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《來流馬赫數(shù)對射流矢量噴管內(nèi)流場影響的動態(tài)模擬》由會員上傳分享，免費在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫。
1、第37卷第6期火箭推進(jìn)Vo1．37．No．62011年l2月JOURNALOFROCKETPROPULSIONDec．20ll來流馬赫數(shù)對射流矢量噴管內(nèi)流場影響的動態(tài)模擬宋亞飛，高峰，楊小秋(1．空軍工程大學(xué)導(dǎo)彈學(xué)院，陜西三原713800；2．空軍95100部隊裝備部，廣東廣州510405)摘要：以二維拉瓦爾噴管為對象，利用非定常雷諾平均N—S方程和RNGk-e兩方程湍流模型對激波控制的射流推力矢量噴管非定常流場進(jìn)行研究，分析了來流馬赫數(shù)連續(xù)變化對噴管流場的影響，得出噴管推力性能的變化規(guī)律。結(jié)果表明：在亞聲速來流中，軸向力隨飛行馬赫數(shù)增加而小幅上升，側(cè)向力變化不大；在跨聲速來
2、流中，軸向推力和側(cè)向推力都急劇下降；來流馬赫數(shù)為超聲速時，推力隨馬赫數(shù)的增加而減小。推力矢量角和推力系數(shù)分別與側(cè)向力和軸向力的變化規(guī)律相似。關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動機；射流推力矢量；二次流；內(nèi)流場；數(shù)值模擬中圖分類號：V435—34文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1672—9374f2011106—0038—06DynamicsimulationforecCtoOf士l‘ncoml’n~fltloOwWMachnumberoninternalflowfieldoffluidicthrustvectoringnozzleSONGYa—fei。，GAOFeng，YANGXiao—qiu2(1
3、．MissileInstitute，AirForceEngineeringUniversity，Sanyuan713800，China；2．ArmamentDeparment，Unit95100ofPLA，Guangzhou510405，China)Abstract：Takingthe2Dconvergent—divergentnozzleasaresearchobject，the2DunsteadyReynoldsaverageN—SequationandRNGk—turbulencemodelwasutilizedtostudytheunsteadyflowfieldof
4、fluidicthrustvectoringnozzlebasedshockcontro1．TheinfluenceofcontinualvariationoftheincomingflowMachnumberontheflowfieldinthenozzleisanalyzed．Thechangingregulari—tyofnozzlethrustperformancewasderived．TheresultsshowthattheincomingflowMachnumbercausesthechangeofpressureroundthenozzleexit．a(chǎn)ndin
5、fluencestheintemalflowcharacteristicsofthevectoringnozzlebytheinteractionofnozzleboundarylayerandshock；inthesubsonicfreeflow，withtheincreaseofincomingflowMachnumber，thethrustincreases；inthetransonicflow，thesidethrustandaxialthrustdecreasehardly；whentheMachnumberiSsupersonicvelocity．thethrus
6、tde．收稿日期：2011-08—19；修回日期：2011-09—16作者簡介：宋亞飛(1988一)，男，碩士研究生，研究領(lǐng)域為航空宇航推進(jìn)理論‘虧工程第37卷第6期宋亞飛，等：來流馬赫數(shù)對射流矢量噴管內(nèi)流場影響的動態(tài)模擬39clineswiththeincreaseofMachnumber；andthethrustvectorangleandthrustcoeficientaresameasthechangingregularityofsidethrustandaxialthrust．Keywords：solidpropellantrocketengine；fluidict
7、hrustvector；secondaryinjection；internalflowfield；numericalsimulation20世紀(jì)90年代后期，NASAf美國航空航0引言天局1蘭利研究中心以二維拉瓦爾噴管為對象，對激波誘導(dǎo)矢量噴管進(jìn)行了一系列流體控制方案推力矢量控制技術(shù)作為導(dǎo)彈動力的核心和關(guān)試驗，重點研究了開孔形狀、開孑L位置、注氣壓鍵技術(shù)之一，可以彌補空氣動力控制在低速和高強和注氣流量等參數(shù)對噴管性能的影響。與試驗空狀態(tài)下控制性能低的缺點，提升導(dǎo)彈機動性和相對應(yīng)，還同時發(fā)展了多種數(shù)值計算
