張少麗，周吉利，賈東兵，徐 速

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

為提高飛機的作戰(zhàn)能力，對航空發(fā)動機的推重比要求越來越高，矢量噴管作為航空發(fā)動機的主要組成部分也面臨著高效、輕質(zhì)的要求[1-2]。傳統(tǒng)機械調(diào)節(jié)矢量噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量輕，無法滿足高推重比的要求，固定幾何氣動矢量噴管采用二次流對主流的干擾形成矢量偏轉(zhuǎn)，結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕，可以滿足未來發(fā)動機的需求[3-4]。

國外的研究機構(gòu)開展了各種流體推力矢量控制方式的研究，綜合起來主要集中在3種控制方法上，即激波矢量控制技術(shù)、噴管喉部偏移技術(shù)、反流控制技術(shù)。Giuliano等在NASA蘭利噴流排氣試驗裝置上專門做了基于激波矢量控制的2元球面收斂/擴散調(diào)節(jié)片俯仰推力矢量噴管試驗[5]；Deere等在流體偏航矢量噴管的基礎(chǔ)上，開展了喉部位置偏移法實現(xiàn)推力矢量的數(shù)值計算[6-7]；Leavit等對多軸推力矢量噴管的吼道傾斜方法進行了穩(wěn)態(tài)研究[8]；Kenrick等對流體推力矢量噴管的多噴射點方法進行了試驗和數(shù)值計算[9]；NASA蘭利研究中心進行了大尺寸的反流法實現(xiàn)推力矢量的試驗研究，Hunter等采用PAB3D計算軟件進行了反流法計算[10]。國內(nèi)在流體推力矢量技術(shù)方面也開展了一定的研究工作。喬渭陽等采用試驗和數(shù)值計算相結(jié)合的方法，研究了二次流噴射對流體推力矢量的影響[11]；羅靜等采用數(shù)值模擬的方法，計算分析了流體噴射對噴管氣動矢量角的影響[12]；王占學等完成了基于二次流噴射的流體推力矢量數(shù)值計算和實驗方案[13-15]。

目前固定幾何氣動矢量噴管二次流效率低，在現(xiàn)有的二次流流量下，矢量偏轉(zhuǎn)角較?。辉诜窃O(shè)計點狀態(tài)下的低狀態(tài)（如主流落壓比3）時噴管推力性能較低；對二次流控制喉道面積的研究很少。為此，本文主要研究了閥門結(jié)構(gòu)的二次流注射方式（包括喉道和擴張段二次流）、二次流氣動參數(shù)、主流氣動參數(shù)和引射外界氣體對流場結(jié)構(gòu)與噴管性能（推力系數(shù)、矢量角和喉道面積控制率）的影響。

1 物理模型

固定幾何氣動矢量噴管的物理模型如圖1所示。主要包括收斂段、擴張段、二次流通道和引射通道。喉道二次流和擴張段二次流為閥門結(jié)構(gòu)的注射方式如圖1（a）所示，二次流出口位于噴管內(nèi)，根據(jù)不同狀態(tài)的需求，通過轉(zhuǎn)動閥門調(diào)節(jié)二次流的關(guān)閉或開啟角度。喉道二次流的角度β為60°和74.5°2種情況，擴張段二次流的角度α為30°和60°2種情況,二次流角度指二次流和擴張段的夾角；β＝0°時喉道二次流閥門關(guān)閉，α＝0°時擴張段二次流閥門關(guān)閉。二次流為常規(guī)的注射方式如圖1（b）所示，非閥門結(jié)構(gòu)，出口位于擴張段壁面位置，并垂直于擴張段。

圖1 固定幾何氣動矢量噴管物理模型

2 計算方法

2.1 流場計算

運用商業(yè)軟件進行全3維流場計算，熱燃氣假設(shè)為理想可壓縮流體，使用基于密度耦合算法，湍流模型采用SST k-ω模型，主流邊界條件設(shè)置為壓力入口，總溫為1100 K，總壓為0.3、0.4 MPa；二次流設(shè)置為壓力入口，總溫為288 K，總壓為0.3～0.6 MPa；壓力出口溫度為288 K，總壓為0.1 MPa。

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，總數(shù)控制在190萬左右。整個計算域中心對稱面網(wǎng)格分布如圖2所示，噴管區(qū)域?qū)ΨQ面網(wǎng)格如圖3所示。在內(nèi)流道對網(wǎng)格進行加密，外場網(wǎng)格逐漸變稀。

圖2 對稱面網(wǎng)格分布

圖3 噴管區(qū)域網(wǎng)格分布

2.2 軸向推力系數(shù)和矢量角計算

噴管的推力為出口氣流動量與壓差在出口面上積分的和，X方向的實際推力Fx為式中：m˙為實際質(zhì)量流量；Ux為出口截面的X方向的速度；Pe為出口截面的靜壓；Ae為出口截面的面積。

定義軸向推力系數(shù)Cfx為X方向?qū)嶋H推力Fx與總的理想推力Fi（主流與二次流理想推力之和）的比值

式中：Ui為等熵完全膨脹時噴管出口速度

矢量角δ的大小反映了縱向推力Fy與軸向推力Fx比值的大小，定義為

喉道控制率RTAC為喉道面積最大值與最小值之差與最小面積的比值

3 計算方法驗證

根據(jù)數(shù)值計算模型，進行了冷態(tài)吹風試驗，其中NPR=4時，中間非偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的靜壓數(shù)值計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比如圖4所示。從圖中可見計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本吻合，驗證了數(shù)值計算方法的可行性。

圖4 壁面中心線靜壓分布

4 計算結(jié)果與分析

4.1 推力系數(shù)的影響因素

針對β＝0°、α=60°的幾何模型，研究了主流落壓比（NPR=3、4）和擴張段二次流落壓比（SPR＝3、4、5、6）對推力系數(shù)的影響；針對β＝0°的幾何模型，在NPR＝4的情況下，研究了α對軸向推力系數(shù)的影響；針對 α=30°、β＝74.5°的幾何模型，在 NPR＝3、SPR=6的情況下，研究了引射方式對噴管性能的影響；計算結(jié)果如圖5所示。從圖中可見，NPR不變，隨著SPR增大噴管軸向推力系數(shù)減小，SPR從3增加到6時，軸向推力系數(shù)減小約3%～4%；SPR不變，隨著NPR增大軸向推力系數(shù)增大，NPR從3增加到4，軸向推力系數(shù)減小約5%；二次流壓力不變，二次流角度α增加，軸向推力系數(shù)最大減小1.5%；引射開啟后的軸向推力系數(shù)比引射關(guān)閉時最大提高5%。

圖5 N PR、S PR、α和injection對推力系數(shù)的影響

NPR和SPR對流場馬赫數(shù)的影響如圖6所示。從圖中可見，在NPR一定的情況下，隨著SPR增大，二次流對主流造成的斜激波位置會向前移動，說明SPR增大對主流具有更強的擾動作用，使得噴管軸向推力系數(shù)減小；在SPR一定的情況下，隨著NPR增大，二次流對主流造成的斜激波位置會向后移動，并且擴張段后段低速流動區(qū)域減小，說明NPR增大會減弱二次流對主流的擾動作用，并且更接近設(shè)計狀態(tài)，減少過膨脹區(qū)域，使得噴管軸向推力系數(shù)增大。

圖6 N PR和S PR對流場馬赫數(shù)的影響

引射對流場馬赫數(shù)及流場靜壓的影響分別如圖7、8所示。從圖中可見，在NPR=3時噴管處于過膨脹狀態(tài)，擴張段出現(xiàn)較大面積的負壓區(qū)和低速區(qū)，在引射關(guān)閉時噴管末端出現(xiàn)外界大氣被引到噴管內(nèi)部的現(xiàn)象，出現(xiàn)反流，降低噴管推力性能；在引射開啟后，引射流與主流混合提高噴管流量，增加噴管動量，減少主流區(qū)域的負壓區(qū)，同時減少末端氣體引入導(dǎo)致的反流現(xiàn)象。

圖7 引射對流場馬赫數(shù)的影響

擴張段二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響如圖9所示。從圖中可見，隨著二次流角度α增大，二次流對主流造成的斜激波位置會向前移動，說明α增大會加強二次流對主流的擾動作用，使得噴管軸向推力系數(shù)減小。

圖8 引射對流場靜壓的影響

圖9 擴張段二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響

4.2 矢量角的影響因素

針對圖1（b）所示的幾何模型，研究了主流落壓比（NPR=3、4）和二次流落壓比（SPR＝3、4、5、6）對矢量角的影響，計算結(jié)果如圖10所示。從圖中可見，擴張段二次流注射方式非閥門結(jié)構(gòu)時產(chǎn)生的最大矢量角約為9°；當主流壓力不變時，隨著二次流壓力增加噴管矢量角增大，最大增加約為3°；當二次流壓力不變時，隨著主流壓力增加矢量角約減小3°～4°。

圖10 N PR、S PR和α對矢量角的影響

針對β＝0°的幾何模型，在主流落壓比NPR＝3的情況下，研究了擴張段二次流角度（α=30°、60°）對矢量角的影響，計算結(jié)果如圖10所示。從圖中可見，擴張段二次流注射方式為閥門結(jié)構(gòu)時產(chǎn)生的最大矢量角為17°，明顯高于擴張段二次流注射方式為非閥門結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的最大矢量角；隨著擴張段二次流角度增加，矢量角略有減小約為0.5°。

NPR和SPR對流場馬赫數(shù)的影響如圖11所示。從圖中可見，當主流壓力不變時，隨著二次流壓力增加，激波位置向下移動，矢量角增大，說明二次流壓力增加對主流影響增大；二次流壓力不變，隨著主流壓力增加，激波位置向上移動，矢量角減小，說明主流壓力增加需要相應(yīng)增加二次流壓力才能滿足矢量角的需求。

圖11 N PR和S PR對流場馬赫數(shù)的影響

擴張段二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響如圖12所示。從圖中可見，隨著擴張段二次流角度增大，激波位置變化不太明顯，尾噴流偏轉(zhuǎn)角度略有減小，說明擴張段二次流角度對矢量角影響不大。另外，根據(jù)圖11、12對比可知，注射方式為閥門結(jié)構(gòu)的擴張段二次流產(chǎn)生的矢量偏轉(zhuǎn)效應(yīng)明顯優(yōu)于注射方式為非閥門結(jié)構(gòu)的擴張段二次流。

圖12 擴張段二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響

4.3 喉道控制率的影響因素

針對α＝0、β=74.5°的幾何模型，研究了主流落壓比（NPR=3、4）和喉道二次流落壓比（SPR＝3、4、5、6）對喉道控制率的影響，計算結(jié)果如圖13所示。從圖中可見，當主流壓力不變時，隨著喉道二次流壓力增加，喉道控制率增大，最大增加約18%；當二次流壓力不變時，隨著主流壓力增加，喉道控制率減小約2%～11%。

圖13 N PR、S PR和β對喉道控制率的影響

主流壓力和二次流壓力對流場馬赫數(shù)的影響圖14所示。從圖中可見，當NPR不變時，隨著SPR增大，二次流出口馬赫數(shù)增大，二次流后面的低速區(qū)增加，主流高速區(qū)向中心線方向偏移，噴管有效流通面積減小，噴管喉道控制率提高；當SPR不變時，隨著NPR增大，二次流出口馬赫數(shù)減小，二次流后面的低速區(qū)減小，主流高速區(qū)向壁面方向偏移，噴管有效流通面積增大，噴管喉道控制率降低。

針對α=60°的幾何模型，在NPR＝3、擴張段SPR=3的情況下，研究了喉道兩側(cè)二次流角度（β=60°、74.5°）對喉道控制率的影響，計算結(jié)果如圖14所示。從圖中可見，隨著喉道二次流角度增大，喉道控制率增加約為5%～20%，最大為0.59。

圖14 N PR和S PR對流場馬赫數(shù)的影響

喉道二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響如圖15所示。從圖中可見，隨著喉道二次流角度增大，二次流出口馬赫數(shù)增大，二次流后面的低速區(qū)增加，主流高速區(qū)減小，噴管有效流通面積減小，噴管喉道控制率提高。

圖15 擴張段二次流角度對流場馬赫數(shù)的影響

5 結(jié)論

本文通過對主流、喉道二次流、擴張段二次流、引射等各因素對固定幾何氣動矢量噴管推力系數(shù)、推力矢量角和喉道控制率等氣動性能的影響分析，得到以下結(jié)論。

（1）在本文的研究范圍內(nèi)，主流落壓比由3增加到4時軸向推力系數(shù)增加約為5%；擴張段二次流落壓比由3增加到6時軸向推力系數(shù)約減小3%～4%；主流落壓比為3時，引射開啟后的軸向推力系數(shù)比引射關(guān)閉時最大提高5%；擴張段二次流角度由30°增加到60°時軸向推力系數(shù)最大減小1.5%；

（2）主流落壓比由3增加到4時矢量角減小約3°～4°；擴張段二次流落壓比由3增加到6時噴管矢量角增大，最大增加約3°；隨著擴張段二次流角度增大，矢量角略有減?。蛔⑸浞绞綖殚y門結(jié)構(gòu)的擴張段二次流產(chǎn)生的最大矢量角比注射方式為非閥門結(jié)構(gòu)的擴張段二次流約大8°；

（3）喉道二次流落壓比由3增加到6時喉道控制率最大增大約18%；主流落壓比由3增加到4時喉道控制率減小約2%～11%；喉道二次流角度由60°增大到74.5°時，喉道控制率提高約5%～20%。

引射是1種有效提高低狀態(tài)（如NPR=3）下固定幾何氣動矢量噴管推力系數(shù)的方式；擴張段二次流注射方式為閥門結(jié)構(gòu)時能有效提高噴管矢量偏轉(zhuǎn)角；喉道二次流注射方式為閥門結(jié)構(gòu)時能有效控制噴管喉道面積；引射和閥門結(jié)構(gòu)的二次流注射方式的提出為固定幾何氣動矢量噴管的工程化應(yīng)用提供了新方向。

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