本文關(guān)鍵詞：發(fā)動(dòng)機(jī)引流推力矢量方案數(shù)值研究

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【摘要】：針對(duì)從燃燒室引流噴射的推力矢量控制方案,采用數(shù)值模擬的方法進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算與分析,比較了引流向噴管內(nèi)噴射、向無(wú)彈翼的彈體外側(cè)噴射和向有彈翼的彈體外側(cè)噴射三種方案。數(shù)值模擬結(jié)果表明:向噴管內(nèi)引流的側(cè)向力與噴流位置和噴射角度相關(guān),最大側(cè)向力與軸向推力的比值與引流管喉部面積占總喉部面積的比值大致相等;向彈體外引流時(shí),噴口附近的彈翼對(duì)流場(chǎng)有很大的影響,若沒(méi)有彈翼,則側(cè)向力放大因子小于1,不宜采用;彈翼對(duì)噴流側(cè)向力起顯著的增強(qiáng)作用,放大因子可達(dá)1.5或更高。
【作者單位】： 大連理工大學(xué)航空航天學(xué)院工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;
【基金】：航空基金(20120163001)
【分類號(hào)】：V435;TJ760.3
【正文快照】： 1引言導(dǎo)彈在大機(jī)動(dòng)飛行時(shí),空氣動(dòng)力舵面的控制效率小,無(wú)法滿足控制要求,就需要采用推力矢量或者利用彈體側(cè)向噴流產(chǎn)生(直接)側(cè)向力來(lái)進(jìn)行輔助控制[1~3]。導(dǎo)彈的常規(guī)動(dòng)力裝置是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),實(shí)現(xiàn)推力矢量的傳統(tǒng)方式一般是在噴管后部加裝燃?xì)舛娴妊b置。這種方式的主要缺點(diǎn)是:(

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