安裝間距和堵塞比對擾流片推力矢量特性影響數值研究

2023-11-06 09:03:00權曉波魏海鵬王占瑩俞建陽

導彈與航天運載技術 2023年4期

權曉波，魏海鵬，王占瑩，陳浮，俞建陽

（1.中國運載火箭技術研究院，北京，100076；2.北京宇航系統工程研究所，北京，100076；3.哈爾濱工業大學能源科學與工程學院，哈爾濱，150001）

0 引言

隨著飛行裝置機動性和敏捷性的不斷提高，傳統的氣動控制面技術往往存在控制力不足、效率低下、末段過載等問題。目前，推力矢量控制技術成為解決上述問題的關鍵技術之一［1］。作為非傳統的氣動控制技術，按照控制系統的執行機構可分為擺動噴管［2］、燃氣舵、側噴和擾流片［3］等。

擾流片是具有一定形狀、結構簡單的平板狀裝置，兼具質量輕、體積小、信號反應快等特點。擾流片安裝在發動機噴管出口外側，工作狀態下擾流片發生偏轉并延伸至噴管出口截面內，誘發壁面流動分離，激波發生偏斜，改變擴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生側向推力及誘發推力損失。擾流片式推力矢量控制系統最早用于俄羅斯R-73 導彈，后在其他巡航導彈、反坦克導彈的噴管出口中也得到應用。

在對噴管推力矢量控制技術的不斷改進完善過程中，國內外不同高校和科研機構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、消除擾流片側向引起推力損失的方法。王寶壽等［6］進行了水下點火縮比試驗，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］通過實驗測量獲得了擾流片下游的噴管截面渦量、速度場等流場細節。叢戎飛等［9］利用數值方法研究了圓形、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行重點分析。

1 數值模型與方法驗證

1.1 控制方程

首先對流體介質進行適當的簡化，將發動機尾部附體氣泡內燃氣、發動機燃氣和空氣視為一種介質，為理想氣體，其屬性按燃氣參數定義，并定義為主相，另一種介質則為不可壓的水。采用雷諾時均化平衡均質多相流VOF 模型作為流動控制方程，包括連續性方程、動量方程、能量方程、體積分數輸運方程和狀態方程。

a）連續性方程。

b）動量方程。

c）能量方程。

d）水相體積分數方程。

e）狀態方程。

1.2 數值模型和方法

本文基于Realizablek-ε湍流模型的雷諾平均方法，結合多重網格技術建立了數值仿真模型。圖1給出了加裝有擾流片的發動機噴管幾何示意，坐標原點（O）位于噴管喉部中心處。本文使用的噴管擴張比為4，并在圖1 中分別標記了噴管的主要特征尺寸。具體的幾何參數見表1。

表1 噴管和擾流片的基本幾何參數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

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

計算域網格示意如圖2所示，文中的計算域采用結構化網格劃分方法，并對噴管周圍網格進行了加密處理。該套網格能夠較為準確地獲取噴管推力矢量特性參數，且對計算資源的消耗較少。

圖2 計算域網格示意Fig.2 Computational domain grid

1.3 無量綱化及參數

本文定義了如下無量綱化參數：

a）壓強系數（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，對其他數值方案的推力合力、側向推力和速度進行了無量綱化：

c）無量綱化推力（Fthrust）：

d）無量綱化側向力（Flateral）：

e）無量綱化速度（V）：

其中，Ft，Fl，Vt分別為其他方案的噴管推力合力、側向力和速度，Ft，0，Fl，0，Vt，0分別為基準方案的噴管推力合力、側向力和速度。

f）推力偏轉角度如下：

1.4 數值方法驗證

本文選取JPL 噴管的射流實驗數據［10］對數值模型和計算方法的可靠性進行驗證。其中，JPL 噴管的擴張比為6.60，出口為大氣環境。該模型的計算域包含197 萬網格，在Fluent 中設置相同的湍流模型和數值方法。圖3中對比了噴管軸線馬赫數數值仿真結果與試驗數據，數值仿真結果和試驗結果變化規律一致性較好，尤其對于喉部軸線馬赫數分布特征，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，等馬赫數面向下游凸起。因此，本文所采用的數值模型和計算方法能夠對噴管流動特征進行較為準確的捕捉。

圖3 JPL噴管流動數值結果和試驗數據[10]的對比Fig.3 Comparison of flow numerical results of JPL nozzle with experimental data

2 數值結果及討論

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向力的影響曲線。當無量綱安裝間距小于0.7%時，噴管推力變化較為平緩。當安裝間距大于1.4%時，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張段產生較大的壁面逆壓，發生流動分離現象，激波發生傾斜。流場壓強在流動分離和激波后方增大，將導致噴管擴張段內部的壓強不對稱分布。從圖4中可以看出，隨著安裝間距的增加，總側向力單調下降。安裝間隙的泄漏燃氣隨著安裝間距的增大而增加，減弱了擾流片上游的擴張段燃氣積聚，這意味著該處較高的壓強有所下降，緩解了擾流片導致的壓強不對稱分布特性。

2.1.2 流場特性分析

圖5給出了擾流片上游噴管擴張段的靜壓云圖和截面流線分布。起始噴管擴張段的壁面靜壓沿軸向不斷降低，并經歷由擾流片阻礙作用引起的高壓區及逆壓。當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出一道斜激波，而噴管內部主流對擾流片上游流體的卷吸在其上游形成回流角區。擾流片安裝間距增大后，燃氣流量從間隙流出增多，降低了上游角區的燃氣量。同時，噴管壁面靜壓上升的起始位置向后移動，這表明燃氣的分離點后移且逆壓梯度下降，斜激波的壁面處起始位置后移，回流區域范圍減小，回流區旋渦強度降低。

圖5 擾流片上游擴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

本節對比了擾流片面積堵塞比（Blockagerate，13%、20%、22%、27%、35%、41%）對噴管流動的影響，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，當面積堵塞比在27%～35%之間時，噴管推力的下降速度加劇。當面積堵塞比增加至41%時，噴管推力驟降，表明此時噴管內出現壅塞現象。噴管內部擴張段的斜激波強度隨著面積堵塞比的增加而增強，噴管出口氣流在側向上的速度分量也隨之增大，因此噴管總側向力隨之增大，當堵塞比增至35%左右時，總側向力和噴管推力矢量偏轉角度達到最大值。當面積堵塞比增加至41%時，內部擴張段激波向噴灌內部移動，在壁面發生反射，降低了壓強分布的不對稱性，進而導致噴管出口處的燃氣側向速度分量驟降，噴管側向力大幅下降，導致推力偏轉角大幅降低。

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。噴管擴張段內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，擾流片高壓分布區域和回流區域增大，而且斜激波強度增大并向噴管上游推移，但其傾斜程度有所下降。當面積堵塞比增加至41%時，斜激波完全進入噴管擴張段并發展成為弓形激波，燃氣馬赫數迅速降低，靜壓則明顯增加。但噴管內部擾流片上游仍發生回流現象，且回流區域的旋渦增強，影響范圍明顯擴大。