【摘要】：流體推力矢量噴管是推力矢量技術(shù)前沿的研究熱點,即噴管外壁面無需轉(zhuǎn)動,通過流動控制實現(xiàn)氣流的偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生推力矢量。本文針對一種旁路式雙喉道流體推力矢量噴管進行了應(yīng)用研究,主要包括兩方面:基于該噴管的全矢量無舵面飛行控制,和噴管在高溫環(huán)境下的性能。首先,單個二元噴管只能產(chǎn)生單方向的推力矢量,在實際應(yīng)用中,為了同時滿足飛行器的俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)控制效果,本文基于基本型噴管,研究了“單發(fā)倒V雙噴管”布局。對新布局噴管進行數(shù)值仿真計算與測力實驗以探究其推力矢量控制規(guī)律,設(shè)計制作了應(yīng)用新布局噴管的飛行器,最終成功進行了全推力矢量控制的飛行,并采集了飛行數(shù)據(jù)。隨后,本文研究了高溫環(huán)境對基準型旁路式雙喉道流體推力矢量噴管性能的影響,并將噴管的模型安裝在微型渦噴發(fā)動機上,驗證真實應(yīng)用環(huán)境下噴管的性能。研究結(jié)果表明:1新布局噴管在巡航過程中可以有效地控制飛行器俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)的姿態(tài),實現(xiàn)了基于純流體推力矢量的無舵面飛行控制。對于本文中飛行器,在滾轉(zhuǎn)機動性方面,矢量控制與舵面控制效果相近,基本都在100°/s左右;而對于俯仰機動性,矢量控制效果較弱,舵面控制飛機俯仰時的抬頭角速率最大可達50°/s,而矢量控制飛機俯仰時的抬頭角速率最大約26°/s。2測力實驗表明,推力矢量角隨噴管閥門開度基本呈線性變化,且無滯回性;最大推力矢量角和仿真結(jié)果一致,可以達到20°左右。3仿真結(jié)果表明,落壓比對噴管各項性能參數(shù)的影響遠大于溫度的影響;與其他性能參數(shù)相比,推力矢量角受溫度變化的影響最為明顯;相對于落壓比大于4的工況,在低落壓比(落壓比小于4)下,高溫會引起噴管性能惡化。本文研究的流體推力矢量噴管通過了低速測力和飛行實驗、微型渦噴發(fā)動機實驗和高溫仿真,表明其在工程上有潛在的應(yīng)用價值。
【圖文】：

（a） （b）（c） （d）圖1.1 四種常見的流體推力矢量形式1.2 流體推力矢量噴管研究現(xiàn)狀自 20 世紀 70 年代以來，世界各國都投入了很多人力物力對各種推力矢量裝置進行了大量

滾轉(zhuǎn) 3 個方向的運動，因此用方向舵作偏航時需同時偏轉(zhuǎn)其他操縱面來阻止俯仰和滾轉(zhuǎn)兩方向的運動，增大了控制難度。圖 1.2 所示為 X-36 的外形。用翼梢開裂式副翼和矢量推力系統(tǒng)來補償沒有垂尾的不足。其中矢量推力系統(tǒng)僅用于偏航控制，而不用與縱向俯仰控制。開裂式副翼可獨立操縱，上下都可以偏轉(zhuǎn)到 30°。另外，機翼后緣副翼分為兩段，可單獨作動，，提供偏航所需的操縱；內(nèi)側(cè)副翼則像典型襟副翼一樣作動，起到升降舵作用，用于俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱。X-36 的試飛成功為 X-4的研制奠定了良好的基礎(chǔ)。X-45 在尾噴管兩側(cè)布置了升降副翼，在外翼段布置了方向副翼。X-45 的噴管同樣具有矢量推力功能，如圖 1.3 所示。X-47B 是目前世界上最大的無人作戰(zhàn)飛機驗證機，也是第一種全尺寸艦載無人作戰(zhàn)飛機驗證機[35]。該驗證機采用飛翼布局，機體后緣外廓線為 W 形，每側(cè)機翼的前后緣平行。短翼位置靠后且翼尖前部有切角。機翼可折疊，并且在折疊處進行了特殊設(shè)計，可保證機翼展開之后，機翼上下表面仍然光滑，以維持蒙皮的導電連續(xù)性，降低雷達反射面積（RCS），從而提高隱身性。飛機具有 6 個操縱表面，2 個為機翼后緣全翼展升降副翼，另 4 個為 嵌入式操縱面 ，即小型的可收式控制表面，用以實現(xiàn)方向操縱，如圖 1.4 所示。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：V249.1

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