【摘 要】
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现代飞行器对机动、隐身性能的高要求推动了推力矢量技术的发展,应用主动流动控制技术的推力矢量喷管可以替代传统的机械式机构,有很高的实用意义和研究价值。本文首先针对某二维收缩-扩张喷管进行射流推力矢量计算仿真,在不同主流和二次射流工况下提取了喷管的部分性能参数,分析了不同工况对喷管性能的影响。在此基础上设计了旁路通道,开展了旁路射流推力矢量计算,结果表明旁路射流具有近似二次流压比为0.8的较为稳定的控
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现代飞行器对机动、隐身性能的高要求推动了推力矢量技术的发展,应用主动流动控制技术的推力矢量喷管可以替代传统的机械式机构,有很高的实用意义和研究价值。本文首先针对某二维收缩-扩张喷管进行射流推力矢量计算仿真,在不同主流和二次射流工况下提取了喷管的部分性能参数,分析了不同工况对喷管性能的影响。在此基础上设计了旁路通道,开展了旁路射流推力矢量计算,结果表明旁路射流具有近似二次流压比为0.8的较为稳定的控制效果,推力矢量角可达10°。接着,设计了在计算模型基础上缩比0.64倍的实验模型,模型具有多个可替换部件,可以在直接射流以及旁路射流两种控制方式之间切换,同时可以更换射流位置。本文进行了纹影以及测压实验。通过纹影技术拍摄到的流场结构与计算结果吻合较好,壁面测压也得到了与计算相近的结果,验证了计算的准确性。最后,本文针对等离子体合成射流这一主动流动控制技术应用到在推力矢量喷管中的可行性进行了初步探究,计算结果表明,低气压条件下,在激励能量密度在1×1012W/m2时,激励器能对流场产生较大的干扰,有一定的矢量控制效果,但是平均效能较低,仍需要进一步探究。
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