一種新型雙喉道射流矢量噴管的工作特性研究

姬俊威 呂增亮

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司,遼寧沈陽 110043)

一種新型雙喉道射流矢量噴管的工作特性研究

姬俊威 呂增亮

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司,遼寧沈陽 110043)

推力矢量概念的引入使現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)獲益匪淺,增強(qiáng)了敏捷性和機(jī)動(dòng)性,允許飛機(jī)作過失速機(jī)動(dòng),提升了在近距格斗中的戰(zhàn)術(shù)優(yōu)勢(shì),改善了所有飛行條件下的控制效率,減少了對(duì)水平和垂直尾翼的依賴,從而降低與之相關(guān)的阻力和雷達(dá)反射截面,進(jìn)一步提高了超視距戰(zhàn)斗能力,改進(jìn)了短距起落能力等。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)。

新型雙喉道射流矢量噴管 擴(kuò)張段 開縫

1 引言

由于射流矢量噴管的幾何固定,以及在與后機(jī)身融合方面相對(duì)于機(jī)械方式有一定優(yōu)越性,所以射流矢量噴管是現(xiàn)代技術(shù)發(fā)展的必然。本文對(duì)一種新型雙喉道射流矢量噴管進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,分析了此新型二元雙喉道射流矢量噴管的流動(dòng)結(jié)構(gòu)及性能特征,繼而探索了擴(kuò)張開縫方案對(duì)其推力矢量性能的改善作用,獲得了擴(kuò)張開縫方案設(shè)計(jì)規(guī)律。研究結(jié)果表明,新型噴管的擴(kuò)張段能顯著提高矢量角,但是卻導(dǎo)致了一定的推力損失。研究中所采用的擴(kuò)張段開縫措施能顯著改善推力的損失,且改善幅度隨著開縫率的增加以及開縫數(shù)的增加而增加,研究還發(fā)現(xiàn),離下游喉道近的縫對(duì)噴管的推力矢量性能正面影響較大;平均縫寬相等的情況下,縫寬等差減小時(shí)噴管的性能優(yōu)于等縫寬,縫寬等差增大性能最差;開縫角為35度左右時(shí)噴管性能最佳;當(dāng)開縫數(shù)減少,縫的位置前移時(shí),噴管矢量角增大,而推力系數(shù)略有降低。

2 推力矢量的研究分析

推力矢量的產(chǎn)生主要包括傳統(tǒng)的機(jī)械方法和目前正處于研究的射流矢量法。由于射流矢量噴管幾何固定,結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,有利于減輕發(fā)動(dòng)機(jī)重量和進(jìn)行維修,并且在與后機(jī)身融合方面與機(jī)械方式相比有較大優(yōu)越性,因此目前國(guó)內(nèi)外都加大了對(duì)射流矢量噴管的研究投入。

根據(jù)應(yīng)用射流產(chǎn)生推力矢量方式的不同,目前的射流推力矢量技術(shù)主要基于三種方法：激波矢量控制法、喉道偏斜方法、逆流方法。其中比較熱門的是NASA LaRC提出的基于“喉道偏斜法”理論的“雙喉道射流矢量噴管”。雙喉道射流矢量噴管在噴管進(jìn)口和出口都有一喉道,喉道間為空腔,通過在上游喉道處注入射流使主流在空腔中發(fā)生偏轉(zhuǎn),主流在流出噴口時(shí)與水平面產(chǎn)生夾角,從而產(chǎn)生了推力矢量。但此方法獲得的最佳設(shè)計(jì)方案是以2.55%的次流消耗率獲得14.34的矢量角,且推力系數(shù)為0.967,矢量效率為5.63。但是15%左右的矢量角還遠(yuǎn)遠(yuǎn)滿足不了實(shí)際應(yīng)用的需求,為此需要采取一些新的方法來解決矢量角距離實(shí)際應(yīng)用偏小這一問題。

為了解決矢量角偏小的問題,本文在雙喉道射流矢量噴管后加了擴(kuò)張段,主要分析它內(nèi)部流動(dòng)機(jī)理。當(dāng)下縫注入二次流時(shí),偏轉(zhuǎn)氣流在擴(kuò)張段下板面產(chǎn)生附壁效應(yīng),當(dāng)擴(kuò)張段擴(kuò)張角合適,主流沿著擴(kuò)張段下板面流動(dòng),矢量角增大,即擴(kuò)張段的存在,可以顯著增大矢量角。

本文所討論的二元新型雙喉道射流矢量噴管是上下完全對(duì)稱的,所以本文數(shù)值模擬研究中均采用下縫注入次流的方式。在外流Ma為0.05下,對(duì)新型二元雙喉道射流矢量噴管進(jìn)行了初步數(shù)值模擬研究,以了解其流動(dòng)結(jié)構(gòu)和性能特征,進(jìn)而對(duì)噴管擴(kuò)張段開縫的設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了初步的探索。研究工作主要分為兩個(gè)部分。第一：對(duì)新型二元雙喉道射流矢量噴管下縫注入射流的流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬,分析其內(nèi)流流動(dòng)特性和性能。第二：對(duì)擴(kuò)張段采用開縫方案設(shè)計(jì),研究開縫對(duì)噴管流動(dòng)結(jié)構(gòu)和性能的影響,并主要針對(duì)擴(kuò)張段的開縫率、開縫角、縫寬以及開縫數(shù)與位置這些參數(shù)進(jìn)行系統(tǒng)研究,比較這些參數(shù)變化對(duì)噴管性能的影響,得到這些參數(shù)的設(shè)計(jì)規(guī)律。

通過上述兩個(gè)方面的研究工作,主要得到以下結(jié)論：第一,增加擴(kuò)張段對(duì)噴管矢量角有改善作用,但是擴(kuò)張段也對(duì)射流矢量噴管的性能帶來一些不利影響,導(dǎo)致了推力系數(shù)的急劇下降;第二,擴(kuò)張段開縫,通過外界氣流在壓差作用下自動(dòng)填充擴(kuò)張段,抑制了出口氣流的過膨脹,減少了推力損失,提高了推力系數(shù);第三,開縫率的增大對(duì)于噴管的推力系數(shù)有一定改善作用,但會(huì)造成矢量角的降低,離下游喉道近的縫,對(duì)噴管矢量性能的正面影響較大,平均縫寬相等的情況下,縫寬等差減小時(shí)噴管的性能優(yōu)于等縫寬,縫寬等差增大性能最差,當(dāng)開縫角為35度左右時(shí)噴管性能最佳;第四,當(dāng)開縫數(shù)減少,且縫的位置前移時(shí),噴管的矢量角增大,而推力系數(shù)略有降低。第五,在擴(kuò)張段前半部分開縫不會(huì)引起附面層分離點(diǎn)大幅前移,矢量角變化不大,并且還能提高推力系數(shù),而在擴(kuò)張段后半部分開縫時(shí)會(huì)導(dǎo)致附面層分離點(diǎn)大幅前移,矢量角急劇下降,不過可以大幅提高推力系數(shù),即離下游喉道近的縫對(duì)噴管性能正面影響較大,而離噴口近的縫能顯著提高推力系數(shù),但是也造成矢量角大幅下降。

3 結(jié)語

由于研究時(shí)間較短,所做工作僅是圍繞二維狀態(tài)展開的,可以對(duì)三維狀態(tài)進(jìn)行研究,以提高數(shù)據(jù)的使用性。如有實(shí)驗(yàn)條件,應(yīng)該進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究,驗(yàn)證數(shù)值模擬所得數(shù)據(jù)是否正確。在開縫研究方案中,本文選取的計(jì)算點(diǎn)不多,僅對(duì)其發(fā)展趨勢(shì)作了分析,因此可以多設(shè)置一些計(jì)算點(diǎn),使獲得的設(shè)計(jì)規(guī)律更加可靠。

[1]譚慧俊等.二元雙喉道射流推力矢量噴管的數(shù)值模擬研究.航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2007年10月.

[2]陳智.雙喉道射流矢量噴管的設(shè)計(jì)規(guī)律及與后機(jī)身的一體化問題.南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文,2007年3月.