權(quán)曉波，魏海鵬，王占瑩，陳 浮，俞建陽

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；3.哈爾濱工業(yè)大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院，哈爾濱，150001）

0 引 言

隨著飛行裝置機(jī)動(dòng)性和敏捷性的不斷提高，傳統(tǒng)的氣動(dòng)控制面技術(shù)往往存在控制力不足、效率低下、末段過載等問題。目前，推力矢量控制技術(shù)成為解決上述問題的關(guān)鍵技術(shù)之一［1］。作為非傳統(tǒng)的氣動(dòng)控制技術(shù)，按照控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)可分為擺動(dòng)噴管［2］、燃?xì)舛妗?cè)噴和擾流片［3］等。

擾流片是具有一定形狀、結(jié)構(gòu)簡單的平板狀裝置，兼具質(zhì)量輕、體積小、信號反應(yīng)快等特點(diǎn)。擾流片安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口外側(cè)，工作狀態(tài)下擾流片發(fā)生偏轉(zhuǎn)并延伸至噴管出口截面內(nèi)，誘發(fā)壁面流動(dòng)分離，激波發(fā)生偏斜，改變擴(kuò)張段原有的對稱壓力分布，從而提供用于控制飛行器俯仰、偏航的側(cè)向力［4］。擾流片的形狀主要有圓弧凸凹形、矩形等，擾流片的安裝間距和面積堵塞比也能決定噴管產(chǎn)生側(cè)向推力及誘發(fā)推力損失。擾流片式推力矢量控制系統(tǒng)最早用于俄羅斯R-73 導(dǎo)彈，后在其他巡航導(dǎo)彈、反坦克導(dǎo)彈的噴管出口中也得到應(yīng)用。

在對噴管推力矢量控制技術(shù)的不斷改進(jìn)完善過程中，國內(nèi)外不同高校和科研機(jī)構(gòu)分別開展了擾流片作用下噴管推力矢量流場特性研究。王曉輝等［5］使用膨脹波理論和超聲速流動(dòng)基本原理，提出了減小擾流片對核心射流影響、消除擾流片側(cè)向引起推力損失的方法。王寶壽等［6］進(jìn)行了水下點(diǎn)火縮比試驗(yàn)，研究了擾流片水下推力矢量控制特性。黃勇等［7］分析了出口小突片對噴管推力矢量特性的影響。左秀娟等［8］通過實(shí)驗(yàn)測量獲得了擾流片下游的噴管截面渦量、速度場等流場細(xì)節(jié)。叢戎飛等［9］利用數(shù)值方法研究了圓形、弧頂矩形及扇形3種形狀的擾流片對噴管推力矢量特性的影響。

本文基于雷諾平均數(shù)值模擬方法，開展圓弧凸形擾流片對噴管推力矢量特性的影響研究。探討擾流片的安裝間距、面積堵塞比等幾何參數(shù)對噴管推力矢量特性及流場的影響，并對噴管中心線、壁面等處的流場特征進(jìn)行重點(diǎn)分析。

1 數(shù)值模型與方法驗(yàn)證

1.1 控制方程

首先對流體介質(zhì)進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮喕?，將發(fā)動(dòng)機(jī)尾部附體氣泡內(nèi)燃?xì)狻l(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)夂涂諝庖暈橐环N介質(zhì)，為理想氣體，其屬性按燃?xì)鈪?shù)定義，并定義為主相，另一種介質(zhì)則為不可壓的水。采用雷諾時(shí)均化平衡均質(zhì)多相流VOF 模型作為流動(dòng)控制方程，包括連續(xù)性方程、動(dòng)量方程、能量方程、體積分?jǐn)?shù)輸運(yùn)方程和狀態(tài)方程。

a）連續(xù)性方程。

b）動(dòng)量方程。

c）能量方程。

d）水相體積分?jǐn)?shù)方程。

e）狀態(tài)方程。

1.2 數(shù)值模型和方法

本文基于Realizablek-ε湍流模型的雷諾平均方法，結(jié)合多重網(wǎng)格技術(shù)建立了數(shù)值仿真模型。圖1給出了加裝有擾流片的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管幾何示意，坐標(biāo)原點(diǎn)（O）位于噴管喉部中心處。本文使用的噴管擴(kuò)張比為4，并在圖1 中分別標(biāo)記了噴管的主要特征尺寸。具體的幾何參數(shù)見表1。

表1 噴管和擾流片的基本幾何參數(shù)Tab.1 Basic geometric parameters of flow slices

圖1 噴管加裝擾流片后的幾何示意Fig.1 Geometry of nozzle with spoiler

本文采用柱形數(shù)值計(jì)算域，計(jì)算域的軸向和徑向尺寸設(shè)計(jì)足夠大，從而能有效削弱數(shù)值邊界的干擾并提高穩(wěn)定性。柱形計(jì)算域的直徑為1.5 m（大于80 倍喉部直徑），軸向總長度為4 m。除噴管進(jìn)口邊界和一些壁面邊界外，計(jì)算域四周均設(shè)置為壓力出口邊界，將燃燒室進(jìn)口壓力條件設(shè)置為燃燒室總壓，噴管出口為水環(huán)境條件，背壓為7p0。

計(jì)算域網(wǎng)格示意如圖2所示，文中的計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分方法，并對噴管周圍網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理。該套網(wǎng)格能夠較為準(zhǔn)確地獲取噴管推力矢量特性參數(shù)，且對計(jì)算資源的消耗較少。

圖2 計(jì)算域網(wǎng)格示意Fig.2 Computational domain grid

1.3 無量綱化及參數(shù)

本文定義了如下無量綱化參數(shù)：

a）壓強(qiáng)系數(shù)（Cp）：將壓力用大氣壓無量綱化。

b）擾流片無量綱安裝間距（gap）：以噴管出口直徑D進(jìn)行無量綱化。

本文以零安裝間距、面積堵塞比為13%的方案為基準(zhǔn)，對其他數(shù)值方案的推力合力、側(cè)向推力和速度進(jìn)行了無量綱化：

c）無量綱化推力（Fthrust）：

d）無量綱化側(cè)向力（Flateral）：

e）無量綱化速度（V）：

其中，F(xiàn)t，F(xiàn)l，Vt分別為其他方案的噴管推力合力、側(cè)向力和速度，F(xiàn)t，0，F(xiàn)l，0，Vt，0分別為基準(zhǔn)方案的噴管推力合力、側(cè)向力和速度。

f）推力偏轉(zhuǎn)角度如下：

1.4 數(shù)值方法驗(yàn)證

本文選取JPL 噴管的射流實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［10］對數(shù)值模型和計(jì)算方法的可靠性進(jìn)行驗(yàn)證。其中，JPL 噴管的擴(kuò)張比為6.60，出口為大氣環(huán)境。該模型的計(jì)算域包含197 萬網(wǎng)格，在Fluent 中設(shè)置相同的湍流模型和數(shù)值方法。圖3中對比了噴管軸線馬赫數(shù)數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)，數(shù)值仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果變化規(guī)律一致性較好，尤其對于喉部軸線馬赫數(shù)分布特征，有研究表明［11］，位于噴管喉部軸向截面的氣流膨脹沿徑向增強(qiáng)，等馬赫數(shù)面向下游凸起。因此，本文所采用的數(shù)值模型和計(jì)算方法能夠?qū)姽芰鲃?dòng)特征進(jìn)行較為準(zhǔn)確的捕捉。

圖3 JPL噴管流動(dòng)數(shù)值結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)[10]的對比Fig.3 Comparison of flow numerical results of JPL nozzle with experimental data

2 數(shù)值結(jié)果及討論

2.1 擾流片安裝間距對推力矢量特性的影響

2.1.1 推力矢量特性分析

下文首先針對擾流片的安裝間距變化，展開其對噴管推力矢量特性和流場的影響分析。圖4中給出了擾流片的安裝間距對噴管推力和側(cè)向力的影響曲線。當(dāng)無量綱安裝間距小于0.7%時(shí)，噴管推力變化較為平緩。當(dāng)安裝間距大于1.4%時(shí)，噴管推力快速減小，此后隨著安裝間距的增加而不斷降低。

圖4 噴管推力合力隨安裝間距的關(guān)系曲線Fig.4 The relation curve of the net force of the tube thrust and lateral force with installation spacing

擾流片的阻礙作用在其上游擴(kuò)張段產(chǎn)生較大的壁面逆壓，發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象，激波發(fā)生傾斜。流場壓強(qiáng)在流動(dòng)分離和激波后方增大，將導(dǎo)致噴管擴(kuò)張段內(nèi)部的壓強(qiáng)不對稱分布。從圖4中可以看出，隨著安裝間距的增加，總側(cè)向力單調(diào)下降。安裝間隙的泄漏燃?xì)怆S著安裝間距的增大而增加，減弱了擾流片上游的擴(kuò)張段燃?xì)夥e聚，這意味著該處較高的壓強(qiáng)有所下降，緩解了擾流片導(dǎo)致的壓強(qiáng)不對稱分布特性。

2.1.2 流場特性分析

圖5給出了擾流片上游噴管擴(kuò)張段的靜壓云圖和截面流線分布。起始噴管擴(kuò)張段的壁面靜壓沿軸向不斷降低，并經(jīng)歷由擾流片阻礙作用引起的高壓區(qū)及逆壓。當(dāng)x/l>0.8后，壁面靜壓沿流向迅速增加，表明該處壁面邊界層分離并發(fā)出一道斜激波，而噴管內(nèi)部主流對擾流片上游流體的卷吸在其上游形成回流角區(qū)。擾流片安裝間距增大后，燃?xì)饬髁繌拈g隙流出增多，降低了上游角區(qū)的燃?xì)饬?。同時(shí)，噴管壁面靜壓上升的起始位置向后移動(dòng)，這表明燃?xì)獾姆蛛x點(diǎn)后移且逆壓梯度下降，斜激波的壁面處起始位置后移，回流區(qū)域范圍減小，回流區(qū)旋渦強(qiáng)度降低。

圖5 擾流片上游擴(kuò)張段的靜壓及流線分布Fig.5 Distribution of static pressure and streamline in the upstream expansion section of spoiler

2.2 面積堵塞比對推力矢量特性的影響

2.2.1 推力矢量特性分析

本節(jié)對比了擾流片面積堵塞比（Blockagerate，13%、20%、22%、27%、35%、41%）對噴管流動(dòng)的影響，分析不同面積堵塞比下噴管的推力矢量流場特性，這里擾流片面積堵塞比定義為擾流片覆蓋噴管出口面積與噴管出口截面積之比。

從圖6可知，面積堵塞比增大后，噴管推力逐漸降低。初始段噴管推力隨著面積堵塞比的增加而小幅下降，當(dāng)面積堵塞比在27%～35%之間時(shí)，噴管推力的下降速度加劇。當(dāng)面積堵塞比增加至41%時(shí)，噴管推力驟降，表明此時(shí)噴管內(nèi)出現(xiàn)壅塞現(xiàn)象。噴管內(nèi)部擴(kuò)張段的斜激波強(qiáng)度隨著面積堵塞比的增加而增強(qiáng)，噴管出口氣流在側(cè)向上的速度分量也隨之增大，因此噴管總側(cè)向力隨之增大，當(dāng)堵塞比增至35%左右時(shí)，總側(cè)向力和噴管推力矢量偏轉(zhuǎn)角度達(dá)到最大值。當(dāng)面積堵塞比增加至41%時(shí)，內(nèi)部擴(kuò)張段激波向噴灌內(nèi)部移動(dòng)，在壁面發(fā)生反射，降低了壓強(qiáng)分布的不對稱性，進(jìn)而導(dǎo)致噴管出口處的燃?xì)鈧?cè)向速度分量驟降，噴管側(cè)向力大幅下降，導(dǎo)致推力偏轉(zhuǎn)角大幅降低。

2.2.2 流場特性分析

圖7給出了不同面積堵塞比下擾流片附近的靜壓云圖及截面流線分布。噴管擴(kuò)張段內(nèi)部擾流片上游的逆壓梯度隨著面積堵塞比的增加而逐漸增大，擾流片高壓分布區(qū)域和回流區(qū)域增大，而且斜激波強(qiáng)度增大并向噴管上游推移，但其傾斜程度有所下降。當(dāng)面積堵塞比增加至41%時(shí)，斜激波完全進(jìn)入噴管擴(kuò)張段并發(fā)展成為弓形激波，燃?xì)怦R赫數(shù)迅速降低，靜壓則明顯增加。但噴管內(nèi)部擾流片上游仍發(fā)生回流現(xiàn)象，且回流區(qū)域的旋渦增強(qiáng)，影響范圍明顯擴(kuò)大。

圖7 擾流片上游擴(kuò)張段的靜壓云圖及流線分布Fig.7 Static pressure cloud image and streamline distribution of the upstream expansion section of spoiler

3 結(jié) 論

本文采用數(shù)值方法研究了水環(huán)境下擾流片推力矢量特性，討論了擾流片安裝間距和面積堵塞比變化下對推力矢量相關(guān)參數(shù)特性及流場的影響規(guī)律，結(jié)果表明：

a）當(dāng)擾流片的安裝間距增加時(shí)，經(jīng)過安裝間隙流出的燃?xì)饬髁吭黾樱瑢?dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的推力合力、總側(cè)向力下降。當(dāng)安裝間距增大時(shí)，噴管內(nèi)部擴(kuò)張段的分離點(diǎn)及斜激波均后移，噴管出口處的斜激波強(qiáng)度及損失增加，下游的馬赫數(shù)下降。

b）當(dāng)擾流片的面積堵塞比增加時(shí)，起始的噴管推力下降，而噴管總側(cè)向力提升。當(dāng)面積堵塞比增加至41%時(shí)，噴管內(nèi)部出現(xiàn)壅塞現(xiàn)象，導(dǎo)致噴管推力和推力偏轉(zhuǎn)角均明顯下降，斜激波完全發(fā)展至擴(kuò)張段并演變?yōu)楣渭げ?，此時(shí)，噴管對側(cè)的高壓區(qū)將改善擴(kuò)張段內(nèi)部靜壓的不對稱分布。