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气动推力矢量喷管研究近况和发展趋势
1
作者 徐惊雷 黄帅 +1 位作者 潘睿丰 张玉琪 《航空学报》 北大核心 2025年第8期1-20,共20页
推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过... 推力矢量技术是未来飞行器特别是高机动飞行器的关键技术,其核心部件是推力矢量喷管。气动推力矢量喷管通过流动控制实现喷管出口气流偏转,具有革命性优势,并可进一步衍生出短距/垂直起降、反推等多种功能以适应更丰富的应用场景。通过数十年的研究,气动推力矢量喷管逐步经历了概念设想、初步探索、机理研究和工程实验等阶段,其技术成熟度不断提高,正朝着初步工程应用发展。着重介绍了近年来具有代表性的国内外研究人员在多种气动推力矢量喷管上的研究成果,探讨了气动推力矢量喷管的发展趋势和未来研究重点,指出需要进一步加强内部流场的机理研究,攻克包含多目标、多学科综合优化和飞行器、发动机与气动推力矢量喷管的整机匹配等在内的关键技术,推进工程应用,以期为气动推力矢量喷管技术的应用提供参考。 展开更多
关键词 排气系统 推力矢量 气动推力矢量喷管 流动控制 双喉道
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矢量推力台架中测力传感器组件的性能仿真与试验
2
作者 张军 温晓杰 +3 位作者 李新阳 林山 张巍 任宗金 《航空发动机》 北大核心 2025年第2期137-141,共5页
航空发动机矢量推力的高精度测量对于飞行器的姿态控制至关重要。针对测力传感器组件在矢量推力测试中的变形与其在单向推力测试中的变形存在差异问题,开展了测力传感器组件的性能分析。通过仿真与试验相结合的方法,分析了测力传感器组... 航空发动机矢量推力的高精度测量对于飞行器的姿态控制至关重要。针对测力传感器组件在矢量推力测试中的变形与其在单向推力测试中的变形存在差异问题,开展了测力传感器组件的性能分析。通过仿真与试验相结合的方法,分析了测力传感器组件变形影响规律。从单个挠性件入手,通过力学分析其受力模型,建立了挠性件及测力传感器组件的3维模型;仿真其3向变形,获取了其刚度性能,进行了其变形叠加原理的验证。开展了挠性件及测力组件的变形试验,分析讨论不同测点位置对变形测量结果的影响,提出解决方案以避免在力作用下引起的测力传感器组件翘曲以及微小偏斜导致的误差对变形测量的影响,得到了试验状态下的变形规律和刚度性能。经仿真与试验变形对比,结果表明:挠性件及测力传感器组件各向变形的仿真与试验误差在5%之内,轴向刚度和侧向刚度的仿真与试验误差分别在5%和2%之内。 展开更多
关键词 矢量推力 推力台架 挠性件 测力传感器组件 性能分析 航空发动机
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基于流体推力矢量喷管的飞翼布局飞行器气动特性研究
3
作者 王元元 周健 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期15-18,25,共5页
以某小展弦比飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值方法对流体推力矢量喷管宽高比进行了选型研究,并在此基础上分析了流体推力矢量对飞翼布局飞行器气动特性的影响。结果表明,随着流体推力矢量喷管宽高比增大,流体推力矢量角呈现出先增大... 以某小展弦比飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值方法对流体推力矢量喷管宽高比进行了选型研究,并在此基础上分析了流体推力矢量对飞翼布局飞行器气动特性的影响。结果表明,随着流体推力矢量喷管宽高比增大,流体推力矢量角呈现出先增大后减小的趋势,而推力损失单调递增。从喷管上/下壁面注入二次流,喷管喷流分别向下/上偏转,随着二次流落压比逐渐增大,流体推力矢量角逐渐增大。通过改变二次流的落压比,全机俯仰力矩系数呈现准线性变化,表明流体推力矢量可产生类似于升降舵操纵作用。流体推力矢量在改变全机俯仰力矩系数的同时,阻力系数有所减小,而升力系数基本不变,相对于机械舵面,配平损失较小。 展开更多
关键词 飞翼布局 流体推力矢量 喷管宽高比
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推力矢量对近距空战效能的影响
4
作者 吴金华 朱正龙 +2 位作者 谭鹏 朱任宇 任忠才 《飞行力学》 北大核心 2025年第4期77-82,88,共7页
为研究推力矢量对近距空战效能的影响,在某飞机上设计了一种推力矢量模型,采用仿真方法基于筋斗机动动作获得了推力矢量对飞机机动性能的提升。同时建立了一对一近距空战模型,基于拦截成功率的时间积分比引入杀伤比,并作为空战效能评价... 为研究推力矢量对近距空战效能的影响,在某飞机上设计了一种推力矢量模型,采用仿真方法基于筋斗机动动作获得了推力矢量对飞机机动性能的提升。同时建立了一对一近距空战模型,基于拦截成功率的时间积分比引入杀伤比,并作为空战效能评价指标,通过两机互换位置的方式设置两种初始态势并开展空战模拟,进一步研究了推力矢量对摆脱时间、拦截成功率和杀伤比的影响。结果表明:推力矢量可使得筋斗机动的高度变化减少23.7%,机动动作完成时间减少3.9 s;在基于筋斗机动的一对一近距空战方面,推力矢量可使被追飞机更快摆脱追击,更早提升拦截成功率,最大拦截成功率提升26.8%,杀伤比提升124.0%。 展开更多
关键词 推力矢量 近距空战 拦截成功率
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矢量推力测试系统中测力组件布局仿真及试验
5
作者 张军 李孟曈 +3 位作者 林山 李新阳 周伟 任宗金 《航空发动机》 北大核心 2025年第5期131-135,共5页
航空矢量发动机推力精确测试对飞行器准确控制至关重要,测试装置的性能直接决定了矢量推力的测试准确性和真实性,其中单元测力组件的布局对于测试装置的测试精度影响较大。为了提高推力测试装置的测试性能,依据航空发动机推力测试系统... 航空矢量发动机推力精确测试对飞行器准确控制至关重要,测试装置的性能直接决定了矢量推力的测试准确性和真实性,其中单元测力组件的布局对于测试装置的测试精度影响较大。为了提高推力测试装置的测试性能,依据航空发动机推力测试系统动架结构与单元测力组件形式,以推力测试系统固有频率、输出误差、维间耦合为研究目标对组件布局形式进行分析。基于刚体假设与理论力学理论,分析了测试系统不同组件布局方案下输入与输出之间的关系,通过仿真分析获得了测试系统的固有频率和在矢量力作用下组件的输出。基于输出数据,对比了不同组件布局下测试系统性能,进而得到组件在系统中的输出性能最佳的布局方案。结果表明:系统输出误差小于2%,各向维间耦合均小于0.5%。通过试验验证了该组件布局下系统输出结果的正确性,对矢量发动机测试中测力组件的合理布局有一定的指导意义。 展开更多
关键词 矢量推力 测试系统 六分量试车台 单元测力组件 有限元仿真 组件布局 输出性能
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宽域高超声速飞行器可调矢量喷管方案设计与性能研究
6
作者 魏礼响 徐惊雷 +3 位作者 陈匡世 黄帅 葛建辉 宋光韬 《航空学报》 北大核心 2025年第8期177-194,共18页
针对宽域高速飞行器轴对称尾喷管宽域高性能、出口几何可调和高效推力矢量能力的迫切需求,设计一种宽域高超声速飞行器可调矢量喷管及内-中-外3套环调节方案,对该喷管在典型工况下进行数值模拟,分析了不同模态下喷管的流场结构和性能。... 针对宽域高速飞行器轴对称尾喷管宽域高性能、出口几何可调和高效推力矢量能力的迫切需求,设计一种宽域高超声速飞行器可调矢量喷管及内-中-外3套环调节方案,对该喷管在典型工况下进行数值模拟,分析了不同模态下喷管的流场结构和性能。结果表明,通过平动调节中、外套环的位置,喷管既可以调节出口面积,又具备推力矢量能力。非矢量模态,由于喷管出口面积可调,有效缓解了低落压比工况下的过膨胀现象,推力性能显著提高,相较于固定几何喷管,推力系数最多增加32.75%;矢量模态下,马赫数7工况最高能产生>10°的矢量角,同时推力系数仍>0.92。为进一步降低低马赫数下喷管的底阻,提出次流进气的流动控制方法,通过降低次流通道的内外压差,最大可以减少78.5%的底阻。最后开展了风洞缩比试验,试验结果与数值仿真结果吻合良好,验证了该宽域高超声速飞行器可调矢量喷管设计方案的有效性。 展开更多
关键词 宽域高速 高超声速 可调喷管 推力矢量 底阻 风洞试验
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存量地铁盾构自主掘进姿态控制功能改造与工程实践
7
作者 朱叶艇 毕湘利 +5 位作者 朱雁飞 于宁 吴迪 秦元 王志华 姜海波 《隧道建设(中英文)》 北大核心 2025年第7期1378-1386,共9页
为提升存量传统盾构循环利用率、践行我国地下工程绿色可持续发展目标,结合上海轨道交通某区间盾构工程项目,设计一种针对存量地铁盾构进行自主掘进姿态控制功能加载的微改造方案。通过系统架构设计、分区目标油压寻优计算,实现基于推... 为提升存量传统盾构循环利用率、践行我国地下工程绿色可持续发展目标,结合上海轨道交通某区间盾构工程项目,设计一种针对存量地铁盾构进行自主掘进姿态控制功能加载的微改造方案。通过系统架构设计、分区目标油压寻优计算,实现基于推力矢量技术的盾构自主掘进姿态控制方法的跨直径、跨模式工程应用。研究结果表明:1)基于目标推力矢量分配的推进分区目标油压执行情况良好,控制精度达±5%;2)为确保盾构持续匀速掘进能力,目标推力控制在高于实际推力3%的范围,掘进速度控制在设定值±3 mm/min;3)盾构姿态变化与推力矢量作用点位移之间呈现镜像对称的交互特征,单个区间内盾构切口水平和高程姿态控制在设定目标±10 mm的管片环数比例达98%以上。 展开更多
关键词 存量盾构 智能改造 自主掘进 推力矢量 工程实践
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同一个运载火箭模块的三种伺服机构比较分析
8
作者 曾思 陈克勤 +2 位作者 赵守军 皇甫雨石 兰天 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第4期1-17,共17页
为满足伺服机构高可靠性、高效率、使用维护更方便等需求,从设计、模型和实测性能数据方面,对用于同一个运载火箭模块的传统电液伺服机构和新兴机电伺服机构及电静压伺服机构共三种方案进行了比较分析。提出驱传控全封装一体化双余度电... 为满足伺服机构高可靠性、高效率、使用维护更方便等需求,从设计、模型和实测性能数据方面,对用于同一个运载火箭模块的传统电液伺服机构和新兴机电伺服机构及电静压伺服机构共三种方案进行了比较分析。提出驱传控全封装一体化双余度电静压伺服机构设计新方案。通过深度一体化集成设计实现了轻质小型化,一个系统含四台伺服机构,总质量比电液伺服系统降低了37%;三种伺服机构动态能力相当,一阶相频宽均超过30 rad/s;两种电驱动伺服机构的综合能量利用效率比电液伺服机构高出一个数量级。设计1200 s的地面测试工况开展试验,试验结果表明:电液伺服机构的实测综合能量利用效率最低,不足1%,且液压泵处的温升超过100℃,发热严重;而机电伺服机构和电静压伺服机构的效率可达20%,且液压泵和电机处的温升只有5℃,发热很小。研究表明,电静压伺服机构兼顾传统电液方案重载、高可靠性和机电方案高效率、使用维护方便的优点,可以方便实现冗余设计,解决了传统泵控系统的动态低、比功率不高等问题,且消除了油液外渗漏,为运载火箭提供了一种高可靠、高安全的电驱动推力矢量控制方案,并实现了该类产品在运载火箭上的首飞首用。 展开更多
关键词 火箭 推力矢量控制 伺服机构 伺服作动器 机电作动器 电液作动器 电静压 电静液
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基于康达效应的高速气流推力矢量喷管 被引量：1
9
作者 姚清河 王思淼 +3 位作者 杨耿超 白欣彤 李明洋 王昱森 《中山大学学报（自然科学版）（中英文）》 CAS 北大核心 2025年第1期265-274,共10页
基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢... 基于康达效应设计了一种高速气流推力矢量喷管,利用其对流体的偏转作用实现主流方向控制。喷管由主通道以及外侧八个独立气室和出口处的康达壁面组成,可通过气室外部的开合情况来实现八个偏转方向的控制。本文对所设计的高速气流推力矢量喷管进行了仿真计算,研究了主流速度、气室开合情况及康达壁面曲率三个参数对主流偏转效果的影响。数值模拟结果表明:(1)主流速度在50~160 m/s时,不同的开合组合的偏转效果有较为显著的差异。(2)气室打开数量为奇数时,偏转效果优于偶数。只有一个气室开口时,偏转效果最优。(3)计算得到三维喷管最优康达壁面的曲率是55.26。本文设计的高速气流推力矢量喷管能够达到较好的偏转控制效果,最大偏转角度可达到85.91°。 展开更多
关键词 康达效应 高速气流 推力矢量喷管 气流偏转
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摆动喷管尾喷压力对水下航行体尾空泡及弹道特性影响研究
10
作者 吴小安 胡常莉 《弹道学报》 北大核心 2025年第2期11-20,共10页
航行体在水下垂直运动过程中极易受到海洋环境的影响而导致其运动姿态不稳定,无控和无动力发射已经难以适应大水深、强干扰的海洋环境。为此,综合运用PID控制、动态流体相互作用、动态嵌套/滑移网格技术等方法,构建了流体、运动、控制... 航行体在水下垂直运动过程中极易受到海洋环境的影响而导致其运动姿态不稳定,无控和无动力发射已经难以适应大水深、强干扰的海洋环境。为此,综合运用PID控制、动态流体相互作用、动态嵌套/滑移网格技术等方法,构建了流体、运动、控制耦合的一体化数值计算方法,对水下有控助推航行体的运动过程进行数值模拟,分析了不同尾喷压力下(6 MPa、10 MPa、12 MPa)摆动喷管控制航行体的尾空泡演化规律及其弹道特性。结果表明:在超音速射流与尾空泡的融合过程中,受界面不稳定性以及喷管摆动的影响,尾部气团发生断裂,随着喷管压力的上升,断裂的时间有所提前。尾喷空泡内存在复杂的波系结构,喷管压力较大时,射流的欠膨胀程度大,燃气泡内存在多处膨胀压缩形成的高低压交错分布区域,随着时间的发展,喷管出口附近出现垂直于轴线的马赫盘。此外,喷管压力越大,由尾喷流引起的干扰力矩也越大。喷管压力从6 MPa增大到12 MPa时,航行体运动过程中的最大偏转角度减小了18.5%,超调量从32%减小到22%,航行体姿态波动小,弹道稳定性好。 展开更多
关键词 水下航行体 推力矢量控制 喷管压力 尾空泡 弹道特性
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轴对称推力矢量喷管动力学特性仿真与分析
11
作者 滕晓鑫 罗忠 +1 位作者 余稀 许春阳 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期115-122,共8页
轴对称推力矢量喷管在运行中往往受到高温高载荷的影响而发生故障。为了降低排故试验成本,缩短试验周期和提高系统可靠性,采用数值模拟的方式研究其运动学和动力学特性,并提出基于计算流体力学的气动载荷等效施加方法,用于多体动力学数... 轴对称推力矢量喷管在运行中往往受到高温高载荷的影响而发生故障。为了降低排故试验成本,缩短试验周期和提高系统可靠性,采用数值模拟的方式研究其运动学和动力学特性,并提出基于计算流体力学的气动载荷等效施加方法,用于多体动力学数值计算。对结构进行建模,通过计算流体力学分析得到流固耦合面的压力分布;建立受载构件的模态中性文件,并将流场载荷映射到相应的节点上;通过使用带有载荷的模态中性文件替换原有构件,进行刚柔耦合动力学计算。针对驱动方式和间隙对系统的运动学和动力学响应进行了分析。结果表明:正弦驱动方式能够提高系统的运行平稳性;在各运动副中,凸轮副承受的载荷最大(高达40 kN),且最容易在靠近机匣处发生磨损和卡滞现象;在扩张调节链中,球副承受的载荷最大;间隙的存在会导致系统发生碰撞冲击,影响运动的平稳性。 展开更多
关键词 轴对称推力矢量喷管 流固耦合 动力学仿真 运动学仿真 动态特性 航空发动机
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双泵喷水推进船舶操舵倒航机构机理建模
12
作者 李华清 徐梓京 袁景淇 《控制工程》 北大核心 2025年第9期1681-1686,共6页
双泵喷水推进船舶配备独立可调的操舵、倒航机构,其优异的操纵性保证了各类复杂航行任务的顺利完成。以某8.5 t喷水推进船配备的双泵喷水推进装置为研究对象,对操舵、倒航机构外部喷射水流的速度矢量分布进行了机理分析,引入喷射水流损... 双泵喷水推进船舶配备独立可调的操舵、倒航机构,其优异的操纵性保证了各类复杂航行任务的顺利完成。以某8.5 t喷水推进船配备的双泵喷水推进装置为研究对象,对操舵、倒航机构外部喷射水流的速度矢量分布进行了机理分析,引入喷射水流损失系数描述操舵、倒航机构在不同工况下的喷射水流损失及流体动能损失引起的推力损失现象,提出了基于计算流体力学仿真的喷射水流损失系数辨识方法,完善了用于计算喷水推进装置矢量推力的机理模型,并给出了喷水推进装置模型的开环仿真结果。 展开更多
关键词 喷水推进 矢量推力模型 水流损失系数 计算流体力学仿真
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基于奇异值方法的推力矢量/气动舵飞机复合控制律参数优化方法
13
作者 阮仕龙 董哲 +2 位作者 孙尧 曲晓雷 霍少泽 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第4期1332-1341,共10页
推力矢量/气动舵布局的先进飞机存在显著的控制耦合问题,传统的单回路控制参数设计方法在该场景下无法兼顾多控制回路的性能。因此提出一种基于回差矩阵奇异值的控制律参数优化方法,利用时域控制性能指标确定控制参数优化区间,在此基础... 推力矢量/气动舵布局的先进飞机存在显著的控制耦合问题,传统的单回路控制参数设计方法在该场景下无法兼顾多控制回路的性能。因此提出一种基于回差矩阵奇异值的控制律参数优化方法,利用时域控制性能指标确定控制参数优化区间,在此基础上用奇异值方法衡量多输入多输出(MIMO)系统的稳定裕度,并建立相应的最优目标函数,从而对控制器参数寻优。采用数值仿真验证了该方法的可行性,结果显示所设计的控制参数优化算法相较于传统单回路控制参数设计方法具有更好的时域控制性能与更大的系统稳定裕度。 展开更多
关键词 回差矩阵奇异值 参数寻优 稳定裕度 MIMO系统 推力矢量
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先进航空发动机核心关键技术 被引量：1
14
作者 程荣辉 张志舒 +1 位作者 阮文博 王建锋 《航空学报》 北大核心 2025年第12期1-26,共26页
航空发动机是实现先进战机作战能力全面提升的核心关键,先进战机对航空发动机高性能、高可靠性、长寿命、良好维护性等方面的要求不断提高,给航空发动机技术和产品发展带来了重大挑战。针对先进战机对航空发动机在综合控温、转子结构系... 航空发动机是实现先进战机作战能力全面提升的核心关键,先进战机对航空发动机高性能、高可靠性、长寿命、良好维护性等方面的要求不断提高,给航空发动机技术和产品发展带来了重大挑战。针对先进战机对航空发动机在综合控温、转子结构系统稳健性、全权限数字控制、飞发综合热管理、健康管理、推力矢量、高隐身等7个方面的核心技术需求,研究分析了实现需求的技术途径和主要关键技术,可为先进航空发动机发展提供技术支撑。 展开更多
关键词 综合控温 转子结构系统稳健性 全权限数字控制 飞发综合热管理 健康管理 推力矢量 高隐身
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矢量推力模拟测试装置耦合及解耦
15
作者 孙文举 任宗金 +3 位作者 李新阳 林山 周伟 张军 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期148-153,共6页
针对航空发动机试车台进行矢量推力试车时维间耦合误差较大的问题,以航空发动机模拟测试装置为研究对象,提出了一种基于鲸鱼优化算法的神经网络解耦方法。在理想情况下,通过对测试装置的测量分析,以及基于螺旋理论推导出矢量力解算方程... 针对航空发动机试车台进行矢量推力试车时维间耦合误差较大的问题,以航空发动机模拟测试装置为研究对象,提出了一种基于鲸鱼优化算法的神经网络解耦方法。在理想情况下,通过对测试装置的测量分析,以及基于螺旋理论推导出矢量力解算方程进行的各向同性分析,得到了测试装置理论耦合关系,开展了测试装置矢量标定试验。试验结果表明:测力组件受力产生的轴线偏移现象导致测试装置产生了非线性维间耦合且耦合较大。选用了基于鲸鱼优化算法的BP神经网络对测试装置进行解耦分析,并与传统线性最小二乘法解耦、BP神经网络解耦结果进行对比,结果表明:基于鲸鱼优化算法的BP神经网络解耦效果最好,测试数据的耦合误差从8.822%减小到2.581%,减小了70.744%。该解耦方法大幅减小了耦合误差,为实际航空发动机试车台的高精度解耦测量提供了有效的方法支撑。 展开更多
关键词 矢量推力 模拟测试装置 维间耦合 解耦 鲸鱼优化算法 神经网络 航空发动机
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基于深度神经网络的单边膨胀喷管性能优化方法研究
16
作者 缪俊杰 汪东 +3 位作者 金鑫 蔡伊雯 尹超 李宪开 《航空动力学报》 北大核心 2025年第8期132-141,共10页
针对高超声速飞行器机体/推进系统一体化布局下超燃冲压发动机单边膨胀喷管(SERN)的推力最大化、力矩匹配和几何可约束设计要求,提出了一种基于深度神经网络(DNN)的单边膨胀喷管性能优化方法。基于单边膨胀喷管数值仿真数据集,建立基于... 针对高超声速飞行器机体/推进系统一体化布局下超燃冲压发动机单边膨胀喷管(SERN)的推力最大化、力矩匹配和几何可约束设计要求,提出了一种基于深度神经网络(DNN)的单边膨胀喷管性能优化方法。基于单边膨胀喷管数值仿真数据集,建立基于深度神经网络的喷管壁面压力分布预测模型,对喷管性能影响参数进行了灵敏度分析,并结合优化算法对其性能进行优化。研究结果表明:基于Unet-L3卷积神经网络构建的单边膨胀喷管沿程壁面压力分布预测模型具有较高的精度;基于喷管壁面压力分布预测模型和差分进化算法的单目标优化算法无法同时对单边膨胀喷管的推力系数和推力矢量角进行优化;而结合喷管壁面压力分布预测模型和混合优化算法对单边膨胀喷管推力系数和推力矢量角进行多目标优化,可在推力系数减小0.011 6(相对降低1.17%)的情况下使得推力矢量角从1.54°降低至0.39°(相对降低74.65%),能在满足喷管推力性能的要求下实现飞行器后端横向载荷的降低,有利于宽速域飞行器的操稳和配平。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 单边膨胀喷管 深度神经网络 优化算法 推力系数 推力矢量角
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盾构姿态并联PID自主控制系统设计与验证
17
作者 赵剑 王志华 《中国市政工程》 2025年第3期1-5,181,共6页
为解决人工凭经验进行盾构机姿态纠偏可能造成的隧道轴线质量不稳定的现实问题,文章首先阐述负载和推力双矢量作用下的盾构机姿态控制机制,并通过调研软土地层和复合地层典型工程案例对其科学性进行初步验证。基于并联PID原理提出一种... 为解决人工凭经验进行盾构机姿态纠偏可能造成的隧道轴线质量不稳定的现实问题,文章首先阐述负载和推力双矢量作用下的盾构机姿态控制机制,并通过调研软土地层和复合地层典型工程案例对其科学性进行初步验证。基于并联PID原理提出一种盾构自主掘进姿态控制系统,进一步量化了盾构转向控制与推力矢量作用的相互关系。通过构建大型盾构掘进试验平台对本系统进行初步验证,得出结论:推力矢量高速响应负载力矢量变化,经小幅震荡后快速收敛至稳定值;盾构姿态可在推力矢量主动控制下逐步回归至初始状态后保持稳定。 展开更多
关键词 盾构姿态 控制系统 推力矢量 自主掘进 模型试验
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二元推力矢量喷管气动-热-结构耦合特性研究
18
作者 张强波 张帅 郏豪 《机械研究与应用》 2025年第3期35-39,共5页
矢量喷管结构作为矢量发动机区别于其他类型发动机的显著特征,具有结构复杂、载荷环境恶劣等缺点。喷管处于发动机高温区,高温会使喷管的材料、结构力学性能退化,会降低结构的安全性、可靠性。要实现对二元矢量喷管结构可靠性和完整性评... 矢量喷管结构作为矢量发动机区别于其他类型发动机的显著特征,具有结构复杂、载荷环境恶劣等缺点。喷管处于发动机高温区,高温会使喷管的材料、结构力学性能退化,会降低结构的安全性、可靠性。要实现对二元矢量喷管结构可靠性和完整性评估,必须测量分析喷管热载荷和结构载荷参数,故需要对该喷管的特性进行分析研究。该文建立了不同偏转角度下的二元矢量喷管计算模型,采用基于流固热耦合的数值计算方法对二元矢量喷管的结构特性进行了分析研究,并获取了不同工况下的喷管载荷特性。所研究内容可以为二元矢量喷管的结构特性及可靠性和完整性评估提供一定的参考和借鉴。 展开更多
关键词 二元推力 矢量喷管 耦合特性 数值计算
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垂直/短距起降飞机概念方案发展综述
19
作者 高阳 张毅 +2 位作者 刘嘉 未振军 闫文君 《国防科技》 2025年第1期89-97,共9页
垂直/短距起降飞机兼具旋翼和固定翼飞机的优势,生存性、机动性和灵活性较高,能够快速部署并遂行多样化作战任务,是航空领域关注的重点。以早期垂直起降飞机、中期垂直/短距起降飞机、后期先进短距起飞/垂直降落计划和末期联合攻击战斗... 垂直/短距起降飞机兼具旋翼和固定翼飞机的优势,生存性、机动性和灵活性较高,能够快速部署并遂行多样化作战任务,是航空领域关注的重点。以早期垂直起降飞机、中期垂直/短距起降飞机、后期先进短距起飞/垂直降落计划和末期联合攻击战斗机计划4个发展阶段为脉络,系统梳理总结垂直/短距起降飞机从最初的助推火箭型和飞机转向型,发展到成熟的单矢量发动机推力转向型和“升力发动机+矢量发动机”组合型,最终形成先进的直接升力型和轴驱动升力风扇型,共计13种概念方案的技术特征、应用及优缺点。尽管其中只有3种概念方案得以真正应用并实装部署,但引射增升、直接升力等其他方案至今依然具有较高的先进性和可发展性。 展开更多
关键词 垂直/短距起降飞机 概念方案 动力系统 推力矢量
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双喉道推力矢量喷管内外流特性 被引量：1
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作者 何敬玉 杨志晨 +2 位作者 梁温馨 欧平 董金刚 《气体物理》 2024年第5期54-64,共11页
对二元双喉道推力矢量喷管内流特性进行了研究。针对一种简化的飞机后体模型,利用数值计算与风洞试验结合的方法研究了后机身一体化设计对矢量喷管内外流特性的影响,进一步分析了矢量喷流干扰效应对飞机后体的影响。研究结果表明,气流... 对二元双喉道推力矢量喷管内流特性进行了研究。针对一种简化的飞机后体模型,利用数值计算与风洞试验结合的方法研究了后机身一体化设计对矢量喷管内外流特性的影响,进一步分析了矢量喷流干扰效应对飞机后体的影响。研究结果表明,气流在喷管空腔内的分离导致了喷管上下壁面的压力差,而该压力差是双喉道喷管推力矢量产生的主要原因;随着二次流流量的增加,喷管上下壁面压差逐渐变大,喷管推力矢量角增加。无来流时,在主喷管落压比NPR=4.0,二次流落压比NPR s=4.8时,双喉道喷管具有的最大矢量角为16.6°;在来流Mach数Ma=0.4时,具有的最大矢量角为11.2°。喷管外罩表面声载荷频率主要集中在900 Hz以下,并且外罩型面变化剧烈处具有最高的噪声幅值。喷流矢量角的变化对噪声峰值频率没有影响,仅对下壁面1000 Hz以下幅值有影响,噪声最大频谱幅值影响量为2 dB。 展开更多
关键词 双喉道喷管 推力矢量 声载荷 基频 落压比
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