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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
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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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轴对称推力矢量喷管动力学特性仿真与分析
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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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不同偏径比S弯喷管流固耦合特性
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作者 郑海波 高超 +2 位作者 何成军 黄江涛 舒博文 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第11期66-76,I0002,共12页
S弯喷管几何构型显著不同于传统轴对称喷管,其具有壁面曲率变化大,内部气动载荷分布不均匀程度高等特点,这导致具有薄壁结构的S弯喷管容易发生流固耦合现象。为深入探究S弯喷管的流固耦合现象及其对喷管推力性能的影响规律,本文设计了... S弯喷管几何构型显著不同于传统轴对称喷管,其具有壁面曲率变化大,内部气动载荷分布不均匀程度高等特点,这导致具有薄壁结构的S弯喷管容易发生流固耦合现象。为深入探究S弯喷管的流固耦合现象及其对喷管推力性能的影响规律,本文设计了出口斜切的不同偏径比(ψ=0.28~0.58)双S弯喷管,并构建了双向流固耦合模型,通过超声速平板颤振算例验证了模型准确性。结果表明,不同偏径比S弯喷管结构场与流场之间相互影响剧烈,耦合后,喷管变形呈由内向外、整体向下的变形形式,变形量随偏径比增大而逐渐减小,最大变形位置始终出现在喷管出口下壁面中间位置(在偏径比ψ=0.34时z方向最大变形位移占喷管出口高度的16.7%)。在气动性能方面,喷管沿程截面面积增大,并由初始收敛型转变为收敛-扩张型,喉道面积与偏径比近似呈线性分布,随偏径比增大而逐渐减小。流固耦合作用导致喷管第二S弯段与出口等直段连接处局部高速流动区扩大且向下游移动,进而使得下游压力峰值减小甚至消失。在推力性能方面,未耦合时,随喷管偏径比ψ从0.28增大至0.58,喷管推力系数由0.978减小至0.960;耦合后,相比未耦合工况喷管推力系数增加(ψ=0.34时,推力系数增幅约为0.6%),推力矢量角减小(ψ=0.52时,推力矢量角最大减幅约为23.6%),但是两者随偏径比变化趋势与未耦合工况下一致,均随偏径比增大而逐渐减小。 展开更多
关键词 S弯喷管 流固耦合 偏径比 推力系数 推力矢量角
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双泵喷水推进船舶操舵倒航机构机理建模
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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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工质温度对二次喷射推力矢量性能的影响 被引量:2
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作者 曹熙炜 刘宇 +1 位作者 任军学 王一白 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第12期2784-2787,共4页
为了研究二次流温度对推力矢量的影响规律,本文基于二次喷射的基本原理,利用计算流体力学(CFD)软件,对不同温度的二次流进行了模拟仿真分析。结果表明,在相同喷射压强和喷射流量下,二次流温度越高,在扩张段影响的范围就越大,但产生的侧... 为了研究二次流温度对推力矢量的影响规律,本文基于二次喷射的基本原理,利用计算流体力学(CFD)软件,对不同温度的二次流进行了模拟仿真分析。结果表明,在相同喷射压强和喷射流量下,二次流温度越高,在扩张段影响的范围就越大,但产生的侧向力和温度并不是简单的正变关系。在此分析的基础上,提出了一种合理利用二次流温度的工程方案。 展开更多
关键词 二次喷射 工质温度 推力矢量控制 数值模拟
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高精度ENO格式在喷管流动模拟中的应用 被引量:6
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作者 黄振宇 徐文灿 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第1期14-20,共7页
本文分析了ENO格式的特点 ,并应用于Euler方程和全NS方程的迁移项和压力项 ,模拟了各种喷管流动。首先计算了JPL喷管流动 ,取得了和实验一致的结果 ,分析了喷管内产生弱激波的原因 ;其次计算了非定常二维喷管流动 ,给出了相应的计算结... 本文分析了ENO格式的特点 ,并应用于Euler方程和全NS方程的迁移项和压力项 ,模拟了各种喷管流动。首先计算了JPL喷管流动 ,取得了和实验一致的结果 ,分析了喷管内产生弱激波的原因 ;其次计算了非定常二维喷管流动 ,给出了相应的计算结果 ,并分析了壁面附近流场的拓扑结构 ;最后计算了摆动喷管的流动及推力矢量计算 ,取得了推力随摆角变化的规律 。 展开更多
关键词 计算流体力学 ENO格式 喷管流动 推力矢量
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固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性 被引量:2
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作者 李博 于新宇 +3 位作者 谢侃 郭常超 魏志军 王宁飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第12期2996-3003,共8页
针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表... 针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰. 展开更多
关键词 固体火箭发动机 流体喉部 二次流 推力矢量 计算流体动力学(CFD)
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双股气流对流体控制矢量喷管的影响 被引量:1
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作者 张相毅 王如根 杨帆 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期295-298,共4页
利用有限体积法求解三维雷诺平均N-S方程,对激波诱导矢量控制方案下的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值模拟,同时与试验结果进行了对比,进一步讨论了开孔位置对喷管矢量性能的影响。研究表明,要获得较好的矢量性能,必须减小壁面反射... 利用有限体积法求解三维雷诺平均N-S方程,对激波诱导矢量控制方案下的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值模拟,同时与试验结果进行了对比,进一步讨论了开孔位置对喷管矢量性能的影响。研究表明,要获得较好的矢量性能,必须减小壁面反射激波的作用,因此应该调整开孔位置使得第一道斜激波延伸至喷管出口附近;严重过度膨胀状态下,较好的双股气流方案下喷管获得的矢量效率要优于单股气流方案;而在设计状态附近,两种方案下获得的矢量效率和推力损失基本相同。 展开更多
关键词 流体控制 激波诱导 开孔位置 推力矢量 喷管流场
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一种冲压发动机推力矢量设计方案研究 被引量:1
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作者 李泽勇 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期228-231,共4页
针对战术导弹用冲压发动机,提出了一种推力矢量设计方案,即在进气道整流罩底部附设楔形体,利用它的摆动运动,使尾喷气流偏转,产生推力矢量。基于CFD数值模拟,分析了该方案的喷管流动特征,以及飞行马赫数和楔形体偏转角度对推力矢量的影... 针对战术导弹用冲压发动机,提出了一种推力矢量设计方案,即在进气道整流罩底部附设楔形体,利用它的摆动运动,使尾喷气流偏转,产生推力矢量。基于CFD数值模拟,分析了该方案的喷管流动特征,以及飞行马赫数和楔形体偏转角度对推力矢量的影响。计算结果表明,该设计方案可行,且还能适度减小进气道整流罩底阻。 展开更多
关键词 冲压发动机 推力矢量 计算流体力学
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基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律 被引量:11
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作者 龚东升 顾蕴松 +1 位作者 周宇航 史楠星 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第10期101-112,共12页
流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻,能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段,但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化,本文设计研制了适用于微型涡喷发动... 流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻,能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段,但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化,本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型,对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速(PIV)技术对主射流流动特性进行研究,获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律;利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性,获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明:该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转,最大流动矢量角为-12.3°/12.3°,最大推力矢量角为-12.9°/12.8°,控制规律接近线性,不存在主射流偏转突跳问题。 展开更多
关键词 无源流体推力矢量控制 Coanda效应 热喷流 射流偏转 流动矢量角 推力矢量角 控制规律
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基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管研究 被引量:2
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作者 佟川 李昂贤 +3 位作者 王启材 张琦祥 许兰迪 王炫 《科技资讯》 2021年第9期94-96,共3页
推力矢量技术对于飞行器机动性能的提高具有重要意义,目前已经历了从机械式到有源流体式再到无源流体式的发展历程。无源流体推力矢量喷管具有型面固定、能耗小、主射流偏转响应快等优势。该文提出一种基于Coanda效应的无源流体推力矢... 推力矢量技术对于飞行器机动性能的提高具有重要意义,目前已经历了从机械式到有源流体式再到无源流体式的发展历程。无源流体推力矢量喷管具有型面固定、能耗小、主射流偏转响应快等优势。该文提出一种基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管,通过三维建模软件Solidworks和ANSYS FLUENT对其工作原理进行仿真,验证该类型矢量喷管对气流控制的有效性。仿真结果表明:无缘流体推力矢量喷管结构简单,可通过外界大气压力实现主射流矢量偏射控制。 展开更多
关键词 尾喷管 流体式推力矢量控制 Coanda效应 数值仿真
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A Review of Control Methods for Tailless Aircraft
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作者 Yunlong Hu Jia Song Mian Wu 《Guidance, Navigation and Control》 2024年第4期5-36,共32页
Tailless aircraft lack traditional tail structures, which grants them significant stealth capabilities owing to their unique aerodynamic configuration. However, the absence of conventional aerodynamic control surfaces... Tailless aircraft lack traditional tail structures, which grants them significant stealth capabilities owing to their unique aerodynamic configuration. However, the absence of conventional aerodynamic control surfaces and the presence of complex nonlinear dynamics pose considerable challenges for designing their control systems. This paper summarizes the latest advances in innovative effectors and associated control algorithms for tailless aircraft. In addressing the removal of traditional control surfaces, it compares the characteristics of various innovative effectors, highlighting fluid thrust vectoring as an efficient technology well-suited for tailless aircraft. Given the nonlinear characteristics of fluid thrust vectoring, the paper introduces antiwindup control methods and hysteresis suppression strategies, and discusses the challenges and issues related to implementing fluid thrust vectoring. Ultimately, this paper reviews research on maintaining the attitude stability of tailless aircraft through decoupling control, control allocation methods, and reliable control techniques. Despite extensive research on tailless aircraft control, unresolved issues persist. Further in-depth research is necessary to effectively integrate fluid thrust vectoring with tailless aircraft to ensure flight safety. 展开更多
关键词 Tailless aircraft innovation effector fluid thrust vector nonlinear control methods decoupling and stabilizing control
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