不同飛行條件下反流控制矢量噴管的內(nèi)流特性

鄒欣華 王 強(qiáng)

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

不同飛行條件下反流控制矢量噴管的內(nèi)流特性

鄒欣華 王 強(qiáng)

(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,分析了不同飛行條件下反流控制矢量噴管的內(nèi)流特性.結(jié)果表明:在所研究的范圍內(nèi),靜態(tài)條件下,不發(fā)生主流附著的情況下,所研究的 2種縫寬噴管模型產(chǎn)生反向二次流的抽吸壓強(qiáng)范圍分別為 60795～87139.5Pa,50662.5～91192.5Pa;且矢量角隨著抽吸壓強(qiáng)的增大而減小,推力系數(shù)則隨之增大.在外流馬赫數(shù)為 0.6和 1.2時(shí),對(duì)于較小縫寬的噴管模型,均有不同程度的主流附著現(xiàn)象發(fā)生,無(wú)法應(yīng)用于實(shí)際的矢量流場(chǎng)控制.對(duì)于較大縫寬噴管模型,在馬赫數(shù)為 0.6時(shí),不發(fā)生主流附著的情況下,產(chǎn)生反流的抽吸壓強(qiáng)為 40530～87139.5Pa.而馬赫數(shù)為 1.2時(shí)在所研究的二次壓強(qiáng)下都無(wú)反流產(chǎn)生.

反流推力矢量;主流附著;內(nèi)流特性

反流推力矢量控制[1-3]是利用真空泵系統(tǒng)通過(guò)縫隙吸氣,一定的條件下,使得主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)并產(chǎn)生與主噴流反向的二次流.它是在 20世紀(jì) 80年代末才針對(duì)航空推進(jìn)系統(tǒng)而新興的研究方向,這種方案推力損失和二次流量都較小,且無(wú)需高壓二次流,它比傳統(tǒng)的機(jī)械式多軸推力矢量設(shè)備更加簡(jiǎn)便.但是也存在一個(gè)較為嚴(yán)重的問(wèn)題,在一定的條件下主流可能出現(xiàn)附著噴管壁面,而且不容易脫落導(dǎo)致無(wú)法形成反向二次流,即主流附著現(xiàn)象.這樣不利于實(shí)際中的流場(chǎng)控制.國(guó)內(nèi)主要對(duì)靜態(tài)條件下反流控制矢量噴管的內(nèi)流特性進(jìn)行了研究.而缺乏對(duì)亞音速和超音速飛行條件下其內(nèi)流特性的研究.

本文采用商用計(jì)算軟件,主要對(duì)二元反流控制矢量噴管內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算分析.分別研究了靜態(tài)條件下不同抽吸壓強(qiáng)對(duì)推力矢量角的影響,并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析,以驗(yàn)證計(jì)算方法的有效性;在此基礎(chǔ)上,對(duì)二元反流推力矢量噴管分別在亞音速和超音速飛行條件下進(jìn)行了初步的數(shù)值模擬,從而對(duì)比分析了不同飛行條件下噴管的內(nèi)流特性.

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 計(jì)算格式和湍流模型

CFD(Computational Fluid Dynamics)算法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法,控制方程選用一般曲線(xiàn)坐標(biāo)系下的二維守恒形式的 N-S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[4].

湍流模型采用重整化群(RNG)k-ε二方程模型[5],采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù).

1.2 計(jì)算模型參數(shù)及工況

圖1為計(jì)算所采用的噴管,其幾何尺寸和氣動(dòng)參數(shù)的選定,通過(guò)參考文獻(xiàn)[6]中所提供的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)得到的:其中主噴管出口截面高度 H為28.58mm,縫寬 G為 5.64mm/11.9mm,外套管軸向長(zhǎng)度 L為 362.86mm,外套管橫向高度 C為57.05mm,外套管壁面出口邊緣斜切角 θ為27.8°,下側(cè)狹縫與外界大氣相通.

1.3 計(jì)算網(wǎng)格與邊界條件

本文所采用的計(jì)算網(wǎng)格為局部加密的二維四邊形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,如圖 2所示.

圖2 計(jì)算網(wǎng)格圖

計(jì)算的邊界條件:主噴管落壓比為 8(噴管設(shè)計(jì)落壓比),進(jìn)口氣流總溫 T0=294.4K;二次流抽吸總壓 P2=10 132.5～91 192.5 Pa,溫度均為294.4K;外界靜止大氣環(huán)境和同向二次流壓強(qiáng)均為 P∞=101325Pa;外流場(chǎng)馬赫數(shù)分別為 0.07,0.6,1.2.

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 Ma=0.07工況(靜態(tài)條件)

2.1.1 G=5.64mm情況

圖3為靜態(tài)條件(Ma=0.07)下,不同二次抽吸壓強(qiáng)下的噴管流線(xiàn)圖.其中圖 3a當(dāng)二次流壓強(qiáng)為 40530Pa的時(shí)候,上側(cè)噴管并沒(méi)有產(chǎn)生反向流.這是因?yàn)楫?dāng)二次抽吸壓強(qiáng)增大到一定程度的時(shí)候,主流發(fā)生完全附著,同樣無(wú)法產(chǎn)生反流,這時(shí)矢量角可達(dá)到 13.7°.而當(dāng)二次抽吸壓強(qiáng)增大為 60795Pa時(shí),如圖 3b,可以看到主流未發(fā)生附著,同時(shí)上側(cè)噴管產(chǎn)生了反向二次流,產(chǎn)生的推力矢量角為 4.6°與實(shí)驗(yàn)值的誤差在 2%之內(nèi).不斷增加二次抽吸壓強(qiáng),直到 87 139.5 Pa時(shí),未發(fā)生主流附著現(xiàn)象,但上側(cè)噴管也未產(chǎn)生反流,而是同向二次流.

圖3 不同二次抽吸壓強(qiáng)下的流線(xiàn)圖

圖4所示是一組噴管在不同的二次抽吸壓強(qiáng)下,主射流矢量角的計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[6]中實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比,對(duì)應(yīng)的二次抽吸壓強(qiáng)的范圍為60795～91192.5Pa.ΔP為當(dāng)?shù)卮髿鈮?P∞與上側(cè)狹縫抽吸靜壓 Pslot之差(ΔP=P∞-Pslot),δ為噴管矢量角,其中負(fù)值代表上側(cè)噴管產(chǎn)生的是反向二次流.整體上,計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的趨勢(shì)跟大小基本相符.同時(shí)可以看到矢量角是隨著上側(cè)狹縫抽吸壓強(qiáng)的減少,即 ΔP的增大,矢量角呈減小的趨勢(shì),呈近乎正比的線(xiàn)性關(guān)系.

圖4 噴管矢量角對(duì)比分布圖

2.1.2 G=11.9mm情況

圖5所示的是各個(gè)抽吸壓強(qiáng)下噴管內(nèi)部的流線(xiàn)圖.可以看到與前面較小縫寬的噴管模型類(lèi)似的是,在較小的二次抽吸壓強(qiáng) 40 530 Pa時(shí),如圖5a所示,雖然偏轉(zhuǎn)角度較大可以達(dá)到 30.02°,但同樣主流發(fā)生了附著現(xiàn)象,并無(wú)反向二次流產(chǎn)生.另外如圖 5b較大二次抽吸壓強(qiáng)下,可產(chǎn)生反流且主流未附體.略有不同的是,二次抽吸壓強(qiáng)直到增大到 91192.5Pa時(shí),如圖 5c所示上側(cè)噴管仍有反流產(chǎn)生,此時(shí)矢量角為 3.97°.

圖5 不同二次抽吸壓強(qiáng)下的流線(xiàn)圖

2.2 Ma=0.6工況

經(jīng)過(guò)計(jì)算,在 Ma=0.6的工況下,縫寬 G=5.64mm時(shí),各個(gè)二次抽吸壓強(qiáng)下不但均無(wú)反向二次流產(chǎn)生,而且發(fā)生了較為嚴(yán)重的主流附著現(xiàn)象,不能達(dá)到實(shí)際的要求.因此根據(jù)參考文獻(xiàn)[6]中提供的幾何參數(shù)以及結(jié)論,改變參數(shù)縫寬,增加G為11.5mm.

從圖 6所示的噴管內(nèi)部的流線(xiàn)圖可以看到,當(dāng)外流馬赫數(shù)增大到 0.6時(shí),如圖 6a所示,二次抽吸壓強(qiáng)為 40530Pa的情況下,噴管內(nèi)部未出現(xiàn)主流附著現(xiàn)象且上側(cè)噴管形成了反向二次流,此時(shí)矢量角為 10.5°.直到二次抽吸壓強(qiáng)增大至87139.5Pa時(shí),與靜態(tài)條件下相似,如圖 6c上側(cè)噴管無(wú)反流產(chǎn)生而是同向二次流.

圖6 不同二次抽吸壓強(qiáng)下的流線(xiàn)圖

圖7和圖 8所示的是 Ma=0.6時(shí),在不發(fā)生主流附著的情況下,兩種噴管模型的 δ和推力系數(shù) η的對(duì)比圖.其中 P/P0為二次抽吸壓強(qiáng)與當(dāng)?shù)卮髿鈮旱谋戎?圖中可看到,隨著二次抽吸壓比的增大,矢量角隨之減小;而推力系數(shù)逐漸增大,最大可達(dá)到 0.95.且較為明顯的是,相同的二次抽吸壓比下,較大縫寬的噴管模型可以得到較大的推力矢量角,最大可達(dá)到 10.03°,但是其推力系數(shù)則相對(duì)較低.這與文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)論也是相符.

圖7 兩種噴管模型矢量角對(duì)比分布圖(Ma=0.6)

圖8 兩種噴管模型推力系數(shù)對(duì)比分布圖(Ma=0.6)

2.3 Ma=1.2工況

經(jīng)過(guò)計(jì)算,當(dāng) Ma=1.2時(shí),對(duì)于縫寬為5.64mm的噴管模型,所研究的各二次抽吸壓強(qiáng)下,均發(fā)生了較為嚴(yán)重的主流附著現(xiàn)象.對(duì)于 G=11.9mm的噴管模型,其內(nèi)部流線(xiàn)圖如圖 9所示.

圖9 不同二次抽吸壓強(qiáng)下的流線(xiàn)圖

在此工況下,如圖 9a所示,較小二次抽吸壓強(qiáng)下,噴管內(nèi)部產(chǎn)生了對(duì)上下壁面的主流附著現(xiàn)象.圖 9b和 9c中可以看到,較大二次抽吸壓強(qiáng)下未發(fā)生主流附體,但是上側(cè)噴管均產(chǎn)生的是同向二次流,此時(shí)矢量角最大為 3.54°.

2.4 3種工況的對(duì)比分析

由于 G=5.64mm時(shí),Ma=0.6和 1.2的情況下均發(fā)生了主流附著.這樣針對(duì)縫寬 G為11.9mm的噴管模型,不同飛行條件下產(chǎn)生得推力矢量參數(shù)進(jìn)行了對(duì)比分析.圖 10為 3種飛行條件下,G=11.9mm時(shí),各工況噴管矢量角和推力系數(shù)的綜合對(duì)比.其中矢量角均隨著二次抽吸壓強(qiáng)的增加而減小,且相同抽吸壓強(qiáng)下,靜止條件下的矢量角大于亞音速(Ma=0.6)和超音速(Ma=1.2)飛行條件下的矢量角.此外在二次抽吸壓強(qiáng)為 40530Pa時(shí),靜態(tài)和超音速飛行條件下,噴管內(nèi)部均發(fā)生了主流附著現(xiàn)象,而靜態(tài)條件下主流偏轉(zhuǎn)最大為 30.02°.

圖10 不同馬赫數(shù)下各工況矢量角對(duì)比圖(G=11.9mm)

3 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)不同飛行條件下反流控制矢量噴管流場(chǎng)的數(shù)值模擬,得到以下結(jié)論:

1)靜態(tài)條件(Ma=0.07)下,較小尺寸的縫寬 G=5.64mm時(shí),在主流不發(fā)生附著的情況下,隨著二次抽吸壓強(qiáng)的增加,矢量角逐漸減小,所得的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本相符.在所研究的范圍內(nèi),當(dāng)二次抽吸壓強(qiáng)過(guò)小(≤40530Pa)時(shí),主流嚴(yán)重附體.當(dāng)二次抽吸壓強(qiáng)過(guò)大(≥87139.5Pa)時(shí),主流未附體,但上側(cè)噴管產(chǎn)生的是同向二次流.當(dāng) 60795Pa≤二次抽吸壓強(qiáng) ＜87139.5Pa時(shí),主流未有附著現(xiàn)象,上側(cè)噴管壁產(chǎn)生了反向二次流.縫寬 G=11.9mm時(shí),產(chǎn)生反向二次流的抽吸壓強(qiáng)范圍為 50662.5～91192.5Pa.較大縫寬的噴管模型雖然可以得到較大的偏轉(zhuǎn)矢量角,但存在的不足是推力系數(shù)降低了.

2)當(dāng) Ma=0.6時(shí),G=5.94mm時(shí),各種工況下均發(fā)生了較靜止條件下更為嚴(yán)重的主流附著現(xiàn)象,這樣都無(wú)法產(chǎn)生反向二次流.G=11.9mm時(shí),40530Pa≤二次抽吸壓強(qiáng) ＜87139.5Pa,可以產(chǎn)生反流.當(dāng) Ma=1.2時(shí),這兩種噴管模型均不能產(chǎn)生反向二次流.G=11.9mm時(shí),未發(fā)生主流附體的情況下,有同向二次流產(chǎn)生,但產(chǎn)生的推力矢量角相對(duì)較小.

3)綜合幾種飛行條件下的工況,所研究的反流控制矢量噴管在靜止條件下可以達(dá)到較為理想的推力矢量效果.在亞音速飛行條件下,增加縫寬可以產(chǎn)生較為理想的反向二次流.在超音速飛行條件下,無(wú)法產(chǎn)生反向二次流.說(shuō)明了這種推力矢量噴管對(duì)工作條件和幾何參數(shù)非常敏感,并且較難控制,從而對(duì)于飛機(jī)上的應(yīng)用帶來(lái)了困難.

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(編 輯 :張 嶸)

Internal performance o f counterflow thrust vectoring nozzle under different flight conditions

Zou Xinhua Wang Qiang

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

An analysis of the impact of internal performance on the counterflow thrust vectoring nozzle under different flight conditions was presented by numerical simulation.The results show in static conditions counterflow phenomena occurs on two nozzles of different slothights when the secondary pressure is at 60 795-87139.5Pa and 50662.5-91192.5Pa without jetattachment.And with the secondary pressure increasing,the pitch-thrust-vector angles decrease and thrust ratios increase.When the Ma number is 0.6 and 1.2,jet attachment occurs on the nozzle with smaller slot hight and can not apply to actual fluidic control.But to the nozzle with larger slothight,when the Ma number is0.6,counterflow phenomenaoccurs at secondary pressure 40 530-87139.5Pawithout jetattachment.When the Ma number is 1.2,there is no counterflow phenomena at considered secondary pressure.

counterflow thrustvectoring;jetattachment;internal performance

V 231.3

A

1001-5965(2011)02-0227-04

2009-12-17

鄒欣華(1982-),女,山東青島人,博士生,xinhua725@sina.com.