兩種氣動推力矢量技術的數值模擬研究

張建東， 王占學， 劉增文， 蔡元虎

（西北工業大學 動力與能源學院，陜西 西安710072）

0 引 言

由于機械式推力矢量噴管固有的缺點，如發動機重量的增加、高溫環境下運動件的增多、冷卻要求提高、隱身能力差、可靠性下降、成本增大等，使得很多的研究人員開始探索不需要機械調節的流體推力矢量噴管，即通過在噴管壁面的二次流的注入，從而實現主流方向的改變。這種基于二次流控制的推力矢量噴管與機械式推力矢量噴管相比具有明顯的技術優勢，從而成為噴管矢量控制研究的熱點［1－5］。

綜合起來，主要集中在三種控制方法，即激波矢量控制（Shock Vectoring controlling，SVC）［3－4］技術、噴管喉部偏移（Throat Shift，TS）［1－2］技術、反流控制（Counter Flow，CF）［6］技術。

本文采用數值模擬的方法，對激波矢量控制和喉部偏移兩種噴管氣動矢量控制方法的適用范圍和相關特性進行了研究。

1 噴管幾何結構與氣動條件

1.1 幾何結構

噴管幾何外形［5，7－8］如圖1所示。進口面積（高度）Ain＝0.09876，喉部面積（高度）Ath＝0.05283，膨脹比Ae／Ath＝1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7，以完全膨脹為原則所得各膨脹比所對應的設計落壓比分別是3.059、3.858、4.640、5.432、6.243、7.076、7.933，噴管擴張段長度R＝0.0504，二次流噴射位置x／x1＝0.7247（取噴管喉部為軸向坐標0點，x1為噴管擴張段尾緣軸向位置），二次流噴射孔與噴管主流方向垂直，二次流噴射孔寬度為噴管喉部寬度的7.7%，二次流進口面積大于噴射孔喉部面積，在本文所研究的二次流壓比條件下，二次流噴射孔出口達到聲速。噴管外型面保持不變，而外型面尾緣隨擴張段末端的移動而改變。

圖1 噴管幾何型面Fig.1 Nozzle geometry

1.2 氣動條件

本研究中，假設噴管工作于海平面H＝0km，飛行馬赫數Ma0＝0.3，氣流方向角為0.0°，噴管進口氣流總溫321.6K?！?br>