● 摘要
本文采用标准k-ε和SST k-ω湍流模型,通过求解雷诺平均N-S方程,对小型无人机上的矩形推力矢量喷管和该无人机的绕流流场进行了数值模拟求解。分析了该矩形推力矢量喷管对尾喷流矢量偏转的控制效果和推力损失情况,以及在推力矢量作用下全机的纵向气动力系数的变化情况,验证了推力矢量控制的增升效果以及对低速无人机俯仰控制的可行性,并对其机理进行了分析。论文的主要工作和结论如下:1. 矩形推力矢量喷管对尾喷流矢量偏转的控制效果:通过在主喷流上方进行狭缝吹气,模拟了不同吹气动量系数,射流孔口高度比和尾缘修型圆弧圆心角条件下,主喷流的矢量偏转情况和推力损失情况。结果表明,随着吹气动量系数的增大,尾喷流会经历先反向偏转后正向偏转的阶段,然后逐渐趋近最大的矢量偏转角24°。随着射流孔口高度增加,尾喷流矢量偏转效果有所下降;随着尾缘修型圆弧圆心角增大,矢量偏转角同步增大。X方向推力损失系数随着矢量偏转角的增大而增大,总推力损失系数较小,基本在7%以下,表明该矩形矢量喷管在推力矢量工作状态下总推力损失较小。2. 推力矢量对无人机纵向气动力系数的影响:通过求解带有推力矢量喷管的无人机的绕流流场,模拟了不同攻角和射流速度比条件下无人机的纵向气动力系数的变化情况。结果表明,无人机尾喷管矢量偏转效果与单独对矢量喷管模拟得到的结论一致。全机总升力系数在射流速度比为1时有小幅下降,而在速度比为3到3.5时有大幅增加。并且攻角越大,增加的幅度越小,升力增量在0.045到0.05之间。阻力系数随射流速度比的变化较小,仅在射流速度比为3到3.5之间有所增加。俯仰力矩系数在不同攻角下随速度比的变化趋势一致,均是先增大后减小,而后在速度比为3到3.5时有大幅下降。升力系数相对增量在0°最大,约440%左右,在15°时最小,约7%。在10°攻角以前,推力矢量能明显增大全机的升阻比,最大升阻比出现在5°攻角左右,而在10°以后则无明显效果。推力矢量开启与否对CM-CL曲线的斜率无明显影响,表明推力矢量对飞机纵向静稳定性无影响,有利于飞机实现俯仰操纵。俯仰力矩系数增量随攻角的变化图中,Buonanno A.等的5°矢量偏转角曲线处于本文的4.8°和6.5°曲线之间,其10°和15°矢量角的曲线处于本文6.5°到22.5°曲线之间,表明本文模拟得到的通过推力矢量进行俯仰力矩系数控制的结果基本上是可靠的。