基于气体动力学理论,按照气流在气动矢量喷管内部的流动状态,构建了气动矢量喷管的数学模型,并编制了相应的计算程序,将程序仿真结果与试验和CFD数值模拟结果进行对比,结果表明所构建的气动矢量喷管程序具有较高精度,可以用来表达气动矢量喷管特性。将气动矢量喷管程序集成到航空发动机总体性能程序中,以某航空发动机为研究对象,采用三种控制模式(发动机压比不变、喷管喉部面积不变、低压转速不变),开展引气量对发动机性能影响的研究。结果表明随着二次流引气量的增加,发动机矢量角增加的同时发动机性能有较大幅度降低,配装气动矢量喷管的发动机对控制模式提出新的要求。

采用数值模拟方法计算分析了射流角度对气动矢量喷管流动结构和性能的影响。基于试验设计和近似模型方法,结合数值模拟,构建了气动矢量喷管模型。将气动矢量喷管模型集成到发动机总体性能程序中,以某航空发动机为研究对象,分析了发动机不同状态下的气动矢量喷管性能情况。研究结果表明在一定的几何与气动参数条件下,存在使气动矢量角最大的射流角度。随着发动机进口温度和引气量的增加,气动矢量角最大模式下的射流角度均逐渐减小,垂直喷射或顺流向对提升喷管推力系数有利。