超级军网[请教]关于“引气式矢量喷管”
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 06:40:11
据称，现在矢量喷管的前沿研究方向既不是二元也不是轴对称，而是“引气式”，即在喷口喉道处引进若干气流造成局部压差，从而改变喷气气流的方向。这种矢量喷管机械结构简单，隐身性能好。
不知道大家有没有相应的资料，大家一起研究一下这种矢量喷管的特性和前景。据称，现在矢量喷管的前沿研究方向既不是二元也不是轴对称，而是“引气式”，即在喷口喉道处引进若干气流造成局部压差，从而改变喷气气流的方向。这种矢量喷管机械结构简单，隐身性能好。
不知道大家有没有相应的资料，大家一起研究一下这种矢量喷管的特性和前景。
不知道大家有没有相应的资料，大家一起研究一下这种矢量喷管的特性和前景。据称，现在矢量喷管的前沿研究方向既不是二元也不是轴对称，而是“引气式”，即在喷口喉道处引进若干气流造成局部压差，从而改变喷气气流的方向。这种矢量喷管机械结构简单，隐身性能好。
不知道大家有没有相应的资料，大家一起研究一下这种矢量喷管的特性和前景。
2006.3.兵器
蓄势待发的推力矢量技术
部分引用：
“预计在2020年完成的新一代航空发动机推重比将超过20，到2030年将提高到30以上，继续采用机械调节式推力矢量喷管，在价格，重量和可靠性上将难以为继。
解决的途径是开发气动控制推力矢量喷管。美国在90年代中期停止试飞机械调节式推力矢量喷管的同时，从1995年开始了流体射流喷管技术（FLINT）项目，研究先进航空动力内流控制（IFC）和喷气主动控制（ACE)技术。目前这一技术已完成理论研究和开发，进入工程发展和原理样机试验阶段。
气动矢量技术主要通过在发动机喉道和喷口处进行引流控制来实现推力矢量。前者是在喉道位置引入一条独立于主燃气流的辅助射流，在喉道内形成气动阻塞，改变喉道面积，从而改变主燃气流的流动方向，还可以在喉道内设计特殊的引流结构，加强辅助射流对喉道面积的控制。后者是在喷口处引入辅助射流，形成激波，通过激波前后燃气流速的差别，产生载荷压差，形成矢量气流。此外，美国还对脉冲射流，流体控制喉道偏转和抽吸逆流等多种气动矢量方案进行了基础研究。
气动喷管技术结构简单，可靠性高，成本低，喷管结构与材料设计灵活，预计到2020年达到实用标准。”
文中还提到了中国对先进气动喷管技术也开始了技术探索和试验研究，取得了一定技术积累。
蓄势待发的推力矢量技术
部分引用：
“预计在2020年完成的新一代航空发动机推重比将超过20，到2030年将提高到30以上，继续采用机械调节式推力矢量喷管，在价格，重量和可靠性上将难以为继。
解决的途径是开发气动控制推力矢量喷管。美国在90年代中期停止试飞机械调节式推力矢量喷管的同时，从1995年开始了流体射流喷管技术（FLINT）项目，研究先进航空动力内流控制（IFC）和喷气主动控制（ACE)技术。目前这一技术已完成理论研究和开发，进入工程发展和原理样机试验阶段。
气动矢量技术主要通过在发动机喉道和喷口处进行引流控制来实现推力矢量。前者是在喉道位置引入一条独立于主燃气流的辅助射流，在喉道内形成气动阻塞，改变喉道面积，从而改变主燃气流的流动方向，还可以在喉道内设计特殊的引流结构，加强辅助射流对喉道面积的控制。后者是在喷口处引入辅助射流，形成激波，通过激波前后燃气流速的差别，产生载荷压差，形成矢量气流。此外，美国还对脉冲射流，流体控制喉道偏转和抽吸逆流等多种气动矢量方案进行了基础研究。
气动喷管技术结构简单，可靠性高，成本低，喷管结构与材料设计灵活，预计到2020年达到实用标准。”
文中还提到了中国对先进气动喷管技术也开始了技术探索和试验研究，取得了一定技术积累。
的确比机械式好，关键是如果气流调制恰当，喷口的面积变形完全可以自己控制．．
搞到一张图
那个图？
不懂，盼望老大们来科普
不懂，盼望老大们来科普
有个问题，这种矢量喷管的形状是不是要做成喇叭口才行？
南航有个台，射流矢量喷管的台[:a4:] 本来他们网站上有，现在删掉了，小台，好像我存了
就是多几个小洞，把需要的打开，不需要的关闭，比整体全动控制所需的动作力量要小，也没有大型的活动部件;P;P;P
小明贴的兵器文章节选好像是离子鱼写的
原帖由 dddaaa1976 于 2009-3-7 06:30 发表
小明贴的兵器文章节选好像是离子鱼写的
是吗。。。偶当时看这篇文章的时候既不知道超大更不认识离子鱼是谁。。。[:a9:]
直到现在也没有对军杂界的各位老大有更深了解。。。:Q
大概有两年不买杂志了。。。:D
就是可控引射喷管 运用主动流动控制技术
我有个哥们毕设就拿fluent算的这个
进来学习
不记得在哪本书上看过，在喷口处引入一小股冷气流注入热气流中，引起压力变化来控制气流方向。
准确的说法应该是气动矢量喷管。有很多种形式，气动矢量喷管最早的应用是航天的火箭发动机上使用的射流偏转发动机。在航空发动机上应用虽然说可以省略很多机械系统，但是其带来的负面影响也是多样的。首先是喷管吼道控制，发动机在改变工况的时候吼道是要调节的，如果采用气动喷管的话吼道调节量不一定满足发动机各工况的需要，还有会消耗发动机很多的气量，造成发动机总体性能有所下降。还有机械系统是减少了，但是其控制引气系统的重量如何控制也是问题，所以要解决和平衡好这些问题还是比较困难的。在一些小的不需要吼道调节的发动机上应用一下还是可行性比较高的。
回复 6# 网虫一个
可以是任意形状的。
可以是任意形状的。
钱学森的那本书里面有个示意图
龙腾日月 发表于 2007-7-24 12:06 
逆流推力矢量喷管的非定常内流性能研究
汪明生，杨建军
（南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016）
摘要：基于数值模拟方法，研究了逆流矢量喷管非定常内流性能.结果表明，在一个非定常周期内，前半个周期内附体和非附体的不同情况下，内流性能参数几乎一致，但后半个周期出现一定的差异.这是流动滞后性的表现，滞后性导致了附体不容易脱离.其起因与剪切层有关，逆流剪切层和同向流剪切层的演化过程显著不同，并且可能两者对附体的脱离起了共同的作用.最后，非定常流的结果进一步表明，逆流喷管是一种较高效率的射流式矢量喷管.
关键词：射流推力矢量；逆流矢量喷管；数值模拟；非定常流动；内流性能
中图分类号：V231.3 文献标识码：A
Unsteady internal performance study of counterflow vectoring thrust nozzle
WANG Mingsheng, YANG Jianjun
(College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)
Abstract： Internal performance of unsteady flow of counterflow thrust vectoring nozzle has researched base on numerical simulation. The results show, in the former of half a unsteady period, the performance parameters are almost the same under attachment and deattachment cases, but have a great difference in the after of half a period. It is the representation of the flow hysteresis. The hysteresis leads the attachment of main flow difficult to depart from the wall. The origin of hysteresis may be relate to shear layer. The evolvement of counterflow and coflow shear layer present a difference behave, and may play a common role in main flow deattachment. Lastly, the results of unsteady flow point out, counterflow thrust vectoring nozzle is a efficiency fluidic vectoring nozzle.
Key words: fluidic thrust vectoring; counterflow vetoring nozzle;
numerical simulation; unsteady flow; internal performance
逆流推力矢量喷管的非定常内流性能研究
汪明生，杨建军
（南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016）
摘要：基于数值模拟方法，研究了逆流矢量喷管非定常内流性能.结果表明，在一个非定常周期内，前半个周期内附体和非附体的不同情况下，内流性能参数几乎一致，但后半个周期出现一定的差异.这是流动滞后性的表现，滞后性导致了附体不容易脱离.其起因与剪切层有关，逆流剪切层和同向流剪切层的演化过程显著不同，并且可能两者对附体的脱离起了共同的作用.最后，非定常流的结果进一步表明，逆流喷管是一种较高效率的射流式矢量喷管.
关键词：射流推力矢量；逆流矢量喷管；数值模拟；非定常流动；内流性能
中图分类号：V231.3 文献标识码：A
Unsteady internal performance study of counterflow vectoring thrust nozzle
WANG Mingsheng, YANG Jianjun
(College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)
Abstract： Internal performance of unsteady flow of counterflow thrust vectoring nozzle has researched base on numerical simulation. The results show, in the former of half a unsteady period, the performance parameters are almost the same under attachment and deattachment cases, but have a great difference in the after of half a period. It is the representation of the flow hysteresis. The hysteresis leads the attachment of main flow difficult to depart from the wall. The origin of hysteresis may be relate to shear layer. The evolvement of counterflow and coflow shear layer present a difference behave, and may play a common role in main flow deattachment. Lastly, the results of unsteady flow point out, counterflow thrust vectoring nozzle is a efficiency fluidic vectoring nozzle.
Key words: fluidic thrust vectoring; counterflow vetoring nozzle;
numerical simulation; unsteady flow; internal performance
这个用于涡扇还要等
真需要科普一下
没有人关心这个