固定幾何氣動(dòng)矢量噴管氣動(dòng)性能數(shù)值仿真

張少麗，周吉利，賈東兵，徐 速

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

為提高飛機(jī)的作戰(zhàn)能力，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比要求越來(lái)越高，矢量噴管作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)械調(diào)節(jié)矢量噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量輕，無(wú)法滿足高推重比的要求，固定幾何氣動(dòng)矢量噴管采用二次流對(duì)主流的干擾形成矢量偏轉(zhuǎn)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕，可以滿足未來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)的需求[3-4]。

國(guó)外的研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了各種流體推力矢量控制方式的研究，綜合起來(lái)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(yàn)裝置上專(zhuān)門(mén)做了基于激波矢量控制的2元球面收斂/擴(kuò)散調(diào)節(jié)片俯仰推力矢量噴管試驗(yàn)[5]；Deere等在流體偏航矢量噴管的基礎(chǔ)上，開(kāi)展了喉部位置偏移法實(shí)現(xiàn)推力矢量的數(shù)值計(jì)算[6-7]；Leavit等對(duì)多軸推力矢量噴管的吼道傾斜方法進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)研究[8]；Kenrick等對(duì)流體推力矢量噴管的多噴射點(diǎn)方法進(jìn)行了試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算[9]；NASA蘭利研究中心進(jìn)行了大尺寸的反流法實(shí)現(xiàn)推力矢量的試驗(yàn)研究，Hunter等采用PAB3D計(jì)算軟件進(jìn)行了反流法計(jì)算[10]。國(guó)內(nèi)在流體推力矢量技術(shù)方面也開(kāi)展了一定的研究工作。喬渭陽(yáng)等采用試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的方法，研究了二次流噴射對(duì)流體推力矢量的影響[11]；羅靜等采用數(shù)值模擬的方法，計(jì)算分析了流體噴射對(duì)噴管氣動(dòng)矢量角的影響[12]；王占學(xué)等完成了基于二次流噴射的流體推力矢量數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)方案[13-15]。

目前固定幾何氣動(dòng)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)角較小；在非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下的低狀態(tài)（如主流落壓比3）時(shí)噴管推力性能較低；對(duì)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(mén)結(jié)構(gòu)的二次流注射方式（包括喉道和擴(kuò)張段二次流）、二次流氣動(dòng)參數(shù)、主流氣動(dòng)參數(shù)和引射外界氣體對(duì)流場(chǎng)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(dòng)矢量噴管的物理模型如圖1所示。主要包括收斂段、擴(kuò)張段、二次流通道和引射通道。喉道二次流和擴(kuò)張段二次流為閥門(mén)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(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)閥門(mén)調(diào)節(jié)二次流的關(guān)閉或開(kāi)啟角度。喉道二次流的角度β為60°和74.5°2種情況，擴(kuò)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(kuò)張段的夾角；β＝0°時(shí)喉道二次流閥門(mén)關(guān)閉，α＝0°時(shí)擴(kuò)張段二次流閥門(mén)關(guān)閉。二次流為常規(guī)的注射方式如圖1（b）所示，非閥門(mén)結(jié)構(gòu)，出口位于擴(kuò)張段壁面位置，并垂直于擴(kuò)張段。

圖1 固定幾何氣動(dòng)矢量噴管物理模型

2 計(jì)算方法

2.1 流場(chǎng)計(jì)算

運(yùn)用商業(yè)軟件進(jìn)行全3維流場(chǎng)計(jì)算，熱燃?xì)饧僭O(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(wàn)左右。整個(gè)計(jì)算域中心對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格分布如圖2所示，噴管區(qū)域?qū)ΨQ(chēng)面網(wǎng)格如圖3所示。在內(nèi)流道對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行加密，外場(chǎng)網(wǎng)格逐漸變稀。

圖2 對(duì)稱(chēng)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(jì)算

噴管的推力為出口氣流動(dòng)量與壓差在出口面上積分的和，X方向的實(shí)際推力Fx為式中：m˙為實(shí)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(shí)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(jì)算方法驗(yàn)證

根據(jù)數(shù)值計(jì)算模型，進(jìn)行了冷態(tài)吹風(fēng)試驗(yàn)，其中NPR=4時(shí)，中間非偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的靜壓數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖4所示。從圖中可見(jiàn)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算方法的可行性。

圖4 壁面中心線靜壓分布

4 計(jì)算結(jié)果與分析

4.1 推力系數(shù)的影響因素

針對(duì)β＝0°、α=60°的幾何模型，研究了主流落壓比（NPR=3、4）和擴(kuò)張段二次流落壓比（SPR＝3、4、5、6）對(duì)推力系數(shù)的影響；針對(duì)β＝0°的幾何模型，在NPR＝4的情況下，研究了α對(duì)軸向推力系數(shù)的影響；針對(duì) 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(duì)噴管性能的影響；計(jì)算結(jié)果如圖5所示。從圖中可見(jiàn)，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(shí)，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(kāi)啟后的軸向推力系數(shù)比引射關(guān)閉時(shí)最大提高5%。

圖5 N PR、S PR、α和injection對(duì)推力系數(shù)的影響

NPR和SPR對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響如圖6所示。從圖中可見(jiàn)，在NPR一定的情況下，隨著SPR增大，二次流對(duì)主流造成的斜激波位置會(huì)向前移動(dòng)，說(shuō)明SPR增大對(duì)主流具有更強(qiáng)的擾動(dòng)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(duì)主流造成的斜激波位置會(huì)向后移動(dòng)，并且擴(kuò)張段后段低速流動(dòng)區(qū)域減小，說(shuō)明NPR增大會(huì)減弱二次流對(duì)主流的擾動(dòng)作用，并且更接近設(shè)計(jì)狀態(tài)，減少過(guò)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(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

引射對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)及流場(chǎng)靜壓的影響分別如圖7、8所示。從圖中可見(jiàn)，在NPR=3時(shí)噴管處于過(guò)膨脹狀態(tài)，擴(kuò)張段出現(xiàn)較大面積的負(fù)壓區(qū)和低速區(qū)，在引射關(guān)閉時(shí)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(kāi)啟后，引射流與主流混合提高噴管流量，增加噴管動(dòng)量，減少主流區(qū)域的負(fù)壓區(qū)，同時(shí)減少末端氣體引入導(dǎo)致的反流現(xiàn)象。

圖7 引射對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

擴(kuò)張段二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響如圖9所示。從圖中可見(jiàn)，隨著二次流角度α增大，二次流對(duì)主流造成的斜激波位置會(huì)向前移動(dòng)，說(shuō)明α增大會(huì)加強(qiáng)二次流對(duì)主流的擾動(dòng)作用，使得噴管軸向推力系數(shù)減小。

圖8 引射對(duì)流場(chǎng)靜壓的影響

圖9 擴(kuò)張段二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

4.2 矢量角的影響因素

針對(duì)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(duì)矢量角的影響，計(jì)算結(jié)果如圖10所示。從圖中可見(jiàn)，擴(kuò)張段二次流注射方式非閥門(mén)結(jié)構(gòu)時(shí)產(chǎn)生的最大矢量角約為9°；當(dāng)主流壓力不變時(shí)，隨著二次流壓力增加噴管矢量角增大，最大增加約為3°；當(dāng)二次流壓力不變時(shí)，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(duì)矢量角的影響

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

NPR和SPR對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響如圖11所示。從圖中可見(jiàn)，當(dāng)主流壓力不變時(shí)，隨著二次流壓力增加，激波位置向下移動(dòng)，矢量角增大，說(shuō)明二次流壓力增加對(duì)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(dòng)，矢量角減小，說(shuō)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(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

擴(kuò)張段二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響如圖12所示。從圖中可見(jiàn)，隨著擴(kuò)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(shuō)明擴(kuò)張段二次流角度對(duì)矢量角影響不大。另外，根據(jù)圖11、12對(duì)比可知，注射方式為閥門(mén)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)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(mén)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)張段二次流。

圖12 擴(kuò)張段二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

4.3 喉道控制率的影響因素

針對(duì)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(duì)喉道控制率的影響，計(jì)算結(jié)果如圖13所示。從圖中可見(jiàn)，當(dāng)主流壓力不變時(shí)，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(dāng)二次流壓力不變時(shí)，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(duì)喉道控制率的影響

主流壓力和二次流壓力對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響圖14所示。從圖中可見(jiàn)，當(dāng)NPR不變時(shí)，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(dāng)SPR不變時(shí)，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(duì)α=60°的幾何模型，在NPR＝3、擴(kuò)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(duì)喉道控制率的影響，計(jì)算結(jié)果如圖14所示。從圖中可見(jiàn)，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(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

喉道二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響如圖15所示。從圖中可見(jiàn)，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(kuò)張段二次流角度對(duì)流場(chǎng)馬赫數(shù)的影響

5 結(jié)論

本文通過(guò)對(duì)主流、喉道二次流、擴(kuò)張段二次流、引射等各因素對(duì)固定幾何氣動(dòng)矢量噴管推力系數(shù)、推力矢量角和喉道控制率等氣動(dòng)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(shí)軸向推力系數(shù)增加約為5%；擴(kuò)張段二次流落壓比由3增加到6時(shí)軸向推力系數(shù)約減小3%～4%；主流落壓比為3時(shí)，引射開(kāi)啟后的軸向推力系數(shù)比引射關(guān)閉時(shí)最大提高5%；擴(kuò)張段二次流角度由30°增加到60°時(shí)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(shí)矢量角減小約3°～4°；擴(kuò)張段二次流落壓比由3增加到6時(shí)噴管矢量角增大，最大增加約3°；隨著擴(kuò)張段二次流角度增大，矢量角略有減小；注射方式為閥門(mén)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)張段二次流產(chǎn)生的最大矢量角比注射方式為非閥門(mén)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)張段二次流約大8°；

（3）喉道二次流落壓比由3增加到6時(shí)喉道控制率最大增大約18%；主流落壓比由3增加到4時(shí)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(shí)，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(dòng)矢量噴管推力系數(shù)的方式；擴(kuò)張段二次流注射方式為閥門(mén)結(jié)構(gòu)時(shí)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(mén)結(jié)構(gòu)時(shí)能有效控制噴管喉道面積；引射和閥門(mén)結(jié)構(gòu)的二次流注射方式的提出為固定幾何氣動(dòng)矢量噴管的工程化應(yīng)用提供了新方向。

[1]賈東兵,周吉利,鄧洪偉.固定幾何氣動(dòng)矢量噴管綜述[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2012,38（6）:29-33.JIA Dongbing,ZHOU Jili,DENG Hongwei.Summary of fluidic control fixed geometry nozzle technology[J].Aeroengine,2012,38（6）:29-33.（in Chinese）

[2]靳寶林，鄭永成.一種有前途的推力矢量技術(shù)-流體推力矢量控制噴管[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2000（4）：52-57.JIN Baolin,ZHENGYongcheng.One promisingthrust vectoring technology-fluidic control vectoring nozzle[J].Aeroengine,2000（4）:52-57.（in Chinese）

[3]Reginald G W.Fluidic thrust vectoring and throat control exhaust nozzle[R].AIAA-2002-4060.

[4]Abeyounis W K，Bennett B D.Static internal performance of an over-expanded,fixed-geometry,nonaxi symmetric nozzle with fluidic pitch-thrust-vectoring capability[R].NASA-TP-3645,1987.

[5]Wing V J.Static investigation of a fixed-aperture exhaust nozzle employing fluidic injection for multiaxis thrust vector control[R].AIAA-97-3149.

[6]Deere K A.Computational investigation of the aerodynamic effects on fluidic thrust vectoring[R].AIAA-2000-3598.

[7]Deere K A，Berrier B L.Computational study of fluidic thrust vectoring using separation control in a nozzle[R].AIAA-2003-3803.

[8]Leavitt L D，Lamb M.Static investigation of a multiaxis thrust-vectoring nozzle concept featuring diagonal throat hinge [R].NASA-TP-3492，1994.

[9]Kenrick A.Experimental and computational investigation of multiple injection ports in a convergent-divergent nozzle for fluidic thrust vectoring[R].AIAA-2003-3802.

[10]Hunter CA,Deere K A.Computational investigation of fluidic counter flow thrust vectoring[R].AIAA-99-2669.

[11]喬渭陽(yáng),蔡元虎.基于次流噴射控制推力矢量噴管的實(shí)驗(yàn)及數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2001（3）：273-278.QIAO Weiyang,CAI Yuanhu.A study on the two-dimensional thrust vectoring nozzle with secondary flow injection[J].Journal of Aerospace Power,2001，15（3）：273-278.（in Chinese）

[12]羅靜，王強(qiáng)，額日其太.兩種流體控制方案矢量噴管內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算及分析[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2004，30（7）：597-601.LUO Jing,WANG Qiang,Eriqitai.Computational analysis of two fluidic thrust vectoring concepts on nozzle flow field[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2004，30（7）：597-601.（in Chinese）

[13]李志杰，王占學(xué)，蔡元虎.二次流噴射位置對(duì)流體推力矢量噴管氣動(dòng)性能影響的數(shù)值模擬 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（9）:1603-1608.LI Zhjie,WANG Zhanxue,CAI Yuanhu.Numerical simulation of aerodynamic effects of secondary injection positions on fluidic thrust vectoring nozzle [J].Journal of Aerospace Power,2008，23（9）:1603-1608.（in Chinese）

[14]王占學(xué)，王玉男，李志杰，等.基于激波控制的流體推力矢量噴管試驗(yàn)[J].推進(jìn)技術(shù)，2010，31（6）:751-756.WANG Zhanxue，WANG Yunan，LI Zhijie，et al.Experiment on fluidic thrust-vectoring nozzle based on shock control concept[J].Journal of Propulsion Technology,2010，31（6）:751-756.（in Chinese）

[15]劉愛(ài)華，王占學(xué).二次流噴射對(duì)噴管流場(chǎng)性能的影響[J].推進(jìn)技術(shù)，2007，28（2）:144-147.LIU Aihua,WANG Zhanxue.Effect of secondary flow injection on flow field and performance of nozzle[J].Journal of Propulsion Technology,2007，28（2）:144-147.（in Chinese）