激波控制矢量噴管流動與工作特性研究

(北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191)

吳 盟，額日其太

1 引言

推力矢量技術可顯著提高飛機和導彈的機動性、靈活性、生存能力，是未來高性能飛行器的關鍵技術之一。激波控制矢量噴管結構簡單、重量輕，是矢量噴管技術的重要發展方向。與機械調節噴管相比，激波控制矢量噴管可使噴管重量減輕24%～80%，發動機推重比提高7%～12%，噴管成本和維護費用降低37%～53%[1]。另外，通過消除運動部件和縫隙，還可減小雷達散射截面，提高飛機隱身性能。

激波控制矢量噴管是在噴管擴張段注入射流，產生一道斜激波，噴管主流通過斜激波時發生偏轉，從而產生矢量推力，實現推力矢量控制。激波控制矢量噴管可產生較大的矢量角度。對于其工作機理及特性，國內外均進行了較多研究，發現隨著落壓比的增大，噴管的推力矢量性能降低[2～6]，較高飛行馬赫數下噴管的推力矢量性能降低[7]，但仍未完全研究清楚外流馬赫數和落壓比對噴管推力矢量性能的影響機制。為此，本文利用數值模擬方法，研究了噴管流場結構，軸向推力和推力矢量隨射流流量、外流馬赫數、落壓比的變化規律，并在此基礎上分析了以上因素對噴管推力矢量性能的影響機制。

2 數值模擬方法

2.1 計算格式及驗證

本文采用的數值模擬方法為時間推進的有限體積法，控制方程為一般曲線坐標系下強守恒形式的N-S方程。為提高收斂速度和求解精度，離散格式選用隱式二階迎風格式，湍流模型為RNGk-ε二方程模型。

為驗證數值計算方法，對文獻[4]中激波控制矢量噴管方案1進行數值模擬，并與其試驗結果進行對比，圖1為壁面壓力分布對比結果。圖中，p/p0為壁面壓力與噴管進口總壓之比，X/Xt為噴管不同位置與噴管長度之比。從圖中看，數值模擬結果與試驗結果吻合很好，說明本文采用的數值模擬方法可很好地模擬激波控制矢量噴管的流動。

2.2 計算有關參數

研究對象為軸對稱收擴噴管，設計落壓比NPRD=7。噴管喉道直徑為30.00 mm，噴管總長度Xt=69.06 mm，擴張段長度Lt=40.78 mm，注氣縫位于擴張段上，且其中心線到噴管進口的長度Xi=58.06 mm，注氣縫寬度為2.00 mm，注氣縫周向角度為60°，射流方向垂直于噴管軸線方向。

圖2所示為計算用的分區結構化網格。為提高計算精度，對壁面和注氣縫附近區域進行了加密。

基本計算條件為：主流和射流進口總壓均為500 kPa，進口總溫均為300 K。外流馬赫數為0.01，環境壓力為100 kPa，環境總溫為300 K。

3 結果分析

3.1 噴管軸向推力與矢量力分析

噴管的軸向推力Fx可用下式描述：

式中：m為噴管質量流量，Vex為噴管出口截面氣流軸向速度，p為噴管出口截面氣流壓力，pa為環境壓力。由于噴管出口截面氣流參數并不均勻，因此應將式(1)寫成如下積分形式，并在噴管出口截面進行積分運算。

式中：ρ為氣體密度。噴管推力包括兩部分，第一部分來源于氣體的高速運動(動量推力，記作Fx1)，第二部分來源于噴管出口壓力與環境壓力之差(壓差推力，記作Fx2)。則：

噴管產生的矢量力Fy可寫成如下形式：

式中：Vey為噴管出口截面垂直于軸向的氣流速度。則噴管的矢量角α為：

為對比研究，將氣流速度與噴管軸線不重合所產生的矢量角定義為速度矢量角αV，即噴管氣流偏轉角。

3.2 落壓比NPR=5時的噴管流場結構

由文獻[1]可知，噴管在小落壓比下推力矢量性能較好，且小落壓比下試驗比較容易實現。本文重點研究NPR=5時噴管的流場結構。

圖3為NPR=5時噴管對稱面馬赫數和壓力分布圖，以及噴管對稱面注氣縫附近的速度矢量圖。從圖中看，噴管擴張段注氣縫注入射流后，主流受到射流干擾，在注氣縫上游產生弓形激波、分離區和分離激波。弓形激波與分離激波匯合，形成斜激波和λ波系，噴管氣流通過斜激波時發生偏轉。分離區內氣流馬赫數較低，壓力較高，在噴管上壁面形成高壓區；在噴管注氣縫下游，形成一與外界環境連通的開放回流區，回流區及其臨近壁面壓力受環境壓力影響，并與環境壓力接近。在本算例計算條件下，噴管下壁面未受射流影響，壁面壓力分布沒有發生變化；由于上壁面壓力升高，下壁面壓力無變化，因此噴管上、下壁面形成很大壓差，產生矢量推力。

3.3 射流流量對噴管性能的影響

為研究射流流量對噴管性能的影響，在其它參數不變的條件下，將射流流量比的變化范圍調整為4.10%～8.18%。

表1所示為射流流量對噴管推力矢量性能的影響(ms/mm表示擴張段射流占主流的百分比，η為噴管的推力矢量效率)。從表中可以看到，隨著射流流量的增大，Fx與Fy均增大且Fx增大量較小，因此矢量角增大。但是，隨著射流流量的增大，噴管推力矢量效率逐漸降低，因此小射流流量時矢量角變化較快，大射流流量時變化較慢。如射流流量從4.10%增加到6.83%時，矢量角增大2.09°；射流流量從6.83%增大到8.18%時，矢量角只增加了0.21°。

表1 射流流量對噴管推力性能的影響Table 1 Nozzle performance for different injection flow rates

圖4所示為不同射流情況下噴管的壁面壓力分布圖(圖中0°表示射流一側的壁面中心線，90°、180°分別為側邊和與注氣縫相對的壁面中心線，下同)，圖5為不同射流流量時噴管對稱面的壓力分布圖。由圖中可看出，隨著射流流量的增大，射流的穿透深度增大，分離激波的位置前移、強度增大，分離區擴大，使上壁面高壓區范圍擴大、壓力升高，而下壁面壓力分布未受影響，所以噴管上、下壁面壓差增大，矢量角逐漸增大。但矢量角的變化率低于射流流量的變化率，因此推力矢量效率逐漸降低。當射流流量增大到一定程度(如8.18%)時，斜激波在下壁面發生反射，造成噴管出口附近的下壁面壓力升高，上、下壁面壓差減小，產生的矢量角與6.83%時的基本相同，但噴管的推力矢量效率顯著降低。

3.4 外流馬赫數對噴管性能的影響

外流馬赫數Ma(far)的變化范圍為0.01～2.50，其余計算參數不變。

Table 2 Nozzle performance for different flight Mach number

外流馬赫數對噴管性能的影響見表2。可見，隨著馬赫數的增大，Fx與Fy均減小且Fy減小較多，因此噴管推力矢量性能降低。不過激波控制矢量噴管在實際應用中還要考慮飛行器飛行速度的影響。

圖6、圖7分別為外流馬赫數對噴管壁面壓力和對噴管對稱面流場壓力分布的影響(為了強調對比，圖中壓力分布范圍為進口總壓的0.12～0.48倍)。可見，隨著外流馬赫數的增加，噴管注氣縫下游壓力降低，下壁面基本無變化，因此上、下壁面壓差減小，噴管推力矢量性能下降。原因為外流馬赫數較大時，外流沿噴管外壁面膨脹，并在噴管出口附近形成大的分離區，使得噴管出口附近壓力顯著降低。外流馬赫數越大，分離區越大，分離區內壓力就越低。另外，由于噴管注氣縫下游形成了開放的回流區(見圖3)，且回流區內速度較低、壓力受環境壓力影響很大，因此擴張段上壁面注氣縫下游壓力與出口附近壓力接近，并隨著外流馬赫數的增大而降低；下壁面未受環境壓力影響，壁面壓力分布無變化，因此噴管上、下壁面壓差降低，噴管推力矢量性能降低。

3.5 落壓比對噴管性能的影響

落壓比變化范圍為4～50，其余計算參數不變。

表3為落壓比對噴管軸向推力的影響。從表中可以看到，隨著落壓比的增大，Fx1/Fx減小，Fx2/Fx增大。圖8所示為落壓比對矢量角和速度矢量角的影響。從圖中看，落壓比較小時，噴管矢量角略大于速度矢量角；落壓比較大時，噴管矢量角小于速度矢量角，推力矢量性能下降。其原因是：噴管落壓比從較小值開始增大的過程中，會經歷過度膨脹、完全膨脹和欠膨脹等不同工作狀態。由式(2)可知，當落壓比較小、噴管工作在過度膨脹狀態時，噴管出口壓力低于環境壓力，Fx2為負值，導致Fx1大于Fx，因此矢量角大于速度矢量角；隨著落壓比的增大，噴管出口壓力高于環境壓力，Fx2為正值，這時Fx1小于Fx，因此矢量角小于速度矢量角。而且，噴管欠膨脹程度越高，Fx2越大，矢量角和速度矢量角的差就越大。

表3 落壓比對噴管推力組成的影響Table 3 Thrust component for differentNPR

圖9為落壓比對噴管壁面壓力分布的影響。由圖中可以看到，隨著落壓比的增大，注氣縫上游產生的分離激波位置略有后移，分離區減小，在噴管上壁面形成的高壓區減小，注氣縫上游區域的平均壁面壓力降低；落壓比增大時，環境壓力降低，由于注氣縫下游的回流區與環境連通，注氣縫下游的壁面壓力也降低；而噴管下壁面壓力未受落壓比的影響，因此噴管上、下壁面的壓差減小，矢量性能降低。

4 結論

(1)隨著外流馬赫數的增大，噴管推力矢量效率降低。在激波控制矢量噴管應用過程中，要考慮飛行速度的影響，并盡量避免噴管出口形成大的低壓區。

(2)增大射流流量可有效增大噴管矢量推力，不過當射流流量過大時，斜激波可能會影響下壁面的壓力分布，導致推力矢量性能下降。

(3)落壓比增大使得噴管的推力矢量性能降低。在落壓比增大過程中，噴管工作狀態從過膨脹狀態向欠膨脹狀態轉變，壓差推力越來越大，噴管的矢量角和氣流偏轉角相差也越來越大。

(4)噴管推力矢量性能對噴管壁面的壓力分布變化較為敏感，激波控制矢量噴管可通過提高上壁面壓力或降低下壁面壓力來提高其推力矢量性能。

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