擴(kuò)張型雙喉道噴管的流動(dòng)特性和起動(dòng)方法

額日其太 鄧雙國 李家軍

(北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京 100191)

擴(kuò)張型雙喉道噴管的流動(dòng)特性和起動(dòng)方法

額日其太 鄧雙國 李家軍

(北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京 100191)

利用數(shù)值模擬方法，對二元擴(kuò)張型雙喉道噴管的流動(dòng)特性和起動(dòng)方法進(jìn)行了研究.結(jié)果表明:擴(kuò)張型雙喉道噴管內(nèi)會(huì)出現(xiàn)正激波系，產(chǎn)生了很大的總壓損失，使第2喉道壅塞，噴管不能起動(dòng).在低落壓比條件下，喉道注氣可以形成大的分離區(qū)，使激波強(qiáng)度減弱、噴管可以起動(dòng);在大落壓比條件下，喉道注氣不能形成大的分離區(qū)，噴管不能起動(dòng).擴(kuò)張段注氣可以在噴管內(nèi)形成大的分離區(qū)，使正激波轉(zhuǎn)變成斜激波系，減小了總壓損失，使第2喉道流通能力增強(qiáng)、噴管起動(dòng).

噴管;射流;起動(dòng)

推力矢量技術(shù)是未來作戰(zhàn)飛機(jī)的必備技術(shù)之一.目前采用的機(jī)械調(diào)節(jié)矢量噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本高、重量重、可靠性差.為了解決矢量噴管實(shí)際應(yīng)用過程中遇到的這些問題，從20世紀(jì)90年代開始，國內(nèi)外大量開展了流體控制矢量噴管技術(shù)的研究［1－2］.

2003年，文獻(xiàn)［3］提出了雙喉道流體控制矢量噴管方案，在收-擴(kuò)噴管的基礎(chǔ)上，增加了2次收縮段，在噴管出口形成了第2喉道.通過在第1喉道注氣，可以控制噴管內(nèi)部的分離流動(dòng)，使主流偏轉(zhuǎn)并產(chǎn)生矢量推力.雙喉道噴管推力矢量效率高、推力損失較小，因此得到了廣泛的關(guān)注［3－6］.但是，雙喉道噴管的兩個(gè)喉道面積近似相等，其推力特性接近收斂噴管.在超音速飛行條件下，噴管落壓比通常較大，雙喉道噴管的欠膨脹損失很大，因此不適合在超音速飛機(jī)上應(yīng)用.為了滿足超音速飛行的要求，2007年NASA蘭利研究中心提出了第2喉道(噴管出口)面積明顯大于第1喉道面積的擴(kuò)張型雙喉道噴管方案，并對其性能進(jìn)行了研究［7－8］.研究發(fā)現(xiàn)，大落壓比條件下，這種方案可以提高噴管的性能;但是中低落壓比時(shí)，由于第2喉道的限制作用，噴管內(nèi)出現(xiàn)了正激波，噴管不能起動(dòng)，帶來了很大的推力損失.為了解決噴管起動(dòng)問題，蘭利研究中心采用了調(diào)節(jié)第2喉道面積的方法，這種方法使噴管結(jié)構(gòu)變得復(fù)雜、重量和成本增加，對噴管性能的改善程度也有限［7－8］.

為了進(jìn)一步了解擴(kuò)張型雙喉道噴管的流動(dòng)特性和起動(dòng)問題，探索噴管起動(dòng)的新方法，本文利用數(shù)值模擬方法，對二元擴(kuò)張型雙喉道噴管進(jìn)行了研究，提出了第1喉道注氣和擴(kuò)張段注氣等2種解決噴管起動(dòng)問題的方法，并對這些方法進(jìn)行了初步研究.

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算方法及其驗(yàn)證

本文采用了Fluent軟件進(jìn)行數(shù)值模擬研究.數(shù)值模擬方法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法，控制方程為一般曲線坐標(biāo)系下強(qiáng)守恒形式的NS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(fēng)格式.

根據(jù)以往的研究結(jié)果［2］，湍流模型選擇了RNG k-ε兩方程模型.為了保證數(shù)值模擬結(jié)果的精度，利用文獻(xiàn)［4］中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對本文的數(shù)值模擬方法進(jìn)行了驗(yàn)證.

圖1為計(jì)算的馬赫數(shù)等值線圖和試驗(yàn)陰影照片的比較.圖2為壁面壓力分布的數(shù)值模擬和試驗(yàn)結(jié)果的對比.從圖中可以看到，本文采用的數(shù)值模擬方法可以很好地模擬雙喉道噴管的流動(dòng)，流場結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布與試驗(yàn)結(jié)構(gòu)具有較好的一致性，因此這種計(jì)算方法具有較高的可信度.

圖1 數(shù)值模擬和試驗(yàn)結(jié)果的比較

1.2 噴管幾何形狀和參數(shù)

研究對象為二元擴(kuò)張型雙喉道噴管，圖3為噴管的幾何結(jié)構(gòu)簡圖.噴管的基本幾何參數(shù):腔體擴(kuò)張角 A=10°，腔體收斂角 B=30°，腔體長度Lt1/Xt=1.74，腔體擴(kuò)張比 Xe/Xt=1.217(噴管設(shè)計(jì)落壓比為4).為了研究喉道注氣和擴(kuò)張段注氣對噴管流動(dòng)的影響，在喉道和擴(kuò)張段分別設(shè)置了注氣縫.注氣縫寬度 Ls1/Xt=Ls2/Xt=0.0217.喉道注氣角度C=135°;擴(kuò)張段注氣位置Lt2/LD=0.5，注氣角度 D=90°.

圖2 數(shù)值模擬和試驗(yàn)壁面壓力分布的比較

圖3 噴管幾何結(jié)構(gòu)簡圖

圖4所示為計(jì)算網(wǎng)格.采用了分區(qū)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對壁面、注氣口、噴管出口等區(qū)域進(jìn)行了加密，壁面處的Y+小于10.0.由于存在對稱性，只對一半噴管進(jìn)行了網(wǎng)格劃分和數(shù)值模擬.

圖4 計(jì)算網(wǎng)格圖

基本計(jì)算條件為:主、次流進(jìn)口氣流總溫均為294.44K，外流馬赫數(shù)為0.025，環(huán)境大氣壓力為101325Pa，環(huán)境溫度為294.4K.

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 擴(kuò)張型噴管內(nèi)部流動(dòng)和起動(dòng)問題

圖5為不同噴管落壓比NPR(Nozzle Pressure Ratio)條件下，擴(kuò)張型雙喉道噴管對稱面的等壓線圖.

圖5 噴管對稱面等壓線圖

從圖5中可以看到，由于氣流在噴管內(nèi)快速膨脹和加速，噴管內(nèi)氣流的靜壓顯著降低，通過正激波才能使氣流壓力升高并與環(huán)境壓力平衡.由于激波和邊界層的相互干擾，正激波根部形成“λ”波系.隨著落壓比的增大，激波系的位置向下游略有移動(dòng)，但是并沒有移到噴管出口之外，波系結(jié)構(gòu)也沒有發(fā)生明顯的變化.出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因是:經(jīng)過正激波之后，氣流總壓損失很大，而第2喉道的面積相對較小，所能通過的最大流量有限，發(fā)生壅塞，因此第2喉道前的壓力升高，激波無法繼續(xù)向后移動(dòng)，而是停留在噴管凹腔內(nèi).本文稱這種現(xiàn)象為雙喉道噴管的“不起動(dòng)”現(xiàn)象.在不起動(dòng)狀態(tài)，由于存在很大的激波損失，因此噴管的推力性能必然顯著降低.

圖6所示為落壓比對基準(zhǔn)噴管和擴(kuò)張型雙喉道噴管推力系數(shù)影響的計(jì)算結(jié)果.落壓比較小時(shí)(小于8)，由于噴管內(nèi)出現(xiàn)了很強(qiáng)的激波系，總壓損失較大，擴(kuò)張型噴管推力系數(shù)明顯低于基準(zhǔn)雙喉道噴管;當(dāng)落壓比大于8.0時(shí)，欠膨脹引起的噴管推力損失增大，超過了激波的影響，擴(kuò)張型噴管由于有激波增壓，欠膨脹損失小于基準(zhǔn)噴管，因此推力系數(shù)大于基準(zhǔn)噴管.由此可見，在大落壓比條件下，擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能優(yōu)于普通雙喉道噴管，更適合超音速飛行;在中低落壓比時(shí)，擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能較差，需要進(jìn)一步改善.

圖6 落壓比對推力系數(shù)的影響

2.2 喉道注氣對噴管流動(dòng)和起動(dòng)的影響

第1喉道注氣可以減小噴管流量，有可能使第2喉道不再發(fā)生壅塞，實(shí)現(xiàn)噴管起動(dòng).基于這樣的設(shè)想，本文提出了喉道注氣解決噴管起動(dòng)的方法，并初步研究了喉道注氣對噴管流動(dòng)和起動(dòng)的影響.

圖7和圖8分別為落壓比為2.0和不同注氣壓比SPR(Secondary Pressure Ratio)，即次流與主流總壓之比條件下，喉道注氣噴管的馬赫數(shù)分布圖和等壓線圖.從圖中可以看到，注氣壓比較小時(shí)(等于0.4)，喉道注氣對噴管流動(dòng)影響很小;當(dāng)注氣壓比增大到0.5時(shí)，喉道注氣顯著改變了噴管流動(dòng)的特征:噴管凹腔內(nèi)分離區(qū)顯著增大，使主氣流通道變窄，主流馬赫數(shù)減小.噴管內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)發(fā)生了很大的變化.由于分離區(qū)擴(kuò)大，激波和邊界層的相互作用消失，因此“λ”波系消失;激波遇到分離區(qū)的邊界后，反射形成了膨脹波;由于氣流在喉道之后的膨脹不均勻，激波前方的氣流速度不同，中心區(qū)的速度比較高、壁面附近速度較低，因此從中心區(qū)向外激波的強(qiáng)度逐漸減弱，所以激波發(fā)生彎曲.

圖7 低落壓比條件下喉道注氣噴管的馬赫數(shù)分布(落壓比為2.0)

圖9所示為落壓比為4.0，注氣壓比為2.0時(shí)，喉道注氣噴管的流場圖.從圖中可以看到，落壓比較大時(shí)，由于喉道注氣的影響，注氣口下游出現(xiàn)了分離區(qū)，但是這個(gè)分離區(qū)比較小，沒有與腔體底部的分離區(qū)匯合形成大分離區(qū).可見雖然注氣壓比很大，中、高落壓比時(shí)喉道注氣的影響區(qū)域仍然較小，對噴管流動(dòng)的影響也比較小.氣流繞過注氣口下游的分離區(qū)之后，重新附著到壁面，由于超音速氣流受到壁面的壓縮，形成了再附激波.在這種情況下，激波強(qiáng)度沒有顯著減弱，噴管內(nèi)的流動(dòng)損失依然很大，因此噴管仍然沒有起動(dòng)，推力性能也無法提高.

圖9 中等落壓比條件下喉道注氣噴管的流場(落壓比為 4.0，注氣壓比為 2.0)

由此可見，喉道注氣起動(dòng)噴管的適用范圍有限，低落壓比時(shí)可以使噴管起動(dòng)，高落壓比時(shí)不能使噴管起動(dòng).

2.3 擴(kuò)張段注氣對噴管流動(dòng)和起動(dòng)的影響

在噴管擴(kuò)張段注氣，可以形成大的分離區(qū)并改變主流通道形狀，減小主氣流的馬赫數(shù)，使激波強(qiáng)度減弱、總壓損失減小，第2喉道不再壅塞，從而使噴管起動(dòng).基于這樣的設(shè)想，本文提出了擴(kuò)張段注氣解決噴管起動(dòng)的方法，并研究了擴(kuò)張段注氣對噴管流動(dòng)和起動(dòng)的影響.

圖10所示為落壓比為4.0，注氣壓比為2.0時(shí)，噴管對稱面的馬赫數(shù)分布和等壓線圖.從圖中可以看到，擴(kuò)張段注氣對噴管流動(dòng)有很大的影響.注氣壓比較小時(shí)(落壓比為0.8)，由于注氣及注氣產(chǎn)生的分離區(qū)的影響，注氣口前面出現(xiàn)了弓形激波.超音速氣流到達(dá)凹腔底部的分離區(qū)時(shí)，受到分離區(qū)的壓縮，又出現(xiàn)了一道斜激波.弓形激波和斜激波相交，形成了大的“魚鱗狀”的波系結(jié)構(gòu)，其中還包含了激波在自由邊界上反射形成的膨脹波，以及注氣口下游出現(xiàn)的膨脹波.弓形激波和斜激波系提高了噴管內(nèi)氣流的壓力，減小了氣流速度，顯著減小了流動(dòng)損失，因此第2喉道的壅塞問題得以解決，噴管得以起動(dòng).

圖10 中等落壓比條件下擴(kuò)張段注氣噴管的流場(落壓比為 4.0，注氣壓比為 1.0)

3 結(jié)論

1)由于氣流快速膨脹和第2喉道的限制作用，擴(kuò)張型雙喉道噴管內(nèi)會(huì)出現(xiàn)正激波，以及激波與邊界層相互作用產(chǎn)生的“λ”波系.正激波產(chǎn)生了很大的總壓損失，使第2喉道發(fā)生壅塞，限制了噴管的流通能力，導(dǎo)致噴管不起動(dòng).

2)在小落壓比條件下，適當(dāng)?shù)暮淼雷饪梢孕纬纱蟮姆蛛x區(qū)，改變了主流通道的形狀，使激波強(qiáng)度顯著減弱，噴管可以起動(dòng).在大落壓比條件下，喉道注氣不能形成大的分離區(qū)，無法使噴管起動(dòng).

3)擴(kuò)張段注氣時(shí)，注氣口前后都形成了大的分離區(qū)，改變了主流通道的形狀，使正激波轉(zhuǎn)變成斜激波系，減小了總壓損失，使第2喉道流通能力增強(qiáng)，噴管得以起動(dòng).

References)

［1］吳雄，張為華，王中偉.氣體二次噴射推力向量控制數(shù)值仿真［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，33(1):43 －45 Wu Xiong，ZhangWeihua，Wang Zhongwei.Numerical simulation of secondary gas injecting for thrust vector control［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2007，33(1):43－45(in Chinese)

［2］羅靜，王強(qiáng)，額日其太.兩種流體控制矢量噴管內(nèi)流場計(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)

［3］ Eriqitai，Wang Qiang.Computational investigation of dual throat fluidic thrust vectoring nozzle［R］.2006-ISJPPE-6017，2006

［4］ Flamm JD，Deeret K A，Mason M L，et al.Design enhancements of the two-dimensional dual throat fluidic thrust vectoring nozzle concept［R］.AIAA 2006-3701，2006

［5］汪明生，楊平.雙喉道推力矢量噴管的內(nèi)流特性研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，2008，29(5):566 －572 Wang Mingsheng，Yang Ping.Study of dual throat nozzle internal flow characteristic［J］.Journal of Propulsion Technology，2008，29(5):566－572(in Chinese)

［6］譚慧俊，陳智.二元雙喉道射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22(10):1678 －1684 Tan Huijun，Chen Zhi.A computational study of 2-D dual throat fluidic thrust vectoring nozzles［J］.Journal of Aerospace Power，2007，22(10):1678 －1684(in Chinese)

［7］ Deere K A，F(xiàn)lamm JD，Berrier B L，et al.Computational study of an axisymmetric dual throat fluidic thrust vectoring nozzle for a supersonic aircraft application［R］.AIAA 2007-5085，2007

［8］ Flamm JD，Deere K A，Mason M L，et al.Experimental study of an axisymmetric dual throat fluidic thrust vectoring nozzle for supersonic aircraft application［R］.AIAA 2007-5084，2007

(編 輯:張 嶸)

Flow characteristic and starting method for divergent dual throat nozzle

Eriqitai Deng Shuangguo Li Jiajun

(School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The flow characteristic and starting method of two-dimensional divergent dual throat nozzle were studied numerically.The results show that there will be normal shock waves in the divergent zone of the dual throat nozzle，which result in great loss in total pressure and choke at the second throat，thus the nozzle can not start.In the condition of low nozzle pressure ratio，a large separation region，which weakens the shock waves，can be formed by injection in the throat，and the nozzle can start;in the condition of high nozzle pressure ratio，a large separation region will not be formed.A large separation region in the nozzle can be generated by injecting in the divergent，thus the oblique shock is formed instead of the normal shock，the total pressure loss decreases，and the nozzle can start.

nozzles;fluidics;starting

V 231.3

A

1001-5965(2011)03-0320-05

2010-01-08

額日其太(1970－)，男，內(nèi)蒙古興安盟人，副研究員，eriqitai@buaa.edu.cn.