航空学报
航空學報
항공학보
ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA
2014年
1期
125-131
,共7页
单边膨胀喷管%俯仰力矩差%膨胀程度%风洞试验%推力系数
單邊膨脹噴管%俯仰力矩差%膨脹程度%風洞試驗%推力繫數
단변팽창분관%부앙력구차%팽창정도%풍동시험%추력계수
single expansion ramp nozzle%pitch moment difference%expansion degree%wind tunnel experiment%thrust coefficient
单边膨胀喷管(SERN)是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性.现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响.本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好.研究结果表明:飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1％,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49％;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1％,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73％,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路.
單邊膨脹噴管(SERN)是超燃遲壓髮動機的關鍵部件,由于其幾何非對稱,在髮動機點火/熄火瞬間,SERN會產生較大的冷熱態俯仰力矩差,影響飛行器的穩定性.現有解決方法主要是利用幾何/氣動調節方式,但都有不利影響.本文提齣瞭基于膨脹度可控的SERN設計的新方法,將採用該方法得到的噴管模型B與基準噴管模型A進行瞭對比研究,併對模型B進行縮比冷流試驗,試驗與數值模擬結果吻閤良好.研究結果錶明:飛行馬赫數為4.5時,模型B的推力繫數比模型A僅僅下降瞭0.1％,而模型B比模型A的冷熱態俯仰力矩差減小瞭80.49％;飛行馬赫數為6.5時,模型B的推力繫數比模型A不僅上升1.1％,同時模型B比模型A冷熱態俯仰力矩差還下降12.73％,驗證瞭設計思想的正確性,為提高SERN俯仰力矩性能提供瞭一種新的思路.
단변팽창분관(SERN)시초연충압발동궤적관건부건,유우기궤하비대칭,재발동궤점화/식화순간,SERN회산생교대적랭열태부앙력구차,영향비행기적은정성.현유해결방법주요시이용궤하/기동조절방식,단도유불리영향.본문제출료기우팽창도가공적SERN설계적신방법,장채용해방법득도적분관모형B여기준분관모형A진행료대비연구,병대모형B진행축비랭류시험,시험여수치모의결과문합량호.연구결과표명:비행마혁수위4.5시,모형B적추력계수비모형A부부하강료0.1％,이모형B비모형A적랭열태부앙력구차감소료80.49％;비행마혁수위6.5시,모형B적추력계수비모형A불부상승1.1％,동시모형B비모형A랭열태부앙력구차환하강12.73％,험증료설계사상적정학성,위제고SERN부앙력구성능제공료일충신적사로.
