流體式推力矢量技術(shù)能顯著增強(qiáng)飛行器的機(jī)動(dòng)性和敏捷性,是推力矢量技術(shù)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)和發(fā)展方向�；贑oanda效應(yīng)的流體式推力矢量技術(shù)具有矢量角大、效率高和推力損失小的優(yōu)點(diǎn),但存在的射流非受控偏轉(zhuǎn)附壁、“突跳”離壁等問(wèn)題嚴(yán)重阻礙了其進(jìn)一步發(fā)展和應(yīng)用。本文以一種基于無(wú)源二次流的流體式矢量噴管為研究對(duì)象,針對(duì)噴管主射流偏轉(zhuǎn)過(guò)程中產(chǎn)生的附壁、“突跳”分離現(xiàn)象開(kāi)展風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。首先,研究了穩(wěn)態(tài)射流流動(dòng)特性,明確了穩(wěn)態(tài)分離射流、穩(wěn)態(tài)附壁射流的空間流動(dòng)結(jié)構(gòu)和噴管Coanda壁面流動(dòng)結(jié)構(gòu),獲得了穩(wěn)態(tài)附壁射流附壁側(cè)、分離側(cè)的Coanda壁面壓力分布,將壓力分布與近壁流動(dòng)結(jié)構(gòu)關(guān)聯(lián)分析得到了分離泡、再附線等各部分流動(dòng)結(jié)構(gòu)的壓力特征。其次,研究了射流偏轉(zhuǎn)流場(chǎng)特性,得到了在射流動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)過(guò)程中流場(chǎng)各區(qū)域、結(jié)構(gòu)變化規(guī)律,并根據(jù)這些變化規(guī)律對(duì)射流偏轉(zhuǎn)附壁、分離過(guò)程進(jìn)行了不同階段的劃分。研究結(jié)果顯示射流動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)附壁和分離過(guò)程中矢量偏轉(zhuǎn)均不連續(xù),整個(gè)附壁過(guò)程可以分為三個(gè)階段:緩慢偏轉(zhuǎn)、快速偏轉(zhuǎn)、分離泡收縮;整個(gè)分離過(guò)程可以分為三個(gè)階段:緩慢偏轉(zhuǎn)、分離泡破裂、快速偏轉(zhuǎn)。最后,研究了射流偏轉(zhuǎn)力學(xué)特性,獲得了射流動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)附壁、分離過(guò)程中噴管矢量推力、噴管Coanda壁面壓力的變化規(guī)律,同時(shí)結(jié)合流場(chǎng)各區(qū)域、結(jié)構(gòu)變化規(guī)律相關(guān)結(jié)論,綜合闡述射流動(dòng)態(tài)偏轉(zhuǎn)離壁、附壁過(guò)程。本文對(duì)噴管主射流偏轉(zhuǎn)過(guò)程中產(chǎn)生的附壁、“突跳”分離現(xiàn)象的研究為流體推力矢量裝置的設(shè)計(jì)、推力矢量偏轉(zhuǎn)控制效率的優(yōu)化等奠定了理論基礎(chǔ)。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V231
【部分圖文】：

的第五代推力矢量戰(zhàn)機(jī)美國(guó) F-22“猛禽”，具備優(yōu)秀的超聲速巡航和超機(jī)動(dòng)能力，俄羅斯 T-50同樣采用機(jī)械式推力矢量技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了飛行性能和隱身性能的良好結(jié)合（見(jiàn)圖 1.1 和圖 1.2）。圖1.1 美國(guó) F-22 戰(zhàn)機(jī) 圖1.2 俄羅斯 T-50 戰(zhàn)機(jī)機(jī)械式推力矢量技術(shù)通過(guò)矢量噴管的旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)推力矢量偏轉(zhuǎn)，需要復(fù)雜的機(jī)械作動(dòng)部件（見(jiàn)圖 1.3），必定會(huì)帶來(lái)“活動(dòng)部件多、結(jié)構(gòu)笨重且控制復(fù)雜、阻力增大、隱身性差”等問(wèn)題。流體式推力矢量技術(shù)（FluidicThrustVectoringControl，F(xiàn)TVC）是通過(guò)二次流抽吸或注入使氣流與氣流之間相互作用迫使尾噴流偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)矢量推力，因其具有“型面固定、偏轉(zhuǎn)響應(yīng)速率高、能耗小、減重明顯”等優(yōu)勢(shì)逐漸成為了當(dāng)前研究熱點(diǎn)和發(fā)展方向，具有重要工程應(yīng)用前景[2]。

的第五代推力矢量戰(zhàn)機(jī)美國(guó) F-22“猛禽”，具備優(yōu)秀的超聲速巡航和超機(jī)動(dòng)能力，俄羅斯 T-50同樣采用機(jī)械式推力矢量技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了飛行性能和隱身性能的良好結(jié)合（見(jiàn)圖 1.1 和圖 1.2）。圖1.1 美國(guó) F-22 戰(zhàn)機(jī) 圖1.2 俄羅斯 T-50 戰(zhàn)機(jī)機(jī)械式推力矢量技術(shù)通過(guò)矢量噴管的旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)推力矢量偏轉(zhuǎn)，需要復(fù)雜的機(jī)械作動(dòng)部件（見(jiàn)圖 1.3），必定會(huì)帶來(lái)“活動(dòng)部件多、結(jié)構(gòu)笨重且控制復(fù)雜、阻力增大、隱身性差”等問(wèn)題。流體式推力矢量技術(shù)（FluidicThrustVectoringControl，F(xiàn)TVC）是通過(guò)二次流抽吸或注入使氣流與氣流之間相互作用迫使尾噴流偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)矢量推力，因其具有“型面固定、偏轉(zhuǎn)響應(yīng)速率高、能耗小、減重明顯”等優(yōu)勢(shì)逐漸成為了當(dāng)前研究熱點(diǎn)和發(fā)展方向，具有重要工程應(yīng)用前景[2]。

無(wú)源受控?cái)_動(dòng)下 Coanda 附壁射流離壁過(guò)程研究2圖1.3 機(jī)械矢量噴管的復(fù)雜結(jié)構(gòu)1.2 流體推力矢量技術(shù)研究現(xiàn)狀上世紀(jì)九十年代中期，美國(guó)空軍（USAF）和航空航天管理局（NASA）提出了 FLINT（FluidicInjectionNozzleTechnology）計(jì)劃[4]，旨在發(fā)展一種應(yīng)用在戰(zhàn)斗機(jī)上的流體式推力矢量噴管技術(shù)，從而實(shí)現(xiàn)減少噴管重量、減小推力損失以及提高偏轉(zhuǎn)響應(yīng)速度等。由此，流體式推力矢量技術(shù)開(kāi)始被各國(guó)重視并被廣泛研究。(a)激波矢量控制錯(cuò)誤!未找到引用源。(b)雙喉道偏斜控制錯(cuò)誤!未找到引用源。(c)逆向流控制錯(cuò)誤!未找到引用源。(d)同向流控制錯(cuò)誤!未找到引用源。圖1.4 流體形式的推力矢量偏轉(zhuǎn)控制主要的技術(shù)方案經(jīng)歷了近二十年的發(fā)展，流體形式的推力矢量偏轉(zhuǎn)控制主要的技術(shù)方案大致有四種：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，還有采用無(wú)源二次流控制方式[27]以及合成射流方式[28,29]實(shí)現(xiàn)低速主射流偏轉(zhuǎn)控制。美國(guó) NASA 蘭利研究中心[5]作為最早提出流體式推力矢量技術(shù)概念的機(jī)構(gòu)，提出了多種技術(shù)實(shí)現(xiàn)形式，包括激波控制、喉道偏斜控制以及衍生的雙喉道控制、逆向流控制，此后洛克希德馬丁飛機(jī)公司[10]、明尼蘇達(dá)大學(xué)[17]、佛羅里達(dá)大學(xué)[19]等也進(jìn)行了許多原理性研究和試驗(yàn)工作。2004 年開(kāi)始

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1 平浚;均勻平行氣流中附壁射流彎曲變形分析[J];太原重型機(jī)械學(xué)院學(xué)報(bào);1985年01期

2 胡天群;柴恭純;鄭楚s

本文編號(hào)：2811421