陳航

摘要：采用數(shù)值模擬方法計算分析了射流角度對氣動矢量噴管流動結(jié)構(gòu)和性能的影響?；谠囼炘O(shè)計和近似模型方法，結(jié)合數(shù)值模擬，構(gòu)建了氣動矢量噴管模型。將氣動矢量噴管模型集成到發(fā)動機(jī)總體性能程序中，以某航空發(fā)動機(jī)為研究對象，分析了發(fā)動機(jī)不同狀態(tài)下的氣動矢量噴管性能情況。研究結(jié)果表明：在一定的幾何與氣動參數(shù)條件下，存在使氣動矢量角最大的射流角度。隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度和引氣量的增加，氣動矢量角最大模式下的射流角度均逐漸減小，垂直噴射或順流向?qū)μ嵘龂姽芡屏ο禂?shù)有利。

關(guān)鍵詞：氣動矢量噴管;試驗設(shè)計;近似模型;射流角度;氣動矢量角

中圖分類號：V233.757? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）11-0004-02

0? 引言

氣動矢量噴管在減輕發(fā)動機(jī)重量、減少成本、實現(xiàn)飛機(jī)后體與發(fā)動機(jī)高度一體化方面具有明顯的技術(shù)優(yōu)勢，是未來高推重比渦扇發(fā)動機(jī)的首選技術(shù)方案之一[1]。相對于機(jī)械式矢量噴管，氣動矢量噴管內(nèi)部流動復(fù)雜，涉及到二次流噴射對超聲速主流的摻混、流動分離和激波，且影響因素更多，并呈現(xiàn)高度的非線性和多因素交互性。對于氣動矢量噴管，國內(nèi)外學(xué)者基于數(shù)值模擬和試驗技術(shù)開展了大量的研究工作[2-5]，對其性能和響應(yīng)規(guī)律進(jìn)行不斷的探索，得到了主、次流氣動、幾何參數(shù)對噴管推力矢量的定量影響關(guān)系。

但目前的研究大都集中在氣動矢量噴管本身，沒有考慮發(fā)動機(jī)和氣動矢量噴管的耦合，且不涉及二次流射流角度的控制研究。本文從氣動矢量噴管模型入手，開展不同射流角度對噴管流動情況的數(shù)值模擬計算分析?；谠囼炘O(shè)計和近似模型構(gòu)建了氣動矢量噴管模型，建立了主、次流氣動、幾何參數(shù)和噴管性能參數(shù)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系。將氣動矢量噴管模型集成到航空發(fā)動機(jī)總體性能程序中，使噴管主次流進(jìn)口參數(shù)與發(fā)動機(jī)模型相關(guān)聯(lián)，對發(fā)動機(jī)不同狀態(tài)下的噴管推力矢量特性進(jìn)行分析，對二次流射流角度變化規(guī)律進(jìn)行研究。

1?; 數(shù)值方法

1.1 物理模型與網(wǎng)格劃分

本文研究的氣動矢量噴管是結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示的二元矩形收-擴(kuò)噴管，并通過自編程序控制射流口位置和角度（下壁面為單排射流口）。射流角度的規(guī)定見圖1，以主流方向為基準(zhǔn)（0°），逆主流方向為射流角大于90°方向。

1.2 邊界條件和求解方法

主流和二次流進(jìn)口選用壓力進(jìn)口邊界，給定總溫、總壓，出口選用壓力出口，給定靜壓，噴管外流入口給定黎曼邊界條件，壁面條件設(shè)定為絕熱、無滑移條件。

采用變步長四階Runge-Kutta方法進(jìn)行時間推進(jìn)求解，對流項采用二階迎風(fēng)格式離散求解，粘性項采用中心差分格式。湍流模型選擇SST k-ω湍流模型，同時由于擴(kuò)張段噴管氣流達(dá)到了超聲速，因此選用基于密度的穩(wěn)態(tài)方程，流體介質(zhì)選用理想氣體。

2? 射流角度對氣動矢量噴管性能影響

射流角θ會對次流與主流摻混時的動量及能量交換產(chǎn)生較大影響，從而影響到摻混流場結(jié)構(gòu)，并最終影響噴管矢量性能。選取二次流相對位置0.7，NPR=8、10、12，SPR=0.8、1.0、1.2時，對θ取90～130°時的噴管矢量性能作了研究。

隨著射流角度θ的增大，氣動矢量角增大，可見射流角度θ對噴管流場結(jié)構(gòu)有較大影響。但當(dāng)射流角度θ增大到一定程度時，在射流角度θ=110°、120°時氣動矢量角基本相同，噴管內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)變化不再明顯，繼續(xù)增大射流角度，氣動矢量角反而降低，即在一定的幾何與氣動參數(shù)條件下，存在一個最佳的噴射角度，使得噴管氣動矢量角達(dá)到最大。

3? 氣動矢量噴管模型研究

3.1 氣動矢量噴管試驗設(shè)計方法

影響氣動矢量噴管的因素很多，DOE試驗設(shè)計方法以其獨(dú)有的多維數(shù)組均值算法可以有效地應(yīng)對多變量、大范圍的影響參數(shù)，合理安排試驗參數(shù)的組合，使得試驗點(diǎn)大大減少，且具有較好的可信度。本文中選用的最優(yōu)拉丁采樣算法，該方法保證每個因子選取的不可重復(fù)性，并可以使所有的試驗點(diǎn)盡量均勻地分布在設(shè)計空間，具有非常好的空間填充性和均衡性。

為研究二次流射流口位置和角度對氣動矢量噴管性能的影響，通過自編程序用來控制二次流射流口位置和角度，搭建了基于DOE試驗設(shè)計方法的氣動矢量噴管特性計算流程。

影響氣動矢量噴管性能的因素主要有：

主流落壓比（NPR）：4.5～18;二次流總壓比（SPR）：0.8～1.2;二次流射流口相對位置（x/x1，相對于擴(kuò)張段軸向長度）：0.5～0.8;射流角度（θ，相對于主流方向）：90～140°。

對以上因素對噴管性能的影響進(jìn)行計算和分析。

對以上4個因素分別取值86個試驗點(diǎn)，生成設(shè)計矩陣，并進(jìn)行計算。

3.2 氣動矢量噴管近似模型構(gòu)建

為對比不同近似模型的精度，本文分別采用徑向基RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型及多項式回歸模型對上述得到的氣動矢量噴管數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行近似建模，同時做了二階、三階和四階的對比分析，對擬合精度和可信度進(jìn)行比較分析。

對樣本數(shù)據(jù)擬合度可用均方根誤差（RMSE）相對值和決定系數(shù)R2兩個標(biāo)準(zhǔn)檢驗，RMSE→0表示響應(yīng)值誤差小，R2→1則表明響應(yīng)值與原模型相似度高。

徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型以其強(qiáng)大的逼近復(fù)雜非線性函數(shù)的能力偏差最小，擬合精度最高。也說明氣動矢量噴管具有高度的非線性及相互的關(guān)聯(lián)性，利用多項式回歸方法很難完整的表達(dá)出其特性。

4? 氣動矢量噴管二次流射流角度的優(yōu)化

對于氣動矢量噴管，二次流射流位置是固定的，可調(diào)節(jié)幾何參數(shù)的只有射流角度，開展氣動矢量噴管射流角度控制規(guī)律的優(yōu)化，可以為氣動矢量噴管的設(shè)計和控制提供參考。

將構(gòu)建的氣動矢量噴管模型集成到發(fā)動機(jī)總體性能程序中，構(gòu)建二次流引氣流路及噴管主流進(jìn)口參數(shù)接口，以某高推重比發(fā)動機(jī)為研究對象，進(jìn)行氣動矢量噴管二次流射流角度規(guī)律的研究。

計算條件：二次流射流口相對位置x/x1=0.7;優(yōu)化變量：二次流入射角度θ;變量范圍：90～140°;引氣位置：外涵道進(jìn)口。

二次流引氣量為外涵進(jìn)口截面的5～15%，開展不同引氣量對氣動矢量噴管性能影響的計算分析。隨著引氣量的增加，使得噴管內(nèi)產(chǎn)生的斜激波強(qiáng)度增強(qiáng)，氣動矢量角增加，推力系數(shù)減少，氣動矢量角最大優(yōu)化模式的二次流射流角度逐漸減小，在引氣量為外涵進(jìn)口截面的5%增大到15%時，矢量角最大模式下的二次流射流角度從130°減小到103°，推力系數(shù)最大模式下二次流射流角度依然保持優(yōu)化范圍最小角度90°。

在引氣位置固定之后，二次流射流角度是氣動矢量噴管的重要影響因素，因此，在氣動矢量噴管的設(shè)計過程中，需要對發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)下的氣動矢量角和推力系數(shù)進(jìn)行綜合考慮，提升發(fā)動機(jī)性能。

5? 結(jié)論

①在一定的幾何與氣動參數(shù)條件下，存在一個最佳的噴射角度，使得噴管氣動矢量角最大。②氣動矢量噴管具有高度的非線性及多影響因素的交互性，通過與多項式回歸模型的對比，徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型更適合用于表達(dá)氣動矢量噴管特性。③隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度和引氣量的增加，氣動矢量角最大對應(yīng)的二次流射流角度均逐漸減小，垂直主流噴射或順流向?qū)μ嵘龂姽芡屏ο禂?shù)有利，氣動矢量噴管的設(shè)計要在氣動矢量角和推力系數(shù)中進(jìn)行綜合選取。

參考文獻(xiàn)：

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[2]Deere K A. Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA Langley Research Center[R]. AIAA 2003-3800.

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