雙喉道射流矢量噴管的設(shè)計規(guī)律及與后機(jī)身一體化的探索.pdf

1、利用CFD技術(shù)并借用DOE技術(shù)，對二元雙喉道射流推力矢量噴管進(jìn)行了參數(shù)化研究和方案尋優(yōu)研究，獲得了一個性能較優(yōu)的噴管設(shè)計方案。繼而，采用全三維數(shù)值仿真技術(shù)研究了射流矢量噴管與飛行器后體融合時的性能特征和主要流動現(xiàn)象。在此基礎(chǔ)上，提出并初步實踐了噴管下遮擋板開縫技術(shù)，以解決噴口斜切型射流矢量噴管的性能惡化問題。此外，本文還對噴管實驗臺的軸向進(jìn)氣、徑向進(jìn)氣兩種方案進(jìn)行了不確定度分析，并對已有實驗臺提出了初步的徑向進(jìn)氣改造方案。 研

2、究結(jié)果表明，上游喉道高度，空腔長度，空腔擴(kuò)張角、空腔收斂角和次流注入角等參數(shù)均對二元雙喉道射流推力矢量噴管的性能及內(nèi)部流動結(jié)構(gòu)均有著顯著影響，所獲得的最佳噴管方案能夠以2.55％的次流消耗率獲得14.34o的矢量角，且推力系數(shù)為0.967。噴口斜切、噴口后掠等與后機(jī)身的融合措施給射流矢量噴管的性能帶來了顯著的不利影響，而本文所提出的下遮擋板開槽技術(shù)，利用壓差驅(qū)動將外流引入下遮擋板附近，使得下遮擋板的“等效邊界”能夠根據(jù)噴管的工作狀態(tài)自動