王　旭，張靖周，單　勇

（南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016）

塞錐形狀和偏轉(zhuǎn)角對軸對稱塞式噴管氣動性能的影響

王旭，張靖周，單勇

（南京航空航天大學(xué)江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京210016）

塞式噴管是1種具有質(zhì)量輕、紅外隱身效果好等優(yōu)點的典型噴管。為分析矢量偏轉(zhuǎn)角和塞錐的幾何參數(shù)對渦扇發(fā)動機(jī)軸對稱塞式矢量噴管排氣系統(tǒng)氣動特性的影響，采用CFD方法進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明：尾噴流隨噴管偏轉(zhuǎn)而有效偏轉(zhuǎn)，推力系數(shù)隨矢量偏轉(zhuǎn)而減小，在高空狀態(tài)下較為嚴(yán)重。在地面狀態(tài)下偏轉(zhuǎn)20°時的推力系數(shù)較無矢量偏轉(zhuǎn)時減小了1.2%，在高空狀態(tài)下偏轉(zhuǎn)20°時的推力系數(shù)減小了2.5%；塞錐前體的導(dǎo)圓半徑變化沒有使氣流分離，對氣動性能影響不大；塞錐后體長度增加使噴管內(nèi)部壓力提升，塞錐尾緣低壓區(qū)縮小。

塞式矢量噴管；排氣系統(tǒng)；氣動性能；數(shù)值模擬；渦扇發(fā)動機(jī)

0　引言

塞式噴管是1種典型的矢量噴管形式，在20世紀(jì)70年代，國外針對軸對稱塞式噴管和2元塞式噴管進(jìn)行了一系列試驗研究［1-6］。早期的研究工作驗證了塞式噴管的氣動性能和流動傳熱特征，初步揭示了塞式噴管相對于常規(guī)軸對稱噴管具有較低的紅外輻射特征，但相對較大的流動損失限制了其應(yīng)用。進(jìn)入21世紀(jì)，塞式噴管再度引起國外的關(guān)注［7-10］，緣于其具有良好的矢量控制特性、降低排氣噪聲和抑制紅外輻射的特點。

Steffen［11］研究了推力矢量/反推軸對稱塞式噴管的跨聲速特性；Samanich等［12］對F-106B戰(zhàn)機(jī)上的軸對稱塞式噴管跨聲速氣動性能進(jìn)行了試驗研究；Kawecki等［13］對塞錐可移動的2元塞式噴管的氣動性能穩(wěn)定性進(jìn)行了模型試驗研究；Miyamoto等［14］通過數(shù)值模擬的方法研究了真實工況下2元塞式噴管的流動特性，表明2元塞式噴管在跨聲速條件下的推力損失較大，但通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計能有效提升噴管的推力水平；Verma等［15］試驗研究了塞式噴管底部壓力、噴管側(cè)壁以及外部自由流對噴管氣動性能的影響；Cler等［16］對具有推力矢量和反向功能的2元塞式噴管的氣動性能進(jìn)行了試驗研究；Jana M K［17］等以特征線法為基礎(chǔ)，以推力最大為目標(biāo)，優(yōu)化了內(nèi)噴管傾角、內(nèi)膨脹比、總膨脹比、燃?xì)饪倝汉惋w行高度的取值。國內(nèi)對塞式噴管進(jìn)行了初步研究。李錄賢等［18］對不同截短長度塞式噴管進(jìn)行了試驗和數(shù)值模擬；鄭孟偉等［19］對塞式噴管的流場進(jìn)行了數(shù)值模擬并探討了塞式噴管的設(shè)計參數(shù)。

以上塞式噴管的基礎(chǔ)性研究工作大多針對固體火箭發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)，而對渦扇排氣系統(tǒng)用軸對稱矢量噴管的氣動特性的研究很少。本文對小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)塞式矢量噴管開展了有/無矢量動作、塞錐結(jié)構(gòu)對氣動性能影響的數(shù)值研究。

1　模型介紹

1.1計算模型

渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)如圖1所示。包括外涵、內(nèi)涵、合流環(huán)、支板、火焰穩(wěn)定器、加力燃燒室、塞錐、尾噴管等。內(nèi)、外涵氣體在合流環(huán)下游自由剪切混合，混合氣體經(jīng)過火焰穩(wěn)定器、球面段和塞錐排出。當(dāng)噴管矢量偏轉(zhuǎn)時，球面段后面所有結(jié)構(gòu)整體以球面段的球心為中心偏轉(zhuǎn)。本文討論偏轉(zhuǎn)角度為0°、5°、10°、15°和20°5種情況。

圖1　塞錐偏轉(zhuǎn)10°的渦扇發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)

圖2　塞錐結(jié)構(gòu)

塞錐的整體結(jié)構(gòu)如圖2所示。塞錐徑向最大直徑Dmax=762 mm。塞錐前端為不同形狀時對系統(tǒng)氣動性能的影響，即導(dǎo)圓半徑R=150、70 mm和尖角（可認(rèn)為半徑為0）。R與D的比值R/D分別為0、0.0918和0.1960。數(shù)值模擬3種不同長度的尾錐模型，其尾錐伸出噴口的長度L分別為710、852和994 mm，則與D的比值L/D分別為0.931，1.118，1.304。塞錐結(jié)構(gòu)參數(shù)見表1。

表1　塞錐結(jié)構(gòu)參數(shù)

火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，因此采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，其他部分均采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。對塞錐處的網(wǎng)格局部加密。采用400萬、700萬和1000萬的網(wǎng)格量進(jìn)行網(wǎng)格獨立性計算，計算結(jié)果差別很小，不超過5%。本文采用網(wǎng)格量為400萬的計算模型，使用Fluent軟件對模型的流場進(jìn)行計算。

計算了高空（H=11000 m，來流馬赫數(shù)Ma=0.85）和地面（H=0 m，Ma=0）2種情況。在高空條件下采用的邊界條件如下：進(jìn)口邊界為質(zhì)量流量入口，內(nèi)涵入口的質(zhì)量流量為30 kg/s，總溫850 K，外涵入口的質(zhì)量流量為10 kg/s，總溫370 K。在地面狀態(tài)下采用的邊界條件如下：進(jìn)口邊界為質(zhì)量流量入口，內(nèi)涵入口的質(zhì)量流量為100 kg/s，總溫1100 K，外涵入口的質(zhì)量流量為30 kg/s，總溫480 K。在2種情況下均假定進(jìn)口參數(shù)均勻分布。由于噴管出口處的壓力并不是外界大氣壓力，且出口截面流動并未充分發(fā)展，所以在尾噴口出口外選取1個足夠大的區(qū)域作為外場（軸向約為尾噴口直徑的30倍，周向約為尾噴口直徑的10倍），如圖3所示。其邊界壓力取外界大氣壓力，其他變量按流向偏導(dǎo)數(shù)為零處理。固體壁面采用無滑移固壁邊界條件，排氣系統(tǒng)內(nèi)部各部件設(shè)定為流-固耦合面，所有壁面發(fā)射率均設(shè)為0.7。在計算時加入了組分輸運(yùn)模型以確定排氣系統(tǒng)的氣體組分分布。假設(shè)噴管內(nèi)涵入口氣體為完全燃燒的燃?xì)?，成分主要是氮氣、二氧化碳和水蒸氣，質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為0.70604、0.20862、0.08534；外涵入口氣體為空氣，成分主要為氧氣和氮氣，質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為0.233、0.767。對于流場計算，本文采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε紊流模型和近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。

圖3　外場

流動與傳熱的控制方程采用2階迎風(fēng)差分格式離散，壓力與速度耦合采用SIMPLEC算法，各變量的收斂精度為10-6。

2　計算結(jié)果與分析

2.1矢量偏轉(zhuǎn)對氣動性能的影響

噴口下游沿軸向1D至10D處壓力分布（D為噴口直徑）如圖4所示。尾噴流在噴口下游10D的位置就基本膨脹到與環(huán)境一致。

圖4　排氣噴口下游壓力分布

在H=0、Ma=0情況下，在不同偏轉(zhuǎn)角下的馬赫數(shù)等值線分布如圖5所示。無論是有矢量偏轉(zhuǎn)還是無矢量偏轉(zhuǎn)，尾噴流在塞錐上以及其下游的流動特征都較為相似：在塞錐斜面上先膨脹加速，后壓縮；在大氣環(huán)境中，先膨脹加速，后壓縮，再膨脹等。氣動矢量角與幾何偏轉(zhuǎn)角的差值如圖6所示。在矢量狀態(tài)下，噴流在塞錐上、下表面的流動特征基本對稱，說明塞式矢量噴管在矢量動作下不會造成排氣尾焰周向不均勻，歸功于噴管在球面段偏轉(zhuǎn)，對排氣的膨脹加速幾乎沒有影響，這一點也可從圖中見到。氣動矢量角和幾何矢量角的偏差極小。

圖5　不同矢量角下的馬赫數(shù)等值線（H=0 km、Ma=0）

在H=0 km、Ma=0情況下，噴管在不同偏轉(zhuǎn)角下的推力系數(shù)如圖7所示。從圖中可見，推力系數(shù)隨矢量偏轉(zhuǎn)角增大而略微減小，而且偏轉(zhuǎn)角越大，推力系數(shù)減小得越大，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角達(dá)到20°時，推力系數(shù)減小了1.2%?？偟目磥恚噶科D(zhuǎn)給噴管氣動性能帶來的負(fù)面影響不大。

圖6　氣動矢量角與幾何偏轉(zhuǎn)角的差值（H=0 km、Ma=0）

圖7　不同偏轉(zhuǎn)角下的推力系數(shù)（H=0 km、Ma=0）

H=11 km、Ma=0.85情況下，噴管在不同偏轉(zhuǎn)角的馬赫數(shù)等值線分布如圖8所示，氣動矢量角與幾何偏轉(zhuǎn)角的差值如圖9所示。從圖中可見，在高空高馬赫數(shù)飛行時，噴流受到矢量偏轉(zhuǎn)和飛行來流的影響也不大，氣動矢量角和幾何偏轉(zhuǎn)角最大相差1°。

圖8　不同矢量角下的馬赫數(shù)等值線（H=11 km、Ma=0.85）

圖9　氣動矢量角與幾何偏轉(zhuǎn)角的差值（H=11 km、Ma=0.85）

在H=11 km、Ma=0.85情況下，噴管在不同偏轉(zhuǎn)角下的推力系數(shù)如圖10所示。與地面狀態(tài)類似，矢量偏轉(zhuǎn)對推力系數(shù)隨矢量偏轉(zhuǎn)角的增大而減?。粶p小的程度要比地面狀態(tài)的大，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角為20°時，推力系數(shù)減小了2.5%。在高空狀態(tài)下的氣動性能受幾何偏轉(zhuǎn)的影響要大于地面狀態(tài)的。

圖10　不同偏轉(zhuǎn)角下的推力系數(shù)（H=11 km、Ma=0.85）

2.2塞錐前端導(dǎo)圓半徑對氣動性能的影響

不同R/D的塞錐在不同偏轉(zhuǎn)角下的噴管推力系數(shù)如圖11所示。

圖11　不同半徑塞錐尖角下的推力系數(shù)

從圖中可見，塞錐尖角的半徑對推力系數(shù)幾乎沒有影響。不論是在地面狀態(tài)下還是在高空狀態(tài)下，塞錐迎風(fēng)面尖角的曲率半徑對推力系數(shù)幾乎沒有影響。

2.3塞錐尾端長度對氣動性能的影響

4種不同長度的尾錐在H=0 km、Ma=0情況下的壓力如圖12所示。

圖12　不同長度塞錐的壓力

4　種不同尾錐在H=0 km、Ma=0情況下的推力系數(shù)如圖13所示。

圖13　不同長度塞錐的推力系數(shù)

從圖12、13中可見，隨著塞錐長度的增長，噴管內(nèi)部的壓力增大；塞錐越長，需要更高的壓力將氣流排出。塞錐越長，塞錐后面的低壓區(qū)越小，低壓值也越大。隨著塞錐長度的增加，推力系數(shù)先增大后減小，推力最大處出現(xiàn)在L/D=0.931附近。

4種不同長度尾錐在H=11 km、Ma=0.85情況下的壓力如圖14所示。

圖14　不同長度塞錐的壓力

4種不同長度尾錐在H=11 km、Ma=0.85情況下的推力系數(shù)如圖15所示。

圖15　不同長度塞錐的推力系數(shù)

從圖14、15中可見，在H=11 km、Ma=0.85情況下，氣動狀態(tài)和H=0 km、Ma=0情況下的類似，在噴管表面的球面段和塞錐段會產(chǎn)生低壓區(qū)；隨著塞錐的增長，噴管內(nèi)部的壓力增大；塞錐越長，需要更高的壓力將氣流排出。塞錐越長，塞錐后面的低壓區(qū)越小。推力系數(shù)先增大后減小，在R/D=0.931處最大。

3　結(jié)論

（1）噴流在脫離塞錐后10倍噴口直徑的氣流壓力和環(huán)境壓力幾乎無差別。

（2）氣動偏轉(zhuǎn)角隨幾何偏轉(zhuǎn)角的變動而變動，氣動偏轉(zhuǎn)角比幾何偏轉(zhuǎn)角大，范圍在1°之內(nèi)，可以忽略，認(rèn)為尾噴流能有效地隨幾何結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)。

（3）推力系數(shù)隨偏轉(zhuǎn)角增大而減小，在高空狀態(tài)下尤為嚴(yán)重。偏轉(zhuǎn)20°時，在地面狀態(tài)和高空狀態(tài)下的推力系數(shù)減小1.2%和2.5%。

（4）塞錐前端的導(dǎo)圓半徑變化沒有使氣流分離，對推力系數(shù)幾乎無影響，對氣動性能影響很小。

（5）隨著塞錐長度的增加，噴管內(nèi)部的壓力增大。塞錐越長，塞錐后面的低壓區(qū)越小，低壓值也越大。隨著塞錐長度的增加，推力系數(shù)先增大后減小，推力最大處出現(xiàn)在L/D=0.931附近。

［1］Graber E J，Clark J S.Comparison of predicted and experimental heat transfer and pressure drop results for an air-cooled plug nozzle and supporting struts［R］.NASA-TN-D-6764.

［2］Straight D M，Harrington D E，Nosek S M.Experimental cooled-flow evaluation of a ram-air-cooled plug-nozzle concept for afterburning turbojet engines［R］.NASA-TM-X-2811，1973.

［3］Hiley P E，Wallace H W，Booz D E.Study of non-axisymmetric nozzles installed in advanced fighter aircraft［R］.AIAA-75-1316.

［4］Petit J E，Capone F J.Performance characteristics of wedge nozzle installed on an F-18 propulsion wind tunnel model［R］. AIAA-79-1164.

［5］Miller E，Protopapas J.Nozzle design and integration in an advanced supersonic fighter［R］.AIAA-79-1813.

［6］Cler D L，Mason M L.Experimental investigation of spherical-convergent-flap thrust-vectoring two-dimensional plug nozzles［R］. AIAA-93-2431.

［7］Fujii K，Negishi H，Nakabeppu O.Computational analysis of the secondary flow injection for the drag reduction of the plug nozzle［R］. AIAA-2002-3120.

［8］Miyamoto H，Matsuo A，Kojima T.Effects of sidewall configurations on rectangular plug nozzle performance［R］.AIAA-2006-4373.

［9］Miyamoto H，Matsuo A，Kojima T，et al.Numerical analysis of rectangular plug nozzle considering practical geometry and flow conditions［R］.AIAA-2007-0031.

［10］Verma S B，Viji M.Base pressure characteristics of a linear plug nozzle with freestream effects［R］.AIAA-2009-5148.

［11］Fred W Steffen.Performance of a 10°Conieal plug nozzle with a stowed thrust reverser at Mach mumbers for 0 to 20［R］.NASA-TM-2116

［12］Nick E Samanich Riehard R Burley.Flight performance of auxiliary inlet ejector and plug nozzle at transonic speeds［R］.NASA-TM-X52784.

［13］Miyamoto H，Matsuo a，Kojima T.Effects of sidewall configurations on rectangular plug nozzle performance［R］.AIAA-2006-4373.

［14］Verma S B，Viji M.Base pressure characteristics of a linear plug nozzle with freestream effects［R］.AIAA-2009-5148.

［15］覃粒子，劉宇，王一白．塞式噴管多參數(shù)性能優(yōu)化計算［J］．宇航學(xué)報，2002，23（2）：28-33. QIN Lizi，LIU Yu，WANG Yibai.Optimized performance calculation in multi-parameter for aerospike nozzle［J］.Journal of Astronautics，2002，23（2）：28-33.（in Chinese）

［16］張堃元，張榮學(xué)，徐輝.非對稱大膨脹比噴管研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，2001，22（5）：381-382. ZHANG Kunyuan，ZHANG Rongxue，XU Hui.Investigation of single expansion ramp nozzle［J］.Journal of Propulsion Technology，2001，22（5）：381-382.（in Chinese）

［17］李念，張堃元，徐驚雷.二維非對稱噴管數(shù)值模擬與驗證［J］.航空動力學(xué)報，2004，19（6）：803-805. LI Nian，ZHANG Kunyuan，XU Jinglei.Simulation and experiment validation of a two dimensional asymmetric ramp nozzle［J］.Journal of Aerospace Power，2004，19（6）：803-805.（in Chinese）

（編輯：張寶玲）

Effects of Plug Shape and Vectoring Angle on Aerodynamic Performance of Axisymmetric Plug Nozzle

WANG Xu，ZHANG Jing-zhou，SHAN Yong
（Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power Systems，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Plug nozzle is regarded as a typical exhaust nozzle with lighter weight and lower infrared radiation.In order to analysis the effects of vectoring deflection angle and plug geometric parameters on the aerodynamic performance of the plug nozzle，numerical simulations on the flow fields were performed by CFD method.Results show that jet effectively deflect with nozzle deflection，the thrust coefficient decreases as the increase of vectoring deflection angle，especially under high altitude.The thrust coefficients under vectoring deflection angle of 20 degree decrease relatively about 1.2%and 2.5%for the ground status and high altitude status.Radius change at the plug front body does not make the flow separate and have little effect on the aerodynamic performance.Increase of the plug rear body length increases the pressure inside the nozzle and shortens the lower pressure zone near the plug trailing edge.

plug vectored nozzle；exhaust system；aerodynamic performance；numerical simulation；turbofan engine

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.01.003

2015-03-20

王旭（1990），男，在讀碩士研究生，研究方向為紅外抑制、傳熱與燃燒；E-mail：736913151@qq.com。

引用格式：王旭，張靖周，單勇.塞錐形狀和偏轉(zhuǎn)角對軸對稱塞式噴管氣動性能的影響［J］.航空發(fā)動機(jī)，2016，42（1）：11-15.WANG Xu，ZHANG Jingzhou，SHAN Yong.Effects of plugshape and vectoring angle on aerodynamic performance of axisymmetric plugnozzle［J］.Aeroengine，2016，42（1）：11-15.