双喉道射流矢量喷管的设计规律及与后机身一体化的探索

摘要

利用CFD技术并借用DOE技术，对二元双喉道射流推力矢量喷管进行了参数化研究和方案寻优研究，获得了一个性能较优的喷管设计方案。继而，采用全三维数值仿真技术研究了射流矢量喷管与飞行器后体融合时的性能特征和主要流动现象。在此基础上，提出并初步实践了喷管下遮挡板开缝技术，以解决喷口斜切型射流矢量喷管的性能恶化问题。此外，本文还对喷管实验台的轴向进气、径向进气两种方案进行了不确定度分析，并对已有实验台提出了初步的径向进气改造方案。 研究结果表明，上游喉道高度，空腔长度，空腔扩张角、空腔收敛角和次流注入角等参数均对二元双喉道射流推力矢量喷管的性能及内部流动结构均有着显著影响，所获得的最佳喷管方案能够以2.55％的次流消耗率获得14.34o的矢量角，且推力系数为0.967。喷口斜切、喷口后掠等与后机身的融合措施给射流矢量喷管的性能带来了显著的不利影响，而本文所提出的下遮挡板开槽技术，利用压差驱动将外流引入下遮挡板附近，使得下遮挡板的“等效边界”能够根据喷管的工作状态自动调节，解决了斜切型射流矢量喷管的性能恶化问题。另外，若将现有喷管实验台改为径向进气形式，其合成不确定度可控制在1％以下，能满足射流矢量喷管的实验精度要求。