超音速分離線噴管推力效率影響因素的數(shù)值研究①

袁 軍,史 旭,李 元,趙 康*

(1.海軍裝備部,西安 710025;2.西安航天動力技術研究所,西安 710025;3.西北工業(yè)大學 航天學院,西安 710072)

0 引言

推力矢量控制技術有著偏轉(zhuǎn)效率高、響應速度快、不受環(huán)境限制等特點,可滿足以固體發(fā)動機作為動力源的飛行器對實現(xiàn)飛行姿態(tài)控制的需求。其中,可動噴管技術具有偏轉(zhuǎn)能力強、軸向推力損失小、結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點,成為推力矢量控制技術的重點發(fā)展方向[1]。本文所討論的超音速分離線(Supersonic Splitline,SSSL)噴管為一種新型可動矢量噴管,其擺動分離線位于燃氣的超音速流動區(qū)域,在實施矢量控制時其擺動的部分僅為擴張段。相比于傳統(tǒng)可動噴管,SSSL噴管有著其獨特的結(jié)構(gòu)設計,這使其在機械結(jié)構(gòu)、流場流動和使用性能等方面都具備不同的特點[2]。

國外的相關機構(gòu)已在多個方面對超音速分離線噴管做出了一系列研究。其中,瑞典納摩公司使用其先進的數(shù)值計算工具,對一種超音速分離線球窩噴管進行了三維的模擬仿真,并進行了兩個階段的試驗驗證[3];美國空軍火箭推進實驗室開展了一系列的冷流試驗和熱試車用以驗證一種錐形擴張段柔性SSSL噴管的推力特性和燒蝕性能[4-7];法國歐洲動力裝置公司的CRAPIZ等提出了綜合改善戰(zhàn)術固發(fā)性能的方案,并在方案中對一種超音速分離線噴管進行了研究[8]。國內(nèi)目前對超音速分離線噴管的研究還較少。趙康等對國內(nèi)外的研究情況做出了介紹[9];李鑫等對一種超音速分離線柔性噴管兩相流內(nèi)流場受擺角影響的規(guī)律進行了探討,驗證了其偏轉(zhuǎn)放大效應的存在,并對擺角的影響規(guī)律和作用機理進行了分析[10];童悅等研究了擺角和分離線間隙對一種超音速分離線球窩噴管的影響,分析了噴管中燃氣的流動規(guī)律,并對擺角和分離線間隙的影響機理做出了一定的分析[1]。文獻[11]對不同設計參數(shù)不同擺角下的超音速分離線噴管內(nèi)流場開展了仿真計算研究,獲得了流場分布特性與影響規(guī)律。

綜上所述,超音速分離線噴管推力效率的變化來源于其流場分布的變化,而噴管結(jié)構(gòu)的設計是影響其流場分布的重要因素。從超音速分離線噴管的結(jié)構(gòu)特點上來說,對其推力效率造成影響的型面設計因素主要來源于擺動分離線結(jié)構(gòu)設計和擴張段結(jié)構(gòu)設計兩大方面。其中擺動分離線結(jié)構(gòu)設計包括分離線間隙尺寸和分離線位置,擴張段結(jié)構(gòu)設計包括擴張半角和擴張段型面等。因此,本文主要工作是對分離線間隙尺寸和擴張段型面影響噴管推力效率的規(guī)律開展進一步研究和分析,探討這兩個因素的作用機理和規(guī)律,為超音速分離線噴管工程設計提供參考。

1 計算模型

1.1 幾何模型

為能夠與常規(guī)可動噴管形成對比,并簡化設計流程、方便驗證,本文所述噴管模型設計是以成熟的某型常規(guī)噴管為基礎進行的。其主要參數(shù)設計為:入口半徑取97 mm,收斂半角取44°,喉半徑取40.5 mm,出口半徑取158 mm,噴管長度取530 mm,擴張段長度取408 mm。需要特別指出的是,在本文中噴管擴張比ε1=15.2和分離擴張比ε2=1.6均保持不變,即不同設計參數(shù)下噴管的膨脹比和分離線所在位置均保持不變。

1.1.1 改變分離線間隙的幾何模型

保持其他無關設計參數(shù)不改變,特別保持分離擴張比ε2=1.6不變,分別取分離線間隙尺寸為2、4、6 mm,獲得僅改變噴管分離線間隙尺寸的4個幾何模型。模型對比如圖1所示。

(a)Gap size:4 mm

(b)Gap size:2 mm (c)Gap size:6 mm圖1 改變分離線間隙尺寸的幾何模型Fig.1 Geometry models of changing the gap size of supersonic splitline nozzle

1.1.2 改變擴張段型面的幾何模型

保持其他無關設計參數(shù)均不改變,特別保持擴張段長度和噴管擴張比ε1=15.2不變,分別取擴張段型面為錐形面和鐘形面,獲得改變擴張段型面的幾何模型。其對比如圖2所示。

(a)Expansion cone semiangle with 14°

(b)Expansion cone semiangle with 19°圖2 改變擴張段型面的幾何模型Fig.2 Geometry models of changing divergent section of supersonic splitline nozzle

1.2 計算模型

和傳統(tǒng)的噴管相比,超音速分離線噴管的擺動分離線放置于擴張段處。這個設計帶來了兩點影響,一個是此種噴管的擺動會極大地改變其擴張段內(nèi)型面的結(jié)構(gòu),使噴管內(nèi)流場產(chǎn)生不對稱性;另一個是分離線間隙的存在會使氣流產(chǎn)生在間隙內(nèi)的三維環(huán)向流動。在這種情況下,使用二維網(wǎng)格會導致仿真結(jié)果不夠準確,因此本文全部使用三維網(wǎng)格進行流場的仿真計算。

使用結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格對計算域進行劃分,并在劃分過程中采用O-Block方法保證網(wǎng)格質(zhì)量,對近壁面區(qū)域和型面復雜區(qū)域進行加密,獲得網(wǎng)格質(zhì)量在0.5以上,近壁面網(wǎng)格單元的y+在20以下。以4 mm間隙錐形擴張段噴管在5°擺角時的模型為例進行網(wǎng)格無關性驗證,分別取網(wǎng)格數(shù)700 000、1 400 000、1 800 000計算軸向推力,最大偏差為0.19%。故取網(wǎng)格數(shù)為700 000左右。對稱面網(wǎng)格和壁面網(wǎng)格如圖3所示。

(a)Symmetry plane mesh (b)Wall mesh圖3 超音速分離線噴管計算網(wǎng)格(2.5°)Fig.3 Computational mesh of supersonic splitline nozzle(2.5°)

1.3 物性參數(shù)及邊界條件

數(shù)值計算采用Fluent軟件,燃氣的定壓比熱容和氣體常數(shù)根據(jù)熱力計算結(jié)果獲得,燃氣密度按照理想氣體狀態(tài)方程給定,粘性系數(shù)按照Sutherland公式計算,熱導率選擇Kinetic-theory。RNGk-ε湍流模型比較適合仿真對象不穩(wěn)定流動區(qū)域多、整體流速較快的情況,故采用此湍流模型以提高計算精度。

邊界條件選擇及設置參見文獻[11],氣相壁面邊界條件采用無滑移及絕熱壁面邊界條件。假設燃氣為純氣相且流動為凍結(jié)流,不考慮熱輻射和內(nèi)壁面燒蝕。

2 影響因素與性能評價參數(shù)

本文的研究對象為受不同因素影響時在不同擺角下的超音速分離線噴管,主要研究內(nèi)容為噴管的推力效率。主要考慮的影響因素為擺角、分離線間隙尺寸和擴張段型面。

評價噴管性能的主要參數(shù)為軸向推力系數(shù)、徑向推力系數(shù)及矢量角放大系數(shù),這三個系數(shù)可以用來表征噴管的實際使用性能和偏轉(zhuǎn)放大效應。

軸向推力系數(shù)Cx定義為

Cx=Fx/Fθ1

(1)

徑向推力系數(shù)Cy定義為

Cy=Fy/Fθ2

(2)

矢量角放大系數(shù)K定義為

K=δ/θ

(3)

式中θ為噴管機械擺角;δ為噴管矢量角;Fx為擺角θ時超音速分離線噴管的軸向推力;Fy為擺角θ時超音速分離線噴管的徑向推力;Fθ1為擺角θ時擬似亞音速分離線噴管的軸向推力;Fθ2為擺角θ時擬似亞音速分離線噴管的徑向推力。

Fx和Fy由內(nèi)流場壓力積分,用軟件計算獲得;Fθ1、Fθ2、δ由式(4)～式(5)計算獲得。

Fθ1=F0cosθ

(4)

Fθ2=F0sinθ

(5)

δ=arctan(Fx/Fy)

(6)

式中F0為該設計參數(shù)下擺角為0°時,計算得到的噴管軸向推力。

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 分離線間隙尺寸的影響規(guī)律

分別將分離線間隙設為2、4、6 mm,得到改變分離線間隙尺寸的模型,仿真計算后進行對比。

3.1.1 流場流動分布規(guī)律及分析

圖4為超音速分離線噴管三維流線圖;圖5分別為超音速分離線噴管0°和5°擺角下2、4、6 mm分離線間隙的馬赫數(shù)云圖。

(a)Nozzle streamline

(b)Splitline gap streamline圖4 超音速分離線噴管三維流線圖Fig.4 Contours of three-dimensional streamline of supersonic splitline nozzle

(a)Deflection angle:0°,gap size:2 mm (b)Deflection angle: 0°,gap size:4mm (c)Deflection angle:0°,gap size:6mm

(e)Deflection angle:5°,gap size:2 mm (f)Deflection angle:5°,gap size:4mm (g)Deflection angle:5°,gap size:6mm圖5 超音速分離線噴管0°和5°擺角下2、4、6 mm分離線間隙的馬赫數(shù)云圖Fig.5 Mach number contours of supersonic splitline nozzles with 2 mm,4 mm and 6 mm gap sizes under deflection angle of 0°and 5°

由圖5可以看到,在擺角為0°時,激波交匯處產(chǎn)生的低馬赫數(shù)區(qū)域隨著分離線間隙尺寸的增大而增大;在擺動角度為5°時,分離線間隙尺寸較大的噴管由于誘導激波系產(chǎn)生的低馬赫數(shù)區(qū)域馬赫數(shù)降低更多、區(qū)域范圍更大、對流場切割更明顯;遠離軸線側(cè)近壁面的低馬赫數(shù)區(qū)域(圖中為上側(cè)近壁面區(qū)域)在分離線間隙尺寸較大的噴管中整體馬赫數(shù)更高、區(qū)域更大。分離線間隙尺寸的改變確實會導致流場的分布發(fā)生變化。其造成改變的原因有兩點:

(1)在分離線位置不變的情況下,尺寸的改變會使柔性連接件與噴管連接的位置發(fā)生改變,例如間隙增大時連接點相對靠近喉部。這會使誘導激波系的強度發(fā)生改變,從而影響流場分布。總體來說,間隙尺寸越大,誘導激波系越強,其對流場干擾越大。

(2)間隙尺寸的增大會使靠近軸線側(cè)高壓氣流更容易進入并通過間隙(燃氣流動情況詳見圖4所示)。這種燃氣流動使得上側(cè)近壁面區(qū)域燃氣增多且整體流速增加。

3.1.2 推力效率變化規(guī)律及分析

不同擺角和分離線間隙下超音速分離線噴管的軸向推力系數(shù)、徑向推力系數(shù)、矢量角放大系數(shù)對比情況分別見表1。

表1 軸向推力系數(shù)Cx,徑向推力系數(shù)Cy及矢量角放大系數(shù)KTable 1 Axial thrust factor(Cx),radial thrust factor(Cy)and vector angle amplification factor(K)

首先,矢量角放大系數(shù)與徑向推力系數(shù)的變化規(guī)律相似,即在相同擺動角度下,分離線間隙尺寸越大,則這兩個評價參數(shù)越小。例如2.5°擺角下,間隙2 mm噴管矢量角放大系數(shù)K=1.297,而間隙6 mm噴管K=1.262。這說明,分離線間隙尺寸的增大,會削弱其偏轉(zhuǎn)放大效應、減小其側(cè)向作動力,從而減小其矢量偏轉(zhuǎn)能力。其次,軸向推力系數(shù)在相同擺動角度下,隨著分離線間隙尺寸的增大而增大。這也同樣說明了分離線間隙尺寸的增大,會削弱其偏轉(zhuǎn)放大效應,從而使軸向力轉(zhuǎn)化減小。最后,從整體上看,三種間隙尺寸噴管的三個評價參數(shù)的總體變化趨勢相似,只在數(shù)值上有所差異(見圖6)。此外,需要特別指出的是,就矢量角放大系數(shù)與徑向推力系數(shù)而言,2 mm間隙和4 mm間隙噴管之間這兩個評價參數(shù)的差異程度遠大于4 mm間隙和6 mm間隙噴管的。而對于軸向推力系數(shù)而言,差異程度近似。例如在2.5°擺角下,間隙2 mm噴管和間隙4 mm噴管矢量角放大系數(shù)K相差0.029 6,而間隙4 mm噴管和間隙6 mm噴管K相差0.005 7。

圖6 矢量角放大系數(shù)隨擺角變化曲線Fig.6 Curves of vector angle amplification factor vs swing angle

結(jié)合前文所述該因素對流場分布的影響,對推力效率變化的原因進行分析:首先,造成推力效率變化的主要因素是分離線間隙尺寸的增大,導致更多的燃氣從近軸側(cè)間隙進入,從遠軸側(cè)間隙排出,從而使遠軸側(cè)的高壓燃氣損耗增大,減小了噴管兩側(cè)壓強差導致的。并且,當間隙尺寸增大到一定程度后,高壓燃氣損失差別不大,導致推力性能變化不大。其次,激波強度的改變對流場造成了一定的影響,但是激波強度的增加同時存在增強矢量偏轉(zhuǎn)和加大流動損失的雙重影響,兩者抵消后影響不如前述因素影響劇烈。

3.2 擴張段型面的影響規(guī)律

分別將擴張段型面設計為錐形型面和鐘形型面,仿真計算后進行對比。

3.2.1 流場流動分布規(guī)律及分析

超音速分離線噴管錐形和鐘形型面在0°和2.5°擺角下的馬赫數(shù)云圖如圖7所示。可以看出,在擺角為0°時,相對于錐形噴管,鐘形噴管激波交匯位置距喉部較遠,且交匯時產(chǎn)生的低馬赫數(shù)區(qū)域較小,馬赫數(shù)下降不明顯。在較大擺動角度下,錐形噴管由于誘導激波系產(chǎn)生了距離喉部較近的明顯的大范圍低馬赫數(shù)區(qū)域,甚至會與邊界層相互干擾,對流場造成顯著影響;而鐘形噴管誘導激波系強度較低,產(chǎn)生的低馬赫數(shù)區(qū)域不明顯,對主流流動干擾不劇烈。從總體上看,鐘形噴管燃氣流動更平穩(wěn)。擴張段型面的不同會導致噴管內(nèi)流場的流動分布產(chǎn)生明顯差異。對其原因進行分析:首先,由于鐘形擴張段型面的設計原理,在相同分離線位置處,燃氣氣流參數(shù)變化較錐形噴管更平穩(wěn),因此產(chǎn)生的誘導激波系強度較低,對燃氣流動干擾較小。其次,由于鐘形噴管的型面設計,其產(chǎn)生的誘導激波與壁面形成的夾角較小,則激波系相互作用并與邊界層發(fā)生干擾的位置距喉部較遠、強度較低,因此對燃氣的整體流動干擾較小。總之,鐘形擴張段型面的設計會使噴管燃氣流動更平穩(wěn)。

(a)Conical divergent section,deflection angle of 0° (b)Bell divergent section,deflection angle of 0°

(c)Conical divergent section,deflection angle of 2.5° (d)Bell divergent section,deflection angle of 2.5°圖7 不同擴張段型面噴管在0°和2.5°擺角下的馬赫數(shù)云圖Fig.7 Mach number contours of supersonic splitline nozzles with different divergent section under deflection angle of 0°and 2.5°

3.2.2 推力效率變化規(guī)律及分析

超音速分離線噴管推力效率比較情況見圖8。可以看出,鐘型面噴管有著明顯優(yōu)于錐形面噴管的推力效率。從矢量角放大系數(shù)和徑向力系數(shù)上來看,鐘形噴管的這兩個系數(shù)明顯大于同角度下的錐形噴管,并可以將較大的系數(shù)值保持在較廣的擺角范圍內(nèi),在0～5°的擺角范圍內(nèi),鐘形噴管的矢量角放大系數(shù)基本可以保持在1.4以上;而錐形噴管的該系數(shù)最大值小于前者,并且會在2°擺角后迅速下降。從軸向推力系數(shù)上來看,隨著擺角的增大,鐘形噴管的該系數(shù)會逐漸小于錐形噴管,但差別不大。

(a)Coefficients of the conical expansion

(b)Coefficients of the bell-shaped expansion

(c)Vector angle amplification factors of different expansion sections圖8 推力效率曲線Fig.8 Curves of the thrust efficiency

結(jié)合前文所述該因素對流場分布的影響,對推力效率變化的原因進行分析:

(1)在合理的設計參數(shù)下,相同的膨脹比噴管,鐘形噴管推力性能總是優(yōu)于錐形噴管,這是鐘形噴管推力絕對值較大的原因。

(2)根據(jù)前文分析可知,鐘形擴張段型面的誘導激波系強度低、交匯遠,能在保持偏轉(zhuǎn)矢量氣流能力的情況下,對燃氣平穩(wěn)流動造成較小的擾動,這是鐘形噴管推力效率優(yōu)于錐形噴管,并可以大范圍保持的原因。

4 結(jié)論

本文在之前工作的基礎上,開展了超音速分離線噴管流場的數(shù)值計算,對推力效率影響規(guī)律進行了研究。獲得的主要結(jié)論如下:

(1)分離線間隙尺寸的增大對于超音速分離線噴管來說是一個不利影響。例如2.5°擺角下,間隙2 mm噴管矢量角放大系數(shù)K=1.297,而間隙6 mm噴管K=1.262。其主要通過影響經(jīng)過間隙的高壓燃氣量和誘導激波系的強度,以影響超音速分離線噴管的推力效率。從工程設計上來講,應使分離線間隙尺寸應盡可能小,以獲得較好的噴管推力效率。

(2)鐘形型面的擴張段設計對于超音速分離線噴管來說是一個顯著的有利影響。鐘形噴管的矢量角放大系數(shù)在5°擺角下仍保持在1.4以上,而錐形噴管的矢量角放大系數(shù)在擺角大于2°時就會降到1.4以下。和錐形型面相比,使用這種擴張段型面的這種超音速分離線噴管燃氣流動更平穩(wěn),推力效率更高。從工程設計上來講,應在合理的設計參數(shù)范圍內(nèi),盡量選擇鐘形型面作為擴張段設計。

本文對擺動分離線結(jié)構(gòu)設計和擴張段結(jié)構(gòu)設計影響推力效率的規(guī)律進行了分析,可對超音速分離線噴管的實際設計應用提供一定的理論支持。但仍有一些值得繼續(xù)探討的問題:

(1)本文針對的是一般氣動規(guī)律,考慮的是純氣相流。實際應用中需要考慮多相流。在這一方面也可以進一步研究。

(2)從本文的討論中可以看出,造成偏轉(zhuǎn)放大效應的本質(zhì)原因是誘導激波增強氣流的矢量特性。影響偏轉(zhuǎn)放大效應的本質(zhì)原因是矢量氣流流動的平穩(wěn)性。則需要進一步思考的問題是,能增強氣流的矢量特性、改變矢量氣流流動的平穩(wěn)性的影響因素還有哪些,以及探討其影響規(guī)律。