軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)矢量噴管內(nèi)特性數(shù)值模擬

卿太木，王 恒，廖華琳

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

推力矢量技術(shù)被認(rèn)為是第四代戰(zhàn)斗機(jī)和先進(jìn)無人作戰(zhàn)飛機(jī)的必備技術(shù)，有著巨大的軍事和經(jīng)濟(jì)意義。氣動(dòng)矢量噴管作為推力矢量技術(shù)的代表，已成為替代現(xiàn)役和在研機(jī)械調(diào)節(jié)式矢量噴管的革命性技術(shù)方案，引起了國內(nèi)外廣泛重視。雙喉道氣動(dòng)矢量噴管，是美國NASA蘭利研究中心于2003年提出的一種新型氣動(dòng)矢量噴管概念[1]。蘭利研究中心對(duì)二元雙喉道氣動(dòng)矢量噴管的幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)、噴管主/次流進(jìn)口參數(shù)變化對(duì)噴管內(nèi)特性的影響，進(jìn)行了數(shù)值模擬和模型試驗(yàn)研究[2]，找出了二元雙喉道氣動(dòng)矢量噴管內(nèi)特性變化規(guī)律。國內(nèi)對(duì)氣動(dòng)矢量噴管也進(jìn)行了一定研究，文獻(xiàn)[3]對(duì)二元雙喉道氣動(dòng)矢量噴管的幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)變化進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，文獻(xiàn)[4]對(duì)軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)矢量噴管的進(jìn)口氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行了數(shù)值仿真分析。本文利用數(shù)值模擬方法，對(duì)軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)矢量噴管幾何參數(shù)變化對(duì)噴管內(nèi)特性的影響進(jìn)行了分析，并優(yōu)選了一組噴管幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)。

2 計(jì)算模型及內(nèi)特性參數(shù)定義

2.1 計(jì)算方法

軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)矢量噴管計(jì)算幾何模型見圖1。采用經(jīng)文獻(xiàn)[4]驗(yàn)算過的FLUENT三維解算器基于有限體積法進(jìn)行耦合求解，計(jì)算模型選用基于湍流能量方程和擴(kuò)散速率方程的標(biāo)準(zhǔn)兩方程k-ω模型，對(duì)流項(xiàng)選用二階迎風(fēng)差分格式，時(shí)間項(xiàng)采用全隱式。圖中，D7為噴管進(jìn)口直徑，D8為噴管喉道直徑，D9為噴管出口直徑，L為噴管空腔長度，α為次流注入角度，θ1為空腔擴(kuò)張角，θ2為空腔收斂角，β為次流周向角，d為次流小孔直徑，N為次流孔數(shù)量。

圖1 噴管模型幾何參數(shù)Fig.1 The geometrical parameters of nozzle

2.2 內(nèi)特性參數(shù)定義

(1)流量系數(shù)

式中：mt為噴管主流實(shí)際流量，mc為噴管次流實(shí)際流量，mi為噴管理論流量。

(2)推力系數(shù)

式中：Fx為噴管軸向?qū)嶋H推力，F(xiàn)y為噴管法向?qū)嶋H推力，F(xiàn)i為噴管理論推力。

(3)氣動(dòng)矢量角

(4)氣動(dòng)矢量效率

η=δ/[100mc/(mt+mc)]

3 幾何參數(shù)對(duì)噴管內(nèi)特性的影響

3.1 次流注入角

對(duì)次流注入角α分別為 30°、60°、90°、120°時(shí)的雙喉道噴管流場進(jìn)行模擬，其余幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)中次流周角固定為60°、空腔擴(kuò)張角固定為10°、空腔收斂角固定為30°、空腔長度固定為132.68 mm。計(jì)算中，噴管主流落壓比取1.89和3.00，前者為雙喉道噴管設(shè)計(jì)落壓比，后者根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管常用落壓比值確定。根據(jù)主、次流流量比值范圍，將次流落壓比定為3.10和5.30。矢量特性計(jì)算結(jié)果見圖2，推力特性和流量特性見圖3。

圖2 氣動(dòng)矢量角、氣動(dòng)矢量效率隨次流注入角的變化Fig.2 Vector angle and thrust vector efficiency vs.secondary inject angle

圖3 推力系數(shù)、流量系數(shù)隨次流注入角的變化Fig.3 Thrust ratio and discharge coefficient vs.secondary inject angle

可見，隨著次流注入角度的增加，兩種主流落壓比(NPRt)下氣動(dòng)矢量角均呈單調(diào)下降趨勢(shì)。落壓比為3.00時(shí)降幅約5.1°，落壓比為1.89時(shí)降幅約5.6°；落壓比為1.89的矢量角總體比落壓比為3.00的高1.0°～1.7°。落壓比為 3.00 時(shí)，氣動(dòng)矢量角最大為11.2°；落壓比為1.89時(shí)，氣動(dòng)矢量角最大為12.9°。這表明次流注入角對(duì)噴管氣動(dòng)矢量角的影響非常明顯，較小的次流注入角有利于次流流量的注入，提升噴管氣動(dòng)矢量角。隨著次流注入角度的增加，兩種主流落壓比下的氣動(dòng)矢量效率變化趨勢(shì)一致，在前三種次流入射角下，噴管矢量效率變化不大；入射角等于90°后，矢量效率急劇下降，NPRt=3.00/1.89時(shí)，矢量效率分別為2.65°/1%和3.33°/1%。這表明入射角90°附近是矢量效率的一個(gè)分界點(diǎn)，當(dāng)次流注入流向與主流流向一致時(shí)矢量效率較低，次流注入流向與主流流向相反時(shí)能獲得較高的矢量效率。

隨著次流注入角度的增加，兩種主流落壓比下Cf和Cm均呈單邊上升的趨勢(shì)，次流的注入改變了噴管流場，進(jìn)而影響了噴管的Cf和Cm。但不同的次流注入角影響程度不一樣，總體上次流注入角度越大對(duì)噴管流場的影響越小，推力損失變?cè)叫?，Cf和Cm越高。

3.2 次流周向角

對(duì)次流周向角β分別為50°、60°、72°、85°時(shí)的雙喉道噴管流場進(jìn)行模擬，結(jié)果如圖4～圖7所示?？梢?，周向角度增加會(huì)降低噴管氣動(dòng)矢量角，較小的次流周向注入角有利于次流流量的注入，提升了噴管的氣動(dòng)矢量角。落壓比為1.89時(shí)周向角為50°的矢量效率最高，達(dá)到了4.84°/1%。隨著次流周向角的增大，氣動(dòng)矢量效率逐漸下降且趨勢(shì)變緩，較小的次流周向角有利于提升噴管矢量效率。第一喉道前典型截面的速度云圖基本一致，受次流注入的影響微弱，流場呈現(xiàn)較好的軸對(duì)稱性。當(dāng)次流以不同周向角注入后，在接近次流注入的下游區(qū)域，可明顯看出流場的不對(duì)稱性。同時(shí)，次流周向角越小，次流注入?yún)^(qū)域越集中，對(duì)流場的影響越大，使得噴管矢量角更大、矢量效率更高，流場結(jié)果較好地反應(yīng)了不同周向角下噴管矢量特性的變化結(jié)果。

圖4 氣動(dòng)矢量角、氣動(dòng)矢量效率隨次流周向角的變化Fig.4 Vector angle and thrust vector efficiency vs.secondary circumferential angle

圖5 周向角50°下噴管典型截面的速度云圖Fig.5 The velocity section contours of 50°circumferential angle

圖6 不同周向角下噴管次流區(qū)域下游截面的速度云圖Fig.6 The velocity section contours of different circumferential angles

圖7 推力系數(shù)、流量系數(shù)隨次流周向角的變化Fig.7 Thrust ratio and discharge coefficient vs.secondary circumferential angle

隨著次流周向角度的增加，兩種主流落壓比下噴管推力系數(shù)均呈單邊微弱下降趨勢(shì)，且降幅較小，約在0.01以內(nèi)。次流周向注入角對(duì)噴管推力系數(shù)的影響微弱。兩種主流落壓比下，除周向角為60°的流量系數(shù)較低外，其余流量系數(shù)基本一致。

3.3 空腔擴(kuò)張角

對(duì)空腔擴(kuò)張角θ1分別為 5°、10°、20°時(shí)的雙喉道噴管流場進(jìn)行模擬結(jié)果見圖8～圖10?？梢姡?0°空腔擴(kuò)張角有相對(duì)較優(yōu)的矢量角，空腔擴(kuò)張角增大到20°時(shí)，矢量角及矢量效率劇烈下降，5°和10°的矢量效率基本相當(dāng)。落壓比為1.89的矢量角和矢量效率均比落壓比3.00的高。

隨著空腔擴(kuò)張角的增加，噴管推力系數(shù)逐漸下降；當(dāng)落壓比為3.00、空腔擴(kuò)張角由5°升至20°時(shí)，推力系數(shù)由0.939降至0.907。由前文可知，擴(kuò)張角過大不利于噴管矢量偏轉(zhuǎn)，因此雙喉道氣動(dòng)矢量噴管的空腔擴(kuò)張角不宜大于10°。當(dāng)落壓比為3.00、空腔擴(kuò)張角由5°升至20°時(shí)，流量系數(shù)由0.834降至0.780，過大的噴管空腔擴(kuò)張角不利于噴管流通。

圖8 氣動(dòng)矢量角、氣動(dòng)矢量效率隨空腔擴(kuò)張角的變化Fig.8 Vector angle and thrust vector efficiency vs.cavity divergence angle

圖9 推力系數(shù)、流量系數(shù)隨空腔擴(kuò)張角的變化Fig.9 Thrust ratio and discharge coefficient vs.cavity divergence angle

圖10 不同擴(kuò)張角下噴管的三維流線圖Fig.10 The 3D streamline pattern of different cavity divergence angles

從不同擴(kuò)張角下噴管的三維流線圖中可看出，在空腔頂部形成了回流區(qū)，5°的回流區(qū)比10°的明顯偏小，因而10°的矢量偏轉(zhuǎn)角較5°的大。20°擴(kuò)張角中，在空腔上下形成了兩個(gè)回流區(qū)，其相互作用導(dǎo)致該結(jié)構(gòu)矢量角偏小，同時(shí)使噴管流動(dòng)損失增大，導(dǎo)致其流量系數(shù)、推力系數(shù)降低。

3.4 空腔收斂角

由圖11可以看出，噴管氣動(dòng)矢量角隨空腔收斂角θ2的變化幅度非常明顯，兩種落壓比下矢量角均單調(diào)上升；設(shè)計(jì)落壓比下，空腔收斂角由10°變化至40°時(shí)，矢量角由6.3°增至13.8°。矢量效率增幅也非常顯著，空腔收斂角由10°變化至40°時(shí)，矢量效率由2.58°/1%增至4.59°/1%，且增幅主要出現(xiàn)在收斂角由 10°增至 30°的過程中；30°與 40°的矢量效率基本相當(dāng)。

圖11 氣動(dòng)矢量角、氣動(dòng)矢量效率隨空腔收斂角的變化Fig.11 Vector angle and thrust vector efficiency vs.cavity convergence angle

圖12 推力系數(shù)、流量系數(shù)隨空腔收斂角的變化Fig.12 Thrust ratio and discharge coefficient vs.cavity convergence angle

從圖12中可以看出，隨著空腔收斂角的增加，噴管推力系數(shù)有下降趨勢(shì)但不明顯，噴管流量系數(shù)逐漸下降；當(dāng)落壓比為1.89、空腔收斂角由20°升至40°時(shí)，流量系數(shù)由0.801降至0.727。因此，過大的噴管空腔收斂角不利于噴管流通。

從流線對(duì)比圖(圖13)中可看出，空腔上部回流區(qū)的大小和回流區(qū)周邊低速高壓氣流的方向。收斂角從10°增至40°的過程中，回流區(qū)逐漸加大，壓迫主流的能力增強(qiáng)，同時(shí)回流區(qū)周邊低速高壓氣流的方向逐漸由平行噴管出口方向到上偏，使得主流矢量偏轉(zhuǎn)角明顯增大。這是由于收斂角變化引起空腔結(jié)構(gòu)變化和收斂角的導(dǎo)流作用所致。

3.5 空腔長度

圖13 不同收斂角下噴管的三維流線圖Fig.13 The 3D streamline pattern of different cavity convergence angle

圖14 氣動(dòng)矢量角、氣動(dòng)矢量效率隨空腔長度的變化Fig.14 Vector angle and thrust vector efficiency vs.cavity length

由圖14可以看出，噴管氣動(dòng)矢量角隨空腔長度的變化幅度非常明顯，兩種落壓比下矢量角均呈現(xiàn)單調(diào)上升趨勢(shì)。設(shè)計(jì)落壓比下，空腔長度由107.00 mm變化至184.10 mm時(shí)，矢量角由10.5°增加至14.8°。矢量效率的增幅也非常顯著，設(shè)計(jì)落壓比下，空腔長度由107.00 mm變化至184.10 mm時(shí)，矢量效率由4.03°/1%增加至5.35°/1%，且增幅主要出現(xiàn)在空腔長度由107.00 mm增加至158.40 mm的過程中，158.40 mm與184.10 mm的矢量效率基本相當(dāng)。落壓比為3.00時(shí)，氣動(dòng)矢量角呈線性增加，從9.2°增加到14.2°，增幅明顯；矢量效率也幾乎呈線性增加。以上表明，空腔較長有利于噴管矢量角增加。

圖15中，隨著空腔長度的增加，落壓比為3.00時(shí)，噴管推力系數(shù)在0.92～0.93之間波動(dòng)。設(shè)計(jì)落壓比下，前三種噴管空腔長度中，推力系數(shù)在0.90附近波動(dòng)，噴管長度對(duì)噴管推力系數(shù)的影響微弱。噴管流量系數(shù)呈單調(diào)下降趨勢(shì)，設(shè)計(jì)落壓比時(shí)下降了0.042，落壓比為3.00時(shí)下降了0.030?？涨婚L度增加，空腔最大直徑相應(yīng)增加，導(dǎo)致流阻加大，流量系數(shù)下降。

圖15 推力系數(shù)、流量系數(shù)隨空腔長度的變化Fig.15 Thrust ratio and discharge coefficient vs.cavity length

由圖16的流線對(duì)比圖可看出空腔不同長度時(shí)上部回流區(qū)的大小和長度。隨著空腔長度的增加，形成回流區(qū)的空間不斷增加，壓迫主流的能力增強(qiáng)，使得主流矢量偏轉(zhuǎn)的角度也相應(yīng)增加。圖17給出了空腔長度分別為107.00 mm和184.10 mm的噴管上下壁面區(qū)域壓力分布曲線，可見后者的上下區(qū)域壁面壓差明顯比前者大，較大的壓差有利于促進(jìn)噴管氣流矢量角的產(chǎn)生。

圖16 不同空腔長度下噴管的三維流線圖Fig.16 The 3D streamline pattern of different cavity length

圖17 不同空腔長度下噴管上下壁面區(qū)域的壓力分布Fig.17 Wall pressures distribution of different cavity length

4 幾何參數(shù)優(yōu)選

綜合前文的影響結(jié)果，優(yōu)化出了一組雙喉道氣動(dòng)矢量噴管的幾何參數(shù)，見表1；優(yōu)化前后的內(nèi)特性計(jì)算結(jié)果見表2，表中NPRc為次流落壓比。

表1 優(yōu)選的噴管幾何參數(shù)Table 1 The optimized geometrical parameters of nozzle

表2 優(yōu)化前后噴管內(nèi)特性計(jì)算結(jié)果及對(duì)比Table 2 The comparison of nozzle internal performance before and after optimization

由表2可知，優(yōu)化后設(shè)計(jì)點(diǎn)噴管矢量角較落壓比為3.00的工況高。15.5°的矢量角基本可滿足目前飛機(jī)對(duì)噴管矢量角的要求，且引氣量較少；設(shè)計(jì)落壓比及落壓比為3.00的工況下，次流引氣流量約為2.8%時(shí)推力特性(0.920、0.932)較好，氣動(dòng)矢量效率也大于5.00°/1%，遠(yuǎn)高于激波誘導(dǎo)式氣動(dòng)矢量噴管的氣動(dòng)矢量效率(1.70°/1%)[5]。適當(dāng)減小次流入射角、次流周向角，增長噴管長度等對(duì)噴管進(jìn)行了優(yōu)化。上述參數(shù)的變化對(duì)噴管流量特性有一定的不利影響，噴管流量系數(shù)相比優(yōu)化前降低了1%～2%。優(yōu)化后的幾何參數(shù)對(duì)噴管推力特性產(chǎn)生了積極影響，落壓比為3.00時(shí)的計(jì)算工況下，推力系數(shù)達(dá)到了0.932，高于激波誘導(dǎo)式及其它喉道偏移式氣動(dòng)矢量噴管的推力系數(shù)(0.900左右[5])。

5 結(jié)論

本文對(duì)軸對(duì)稱雙喉道氣動(dòng)矢量噴管主要幾何參數(shù)對(duì)噴管內(nèi)特性的影響進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明：次流注入角、空腔收斂角、空腔長度等幾何因素對(duì)噴管矢量特性影響較大，次流注入角、空腔擴(kuò)張角等對(duì)噴管推力特性有較大影響?？涨簧喜炕亓鲄^(qū)大小直接影響到噴管矢量性能，擴(kuò)張角為20°時(shí)，空腔上、下部出現(xiàn)了雙回流區(qū)，使矢量特性下降。根據(jù)分析結(jié)果，對(duì)噴管幾何參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，得到了一組相對(duì)較優(yōu)的雙喉道氣動(dòng)矢量噴管幾何參數(shù)，優(yōu)化后的噴管矢量角可達(dá)到15.5°，矢量效率達(dá)5.70°/1%，噴管推力系數(shù)為0.920。

[1]Deere K A，Berrier B L，F(xiàn)lamm J D.Computational Study of Fluidic Thrust Vectoring Using Separation Control in a Nozzle[R].AIAA 2003-3803，2003.

[2]Flamm J D，Deere K A，Berrier B L，et al.An Experimen?tal Study of a Dual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle Concept[R].AIAA 2005-3503，2005.

[3]周慧晨，譚慧俊，孫 姝，等.一種矢量增強(qiáng)型雙喉道射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25(9)：2070—2076.

[4]卿太木，廖華琳，朱 川.軸對(duì)稱雙喉道流體控制矢量噴管三維數(shù)值模擬[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究2009，22(3)：14—18.

[5]張群鋒.軸對(duì)稱射流矢量噴管的試驗(yàn)和數(shù)值模擬[J].推進(jìn)技術(shù)，2004，25(2)：139—143.