兩種氣動推力矢量技術(shù)的數(shù)值模擬研究

張建東， 王占學(xué)， 劉增文， 蔡元虎

（西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，陜西 西安710072）

0 引 言

由于機(jī)械式推力矢量噴管固有的缺點(diǎn)，如發(fā)動機(jī)重量的增加、高溫環(huán)境下運(yùn)動件的增多、冷卻要求提高、隱身能力差、可靠性下降、成本增大等，使得很多的研究人員開始探索不需要機(jī)械調(diào)節(jié)的流體推力矢量噴管，即通過在噴管壁面的二次流的注入，從而實(shí)現(xiàn)主流方向的改變。這種基于二次流控制的推力矢量噴管與機(jī)械式推力矢量噴管相比具有明顯的技術(shù)優(yōu)勢，從而成為噴管矢量控制研究的熱點(diǎn)［1－5］。

綜合起來，主要集中在三種控制方法，即激波矢量控制（Shock Vectoring controlling，SVC）［3－4］技術(shù)、噴管喉部偏移（Throat Shift，TS）［1－2］技術(shù)、反流控制（Counter Flow，CF）［6］技術(shù)。

本文采用數(shù)值模擬的方法，對激波矢量控制和喉部偏移兩種噴管氣動矢量控制方法的適用范圍和相關(guān)特性進(jìn)行了研究。

1 噴管幾何結(jié)構(gòu)與氣動條件

1.1 幾何結(jié)構(gòu)

噴管幾何外形［5，7－8］如圖1所示。進(jìn)口面積（高度）Ain＝0.09876，喉部面積（高度）Ath＝0.05283，膨脹比Ae／Ath＝1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7，以完全膨脹為原則所得各膨脹比所對應(yīng)的設(shè)計(jì)落壓比分別是3.059、3.858、4.640、5.432、6.243、7.076、7.933，噴管擴(kuò)張段長度R＝0.0504，二次流噴射位置x／x1＝0.7247（取噴管喉部為軸向坐標(biāo)0點(diǎn)，x1為噴管擴(kuò)張段尾緣軸向位置），二次流噴射孔與噴管主流方向垂直，二次流噴射孔寬度為噴管喉部寬度的7.7%，二次流進(jìn)口面積大于噴射孔喉部面積，在本文所研究的二次流壓比條件下，二次流噴射孔出口達(dá)到聲速。噴管外型面保持不變，而外型面尾緣隨擴(kuò)張段末端的移動而改變。

圖1 噴管幾何型面Fig.1 Nozzle geometry

1.2 氣動條件

本研究中，假設(shè)噴管工作于海平面H＝0km，飛行馬赫數(shù)Ma0＝0.3，氣流方向角為0.0°，噴管進(jìn)口氣流總溫321.6K。

2 噴管流場數(shù)值模擬計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格劃分

為了準(zhǔn)確模擬噴管流場，特將整個(gè)計(jì)算域劃分為11個(gè)區(qū)域，其中噴管內(nèi)部流場分為2個(gè)區(qū)域，兩個(gè)二次噴射流共2個(gè)區(qū)域，自由流分為6個(gè)區(qū)域，噴管后部射流分為1個(gè)區(qū)域。對于遠(yuǎn)場邊界，以噴管出口截面為參照，來流取5倍噴管出口長度，下游取6倍噴管出口長度，上下邊界取7倍噴管外壁最大截面長度。需要說明的是，擴(kuò)張段噴射孔入口的部分區(qū)域與外界小部分區(qū)域看起來重合，但實(shí)際相互之間并無干擾，網(wǎng)格劃分見圖2。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grids distribution

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

整個(gè)區(qū)域共劃分網(wǎng)格點(diǎn)16萬，壁面y＋值接近1，并使用壁面插值函數(shù)。流場計(jì)算采用隱式格式求解對流項(xiàng)，采用有限體積法求解N－S方程，湍流模型選用k－ε模型。進(jìn)口給定總壓、總溫和氣流方向角，出口給定靜壓。相關(guān)氣動參數(shù)均根據(jù)第1節(jié)中的設(shè)計(jì)參數(shù)給出。整個(gè)流場采用噴管進(jìn)口參數(shù)進(jìn)行初始化。

在本研究中，通過分別位于噴管上下兩側(cè)的噴射孔同時(shí)噴射實(shí)現(xiàn)TS法控制氣動推力矢量；通過位于擴(kuò)張段的噴射孔單獨(dú)噴射而位于喉部上方的噴射孔關(guān)閉實(shí)現(xiàn)SVC法控制流體推力矢量。

3 流場計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 典型流場結(jié)構(gòu)分析

以落壓比NPR＝4.0，二次流噴射孔進(jìn)口總壓與主流總壓之比（稱之為二次流壓比）SPR＝1.0，膨脹比Ae／Ath＝1.4為例對兩種流體推力矢量方式的流場進(jìn)行對比，當(dāng)位于喉部和擴(kuò)張段的噴射孔都噴射氣流時(shí)的流場計(jì)算結(jié)果見圖3，只有擴(kuò)張段噴射孔噴射時(shí)的流場計(jì)算結(jié)果見圖4。

由圖3可見，當(dāng)噴管上下兩側(cè)噴射時(shí)，噴管氣動喉部嚴(yán)重偏離噴管的幾何喉部，噴管出口氣流方向也隨之發(fā)生了偏轉(zhuǎn)。上側(cè)噴射孔前分離區(qū)域位于噴管收縮段，從而對主流產(chǎn)生了阻塞作用，造成主流流量的減小。位于噴管喉部的噴射孔，其前后分離區(qū)域均小于擴(kuò)張段噴射孔，原因是喉部的氣流靜壓大于擴(kuò)張段，使喉部二次流入射深度較小。

由圖4可見，當(dāng)擴(kuò)張段噴射孔單獨(dú)噴射時(shí)，二次流噴射對噴管聲速線無影響（在本算例中，喉部下壁面處聲速線略受擾動）。當(dāng)主流壓力不變時(shí)，二次流總壓影響二次流的入射深度，從而影響噴射孔上游分離區(qū)域的大小。噴射孔下游分離區(qū)域內(nèi)呈亞聲速流動狀態(tài)，所以該區(qū)域壁面壓力與外界大氣壓相同［5］。

3.2 SVC法與TS法控制噴管矢量性能對比

為了確定TS法與SVC法控制噴管矢量性能對不同膨脹比噴管的適應(yīng)范圍，本研究對NPR分別為4和7時(shí)，噴管喉部高度相同，而膨脹比不同的噴管進(jìn)行了流場特性的數(shù)值模擬，NPR＝4時(shí)噴管性能見圖5，NPR＝7時(shí)噴管性能見圖6。

由圖5（a）和圖6（a）可見，噴管的膨脹比在約為1.5時(shí)是一個(gè)關(guān)鍵的分界點(diǎn)，當(dāng)膨脹比小于1.5時(shí)，采用TS法使噴管的推力矢量角更大；而當(dāng)膨脹比大于1.5時(shí)，采用SVC法使噴管的推力矢量角更大。由圖5（b）和圖6（b）可見，SVC法所對應(yīng)的推力系數(shù)更大，這是因?yàn)椴捎肨S法時(shí)，喉部上方的噴射時(shí)主流流量減小，從而使TS法所對應(yīng)的推力系數(shù)小于SVC法，同時(shí)，不同膨脹比所對應(yīng)的推力系數(shù)有一個(gè)峰值。由圖5（c）和圖6（c）可見，SVC法主、次流流量比小于TS法，這是因?yàn)門S法有上、下兩個(gè)噴射孔同時(shí)在注入二次流氣體，同時(shí)二次流流量幾乎不隨膨脹比變化，由此可見，決定主、次流流量比的主要因素是二次流與主流總壓比（SPR）。

4 結(jié) 論

根據(jù)對具有不同膨脹比二元收擴(kuò)噴管的流場數(shù)值模擬計(jì)算，可以得出如下結(jié)論：

（1）TS法與SVC法所對應(yīng)的噴管聲速線具有不同的分布特征，TS法使噴管聲速線發(fā)生嚴(yán)重扭曲，而SVC法對噴管聲速線無影響；

（2）不同膨脹比所對應(yīng)的最優(yōu)矢量控制方法不同，當(dāng)膨脹比小于1.5時(shí)，宜采用TS法控制噴管推力矢量角，而膨脹比大于1.5時(shí)，則須采用SVC法；

（3）TS法在控制噴管氣動矢量角度的同時(shí)，還可以限制噴管主流流量。

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［6］SANTOS M M.Experimental study on counter flow thrust vectoring of a gas turbine engine［D］.［Doctor′s Degree Dissertation］.The Florida State University College of Engineering，2005.

［7］李志杰，王占學(xué).二次流噴射位置對流體推力矢量噴管氣動性能影響的數(shù)值模擬研究［J］.航空動力學(xué)報(bào)，2008，9.

［8］李志杰，王占學(xué).基于激波控制的流體推力矢量噴管數(shù)值模擬及試驗(yàn)?zāi)M［R］.天津：2008年中國工程熱物理學(xué)會年會，2008.