噴管具有許多明顯與潛在優(yōu)勢。NASA 蘭利研心對射流控制噴管方案進(jìn)行了詳細(xì)地研究，主要研究了三種控制方法[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。

圖 1-3 雙縫控制噴管模型和流場陰影圖Mangin B 等人[41]提出了一種新的激波矢量控制的矩形超聲速噴管，如圖 1- 4示，噴管的設(shè)計馬赫數(shù)為 1.36，兩個壁面的后部采用聲速射流縫控制以獲得推矢量，對其進(jìn)行了實驗和數(shù)值研究。研究發(fā)現(xiàn)噴管在欠膨脹狀態(tài)下這種控制方最為有效。圖 1- 4 單邊噴管射流控制模型和流場陰影圖Neely等人[52]對一種小尺度激波矢量控制的超聲速噴管進(jìn)行了實驗和數(shù)值研。噴管落壓比在10-30之間，二次流壓比在0.012-0.11之間，最大的矢量角可以達(dá)5°，當(dāng)增加二次流流量時，噴管的矢量角增大。Ali等人[44]對一種新型的射流控制矩形噴管進(jìn)行了數(shù)值研究，噴管如圖1- 5所
【學(xué)位授予單位】：中國空氣動力研究與發(fā)展中心
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V228

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2537848