宽高比对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究

三维后体尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的关键部件。文中在优化设计后的二维后体尾喷管基础上,采用计算流体力学软件Fluent,对不同宽高比的三维尾喷管内流场进行了数值模拟,研究了宽高比对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响。结果表明:随着宽高比的增大,尾喷管的轴向推力系数、推力矢量角都有比较明显的增大,综合考虑,建议设计喷管时选择宽高比H≤5。     

漫谈直升机的操纵及驾驶原理

作为一种特殊的飞行器,直升机的升力和推力均通过螺旋桨的旋转获得,这就决定了其动力和操作系统必然与各类固定机翼飞机有所不同。一般固定翼飞机的飞行原理从根本上说是对各部位机翼的状态进行调节,在机身周围制造气压差而完成各类飞行动作,并且其发动机只能提供向前的推力。但直升机的主副螺旋桨可在水平和垂直方向上对机身提供动力,这使其不需要普通飞机那样的巨大机翼,二者的区别可以说是显而易见。下面我们便对直升机的操控系统做一个简单的剖析。操纵系统直升机的操纵系统可分为三大部分:踏板在直升机驾驶席的下方通常设有两块踏板,驾…     

读者之声

江苏东海读者王春庆来信: 什么是飞机的喷管?美国第4代战斗机F-22的喷管是怎样的? 答:喷管是将流体压力势能转变为动能的变截面管,是喷气式发动机和火箭发动机的重要组成部分。其功能是把产生推进作用的流体工质按一定方向高速喷出,产生反作用推力。按喷管流体的速度可     

飞机的进气口位置都有哪些

喷气式发动机是喷气式飞机的心脏．进气系统能否顺畅地通过进气口吸入空气．对整台发动机的性能以及发动机产生推力的大小．有着重要的影响。进气系统主要包括进气口和进气道．常见的进气口位置一般在机头正面、机身后段、腹部或机背等位置。那么．为什么喷气式发动机进气口的位置各不相同呢？这是因为．进气口位置的设计安排，主要是为了适应飞机的总体设计、发动机的性能和飞行用途的需要．使速度分布均匀．附加的阳力小。同时．还应使进气口不易吸入杂物．以免损坏发动机内部的零件．如压气机叶片等。     

你Q我A

Q:俄制苏-30MKI、苏-37和美制F-22均采用了推力矢量发动机。据外电报道,我国的歼十战斗机也将采用这种类型的发动机。请问推力矢量发动机有何优点? 黑龙江肇源县杨阳问 A:推力矢量发动机是指采用可上下转动或全向转动喷口的发动机。其主要优点有:     

有问必答

安徽阜阳读者李峰：战斗机进气口为什么会有多种形状？ 小编：喷气式战斗机发动机进气口形状不一,有机头的圆形进气口,有机腹或机身两侧的半圆形或矩形进气口,之所以会出现这些不同的形状,是为了适应飞机总体设计、发动机性能的需要。     

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。     

推力矢量控制和气动控制的导弹

此发明涉及一种采用喷气式发动机的导弹,此导弹装有推力矢量控制装置和气动控制装置,以施加横向力,可用相同的信号对这两个装置进行电控制。     

无人驾驶飞行器和靶机用发动机

无人驾驶飞行器和靶机主要用于目标指示、侦察,干扰敌方雷达及运送武器弹药。与飞机相比,有以下几个主要区别(图1)。首先是尺寸不同,这是由于执行不同的任务决定的,而主要由于以下这一事实决定的,即对有人驾驶飞机来说,要为驾驶舱规定最低限度的尺寸,而对于由电子制导的无人驾驶飞行器来说,则可不予考虑。其次是发动机工作状态不同。所谓发动机工作状态,是指其最大推力为百分之百,中间各种等级的推力与最大推力之比的状态。飞机只是在起     

空气喷气发动机可调尾喷管的几种方案

空气喷气发动机可调尾喷管的几种方案随着使用空气喷气发动机（涡喷、涡扇、冲压及各类组合发动机）的飞行器（包括飞机、导弹、空间运载器）飞行速度的加大和工作范围（马赫数、高度范围）的展宽，空气喷气发动机为改善其性能而使用可调尾喷管，看来势在必行。本文介绍几...     

启事

喷水推进是利用向船后喷射水流的反作用力使船前进的一种船舶推进方式。它的转向机构可以沿用传统螺旋浆推进舰船的船舵系统,即利用偏转的舵面与水流作用,产生一个与舰船航向垂直的力矩,推动舰船转向;也可以采用喷水推进系统特有的转向机构——推力矢量转向。推力矢量转向系统通过采用特殊的可偏转的尾喷管,使得喷射的水流可在一定角度内偏转,从而将喷水推进力的一部分变成操纵力。推力矢量转向系统省去了外露的舵面,可使舰船的航行阻力降低,结构更趋于简单,此外,推力矢量转向系统的效率也较高,尤其是在舰船低速航行时的转向效率明显优于船舵系统。     

现代战斗机的推力矢量控制技术

随着现代空战环境的日趋恶化,对战斗机的技/战术性能(如超机动性、垂直/短距快速起降性能、隐身性能等)提出了更高的要求。为了在现代空战中取得战场优势,必须在新型战斗机设计中采用相应的高新技术来提高/改善现代战斗机的技/战术性能,其中采用推力矢量控制技术就是一项提高战斗机技/战术性能的主要技术。推力矢量控制技术亦称推力转向技术,它通过控制发动机尾喷流方向来控制飞机机动飞行,     

光学引信

1 被动式光学引信工作原理 被动式光学近炸引信已应用于射击空中目标的导弹中,其工作原理是利用目标的红外(热)辐射。热发动机部件(喷管、排气管等)、热气闪烁和飞机周围空气流动而引起的机身加热,这些都是空中目标(飞机、导弹等)的红外辐射源。低速飞行时,机身的红外辐射比发动机和其喷气流的红外辐射低;而随着飞行速度增加,机身的红外辐射     

推力矢量对飞机机动性能的影响

以某型战斗机为例,研究了推力矢量对飞机机动性能的影响.主要研究了迎角、推力、推力矢量角等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响.通过对有无推力矢量的比较,得出了一些有价值的结论.     

推力矢量发动机射流流场的数值分析

文中针对推力矢量发动机燃气流场的流动问题，运用数值分析的方法进行了研究。确定了该类问题的数学一物理方程，对几何建模、网格生成、边界条件等问题进行了详尽的描述，给出了适合的计算模型。针对两种燃烧室条件和不同的舵片尺寸，对发动机和燃气舵的组合模型进行了计算。计算结果揭示了包含燃气舵的推力矢量发动机的流动状况，表明文中创建的计算模型是切实可行的。研究的结论可以为推力矢量发动机及燃气舵的结构设计提供直接的参考。     

一种攻击地面固定目标的非线性导引规律设计

针对发动机推力方向与轴线方向垂直的战术导弹,建立其在大攻角情况下攻击地面固定目标的数学模型,然后应用非线性控制理论设计了一种非线性导引规律,仿真的结果表明效果良好。     

双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究

推力矢量控制是利用改变火箭或导弹的火箭发动机的推力文献来大幅度提高其机动性的技术，已经用于大型固体火箭发动机和部分小型战术导弹，随着对导弹机动性要求的提高，其应用范围不断扩大，为满足这种需要，研究了未来高机性导弹用推力矢量控制技术，结果证明，双回转喷管式推力矢量控制技术有如下优点：１）喷管偏转角与推力偏转角相等；２）偏转角在１０°以上仍可保持如上特征；３）推力转向时几乎没有推力损失。     

小辞典

推重比推重比是推力重量比的简称,系指发动机的最大推力与飞机的正常重量之比,它是衡量飞机性能和技术水平的综合指标。法国“幻影”2000-5飞机装的M53—P2发动机,其最大加力推力为95千牛,飞机重量为10000公斤,其推重比为0.97。前苏联“米格”-31飞机装2台Д-30φ6发动机,单台加力推力为     

某战斗机尾喷管外壁面温度场仿真建模研究

战斗机在飞行过程中,由于高温尾焰热辐射及发动机内部的传热作用,在尾喷管外壁面接近喷管出口位置会形成一个温度较高的区域,进一步增强战斗机的红外辐射信号,进而降低其红外隐身性能。本文在飞行条件下某战斗机机身外流场和喷管流场建模仿真基础上,对战斗机尾喷管外壁面温度场分布进行数值计算,得出了尾喷管外壁面温度场的分布规律及其内部热传导的分布特点,并与试验测试的尾喷管温度分布图像进行对比验证。     

非对称方形尾喷管内流场数值分析与推力特性研究

文中建立了非对称方形尾喷管及传统轴对称尾喷管的物理数学模型,基于N-S方程和RNG k-ε湍流模型,对两种尾喷管三维内流场进行了数值分析,研究了非对称方形尾喷管内部流动参数的变化趋势及其推力特性.结果表明:在相同收敛段、喷管长度和扩张比的条件下,两种喷管内的流动参数变化趋势一致与轴对称喷管相比,非对称方形尾喷管推力略低,但能够保证喷管的推力性能水平.