二元雙喉道射流推力矢量噴管流動(dòng)參數(shù)影響的數(shù)值研究

李耀華，李建強(qiáng)，楊黨國(guó)，張 詣，周清展

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

二元雙喉道射流推力矢量噴管流動(dòng)參數(shù)影響的數(shù)值研究

李耀華＊，李建強(qiáng)，楊黨國(guó)，張 詣，周清展

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

采用數(shù)值模擬方法研究了不同流動(dòng)參數(shù)對(duì)二元雙喉道射流推力矢量噴管（Dual-throat fluidic Thrust-vectoring Nozzle，DTN）內(nèi)流特性和推力矢量控制效果的影響。結(jié)果表明，DTN在非推力矢量情況下，NPR在3～4范圍時(shí)，推力系數(shù)較大，達(dá)到0.968，而流量系數(shù)較小，僅為0.93；NPR再增大，推力系數(shù)迅速下降。在推力矢量情況下，落壓比一定時(shí)，隨著次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系數(shù)、推力系數(shù)、推力矢量效率減小；次流流量比一定時(shí)，隨著落壓比的增加，推力矢量角減小，系統(tǒng)推力系數(shù)先增加后減小，流量系數(shù)略微增加。

雙喉道；射流推力矢量；推力矢量噴管；數(shù)值模擬

0 引 言

戰(zhàn)斗機(jī)歷來(lái)是空中力量的中堅(jiān)。未來(lái)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)為實(shí)現(xiàn)良好的敏捷性、大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行、超短距起飛著陸性能等，要求飛機(jī)具有良好的操縱特性和機(jī)動(dòng)性能，并要求在全飛行包線范圍內(nèi)都具有良好的升力和控制力矩特性。傳統(tǒng)的通過(guò)操縱面偏轉(zhuǎn)獲得所需控制力和力矩的方法，已經(jīng)難以滿足高性能先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的需求，采用推力矢量轉(zhuǎn)向控制技術(shù)是實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)的有效手段之一。

射流推力矢量控制技術(shù)是通過(guò)在噴管內(nèi)型面引入次流，利用次流及其與噴管內(nèi)主氣流相互作用，使噴管主氣流相對(duì)飛行器軸線發(fā)生偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。與傳統(tǒng)的機(jī)械式推力矢量控制技術(shù)相比，射流推力矢量控制技術(shù)具有機(jī)械部件少、重量輕、費(fèi)用低、矢量角偏轉(zhuǎn)速率高等顯著優(yōu)點(diǎn)［1］，因而已引起航空領(lǐng)域的廣泛關(guān)注。目前研究較多的射流推力矢量控制技術(shù)主要有：激波控制、喉道偏斜以及在此基礎(chǔ)上發(fā)展的雙喉道偏斜和逆流控制等。激波控制可以產(chǎn)生較大的推力矢量角，最大可達(dá)17.3°，但由于主流通過(guò)激波，推力系數(shù)損失較大（典型的為0.84～0.90）［2-3］。喉道偏斜可以產(chǎn)生較大的推力系數(shù)（可達(dá)0.94～0.98）［4-6］，但產(chǎn)生的推力矢量角比激波控制小。逆流控制使用較小的射流就能產(chǎn)生較大的矢量角，推力系數(shù)也較高，但可能存在的附著效應(yīng)和真空源是其急需解決的問(wèn)題［7-9］。雙喉道射流推力矢量噴管（DTN）是NASA LaRC于2003年提出的一種新的射流推力矢量噴管概念［4］。DTN是在傳統(tǒng)的喉道偏斜噴管后增加一個(gè)收縮段，形成凹腔，在上游喉道引入射流偏轉(zhuǎn)該處的聲速面，通過(guò)凹腔內(nèi)流動(dòng)分離產(chǎn)生的上下壁壓力差進(jìn)一步偏轉(zhuǎn)主流（見(jiàn)圖1）。同樣條件下，雙喉道噴管比喉道偏斜噴管能產(chǎn)生更大的推力矢量效率，且推力系數(shù)不降低。NASA在此方面開(kāi)展了較多研究［4，10-18］，并詳細(xì)分析了二元和軸對(duì)稱DTN的內(nèi)流特性和矢量控制效果。國(guó)內(nèi)目前對(duì)DTN的研究尚處于探索跟蹤階段，還未形成真正的工程實(shí)用能力，已有的初步研究結(jié)果表明DTN在獲得高推力系數(shù)的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了高推力矢量效率，顯示了DTN在推力矢量控制技術(shù)應(yīng)用方面具有廣闊的前景。

圖1 DTN的工作機(jī)理圖Fig.1 Sketch of the dual throat nozzle

本文采用數(shù)值模擬方法對(duì)DTN在非推力矢量和推力矢量下的內(nèi)流特性和推力矢量控制效果進(jìn)行了詳細(xì)研究，并探討了噴管流動(dòng)參數(shù)對(duì)DTN內(nèi)流特性及推力矢量性能的影響。

1 DTN模型和主次流條件參數(shù)

本文DTN研究模型［13］如圖2所示，該模型是一個(gè)有兩個(gè)喉道的二維收縮-擴(kuò)張-收縮噴管，在兩個(gè)喉道之間有一個(gè)“空腔”。噴管的寬度101.6mm，上、下游喉道的理論高度29.21mm，上、下游喉道的理論面積約為2967mm2?？涨婚L(zhǎng)度為76.2mm，空腔的擴(kuò)散角為-10°，收斂角為20°。射流出口位于上游最小喉道附近，入射角度為150°。

圖2 DTN幾何外形Fig.2 Geometrical configuration of DTN

2 網(wǎng)格劃分及數(shù)值方法

DTN二維計(jì)算區(qū)域從噴管出口截面向下游延伸了125倍喉道高度，向前延伸了30倍喉道高度，向兩側(cè)延伸了50倍喉道高度。計(jì)算模型的局部網(wǎng)格劃分見(jiàn)圖3。為提高計(jì)算精度及效率，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，為減小網(wǎng)格生成難度，提高網(wǎng)格質(zhì)量，計(jì)算域被分為16個(gè)子區(qū)，各子區(qū)網(wǎng)格單獨(dú)生成后進(jìn)行對(duì)接形成計(jì)算域。在上下壁面加密，離壁最近的網(wǎng)格單元y＋在0.5附近，網(wǎng)格總數(shù)約10萬(wàn)。

圖3 DTN局部網(wǎng)格劃分Fig.3 Enlarged view of the grid near DTN

本文在數(shù)值模擬中，控制方程為全N-S方程組，湍流模型為RNGk-ε模型，在壁面附近采用增強(qiáng)壁面處理，流動(dòng)方程及湍流模型的對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式。計(jì)算邊界條件給定如下：外流場(chǎng)選取壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，靜壓為101 325Pa，總溫固定為300K，自由來(lái)流馬赫數(shù)選取為0.05，以便于計(jì)算收斂；噴管進(jìn)口為滯止參數(shù)條件，給定總壓，總溫300K，速度方向沿邊界法向；次流腔進(jìn)口為滯止參數(shù)條件，給定總溫300K，總壓在計(jì)算中調(diào)整以使次流流量比恒在某個(gè)值附近；其它邊界均為無(wú)滑移絕熱固壁邊界。計(jì)算中，次流均從下方的次流腔中注入，上方的次流腔關(guān)閉。計(jì)算的收斂性根據(jù)殘差下降量級(jí)、噴管出口流量來(lái)綜合判斷。當(dāng)計(jì)算殘差下降3個(gè)數(shù)量級(jí)以上，且出口流量長(zhǎng)時(shí)間保持恒定時(shí)，認(rèn)為計(jì)算收斂。

3 DTN性能參數(shù)計(jì)算公式

3.1 各等熵推力的計(jì)算

其中，wp、ws分別為主、次流質(zhì)量流量，NPR、SPR分別為主、次流壓比，Tt，p、Tt，s分別為主、次流總溫。

3.2 等熵流量的計(jì)算

其中，c＝0.04042，A＊為喉道截面積，p0為總壓，T0為總溫。

3.3 數(shù)值模擬中實(shí)際推力的計(jì)算

乳腺癌是女性最常見(jiàn)的惡性腫瘤之一[2-3]，而轉(zhuǎn)移是乳腺癌進(jìn)展的最后階段，同時(shí)也是乳腺癌患者高死亡率的主要原因[4]，導(dǎo)致超過(guò)90%癌癥患者死亡。正常的乳腺上皮細(xì)胞通過(guò)一系列連續(xù)的變化包括細(xì)胞基因和遺傳表觀的改變與微環(huán)境的相互作用而發(fā)生惡變、侵襲、轉(zhuǎn)移[5]。目前對(duì)于轉(zhuǎn)移的相關(guān)機(jī)制尚未完全清楚。尋找有效的毒副作用小的抗腫瘤侵襲轉(zhuǎn)移藥物，對(duì)提高乳腺癌療效、改善預(yù)后、提高生存質(zhì)量，具有重要的理論意義和臨床應(yīng)用價(jià)值。中藥黃芩素是一種廣泛使用的中草藥，研究發(fā)現(xiàn)黃芩素在體內(nèi)外有廣泛的抗腫瘤的作用[6-10]，因此本實(shí)驗(yàn)研究主要在于發(fā)現(xiàn)黃芩素抑制乳腺癌細(xì)胞肝轉(zhuǎn)移的影響及相關(guān)的作用機(jī)制。

其中，n為噴管出口面的外法線，v為出口面上的速度矢量，un為法向速度的大小，un＝unx＋vny＋wnz。在噴管出口面按上式積分獲得噴管內(nèi)推力的各分量，而后按下式計(jì)算噴管產(chǎn)生的實(shí)際總推力：

3.4 射流矢量噴管的性能監(jiān)測(cè)參數(shù)

4 計(jì)算結(jié)果分析

4.1 數(shù)值方法實(shí)例驗(yàn)證

圖4給出了無(wú)射流DTN噴管流量系數(shù)Cd，prim，推力系數(shù)Cfg，sys試驗(yàn)結(jié)果、PAB3D計(jì)算結(jié)果［13］與本文計(jì)算結(jié)果的對(duì)比曲線圖?？梢?jiàn)，計(jì)算結(jié)果同試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，系數(shù)隨NPR變化趨勢(shì)基本相同，表明本文采用的數(shù)值方法基本正確。

圖4 無(wú)射流DTN內(nèi)流特性參數(shù)對(duì)比圖Fig.4 Comparison of the internal flow patterns obtained by experiments and computations

4.2 次流流量比3%、NPR＝4時(shí)DTN的內(nèi)流特性

以主流落壓比為4、次流流量比為3%工況為例對(duì)噴管流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行分析。圖5給出了噴管流線圖和等馬赫數(shù)線圖。從圖中可看出，噴管內(nèi)主流發(fā)生了兩次偏轉(zhuǎn)：第一次發(fā)生在上游喉道附近，由于次流的注入壓迫噴管主流向上偏轉(zhuǎn)；第二次發(fā)生在下游喉道附近，由于空腔收斂段的導(dǎo)流作用所致。主流兩次偏轉(zhuǎn)的最終效果使得噴管出口處氣流以一定的角度排出，從而使噴管獲得矢量推力。由于次流的注入，導(dǎo)致了管內(nèi)流動(dòng)的非對(duì)稱性和DTN下部很大的分離區(qū)，分離區(qū)的上邊界外凸，形成了主流的“流動(dòng)邊界”，使得主流在幾乎不擴(kuò)張的通道內(nèi)流動(dòng)，馬赫數(shù)基本在1以內(nèi)，只在噴管的出口氣流才達(dá)到聲速。由于主、次流的摻混在低馬赫數(shù)下進(jìn)行，在管內(nèi)的超聲速區(qū)不大，沒(méi)有強(qiáng)烈的激波系，避免了較大的推力損失。

圖6為噴管流場(chǎng)靜壓線圖。從圖中可以看出，噴管入口段流速較低，內(nèi)部靜壓對(duì)稱且較高，接近噴管主流總壓值；氣流進(jìn)入噴管收斂段后，由于速度增加，氣流壓力隨之下降，且隨著噴管軸向距離的增加逐漸呈不對(duì)稱狀，這是由于次流的干擾所致。在噴管空腔內(nèi)部，靜壓基本維持在250kPa附近；在噴管空腔上下轉(zhuǎn)角處，由于氣流在此流速較低，靜壓有一定程度的提升。在氣流流經(jīng)下游喉道的過(guò)程中，由于氣流流速增大，壓力逐漸降低，一直延伸至噴管出口處。

圖7給出了DTN上、下壁面靜壓分布曲線以及相同參數(shù)下次流流量為0的壁面壓力分布，從圖中可以看出沿噴管壁面靜壓的變化過(guò)程。在非推力矢量下，DTN的上下壁面壓力分布是對(duì)稱的，但是在推力矢量下，下壁面附近由于大分離區(qū)的出現(xiàn)，導(dǎo)致了整個(gè)下壁面壓力都比較低。次流流量比為3%的壁面壓力分布顯示在噴管進(jìn)口段，靜壓值較高且變化不大，上、下壁面壓力值相等。在接近噴管上游喉道時(shí)，上、下壁面靜壓迅速下降，因下壁面受次流影響，所以下降的更劇烈；而上壁面處受次流和噴管上壁面固壁的雙重?cái)D壓，下降得更低。在上游喉道處兩者均達(dá)到了極值，但下壁面壓力高于上壁面壓力。氣流進(jìn)入空腔，分離區(qū)上部的氣流由于流道的擴(kuò)張，上壁面壓力又逐漸升高，在噴管空腔的最大截面處達(dá)到最大值；而下壁面因處于回流區(qū)，氣流壓力在空腔擴(kuò)張段的前段變化小，在空腔中段開(kāi)始上升。氣流進(jìn)入下游收斂段出口處，高亞聲速主流因受上壁的擠壓，近壁氣流加速、降壓直至出口。而下壁氣流受回流區(qū)的影響，氣流逆向流動(dòng)且流速較低，因而壁面靜壓不降反升。在臨近出口處氣流折轉(zhuǎn)加速、降壓，流出噴管，下壁面最高壓力位置與上壁面壓力相比明顯后移。上、下壁面壓力分布差異主要是由于次流的注入使噴管空腔下部出現(xiàn)了氣流分離區(qū)，此區(qū)域內(nèi)氣流速度較低，速度變化不大，導(dǎo)致空腔下壁面一段壓力幾乎無(wú)變化。而分離區(qū)對(duì)噴管上壁面的影響相對(duì)較弱，因此噴管上壁面靜壓分布與收縮-擴(kuò)張噴管的壁面壓力分布趨勢(shì)比較接近。

圖5 DTN馬赫數(shù)及流線分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.5 Mach contours and streamlines of DTN（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

圖6 DTN靜壓分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.6 Static pressure contours of DTN（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

圖7 DTN上下壁壓力分布圖（NPR＝4，次流流量比3%）Fig.7 Pressure distributions of DTN up and down walls（NPR＝4，secondary flow injection flowrate 3%）

4.3 次流流量比3%時(shí)NPR對(duì)DTN內(nèi)流特性的影響

圖8給出了NPR＝2、4、7、10，次流流量比為3%下的DTN特性計(jì)算結(jié)果。可見(jiàn)，次流流量比3%下的噴管流量系數(shù)（圖8（a））要比無(wú)次流情況下（圖4（a））的小約6.5%，比試驗(yàn)結(jié)果小約6%。次流對(duì)噴管推力系數(shù)影響不大。流量系數(shù)在小落壓比時(shí)增加較快，隨后增速緩慢，原因是隨著NPR增加，順壓梯度增大，邊界層厚度減小，喉道有效面積有所變大，故流量系數(shù)略有提高，但由于NPR增加，噴管出口欠膨脹度加大，故推力系數(shù)有所減小。圖8（c、d）分別給出了DTN噴管的推力矢量角、推力矢量效率曲線，由圖可見(jiàn)，隨著落壓比的增加（NPR從2到10），推力矢量角先減小，隨后趨于穩(wěn)定。原因是在NPR＜4時(shí)，DTN尚沒(méi)有達(dá)到完全膨脹，隨著噴管總壓的增加，氣流軸向動(dòng)量增加，推力矢量角變??；當(dāng)噴管落壓比接近4時(shí)，DTN氣流已處于完全膨脹狀態(tài)，上游喉道之后的流動(dòng)幾乎不隨NPR變化，因而推力矢量角基本不變；綜合來(lái)看，NPR在4之后，內(nèi)流性能的增加有限，為了獲得比較好的綜合性能，NPR取中間值比較好（典型值在3～4之間）。

圖8 不同NPR下DTN內(nèi)流特性參數(shù)對(duì)比圖（次流流量比3%）Fig.8 Internal characteristics of DTN under differentNPR（secondary flow injection flowrate 3%）

4.4NPR＝4時(shí)次流流量比對(duì)DTN內(nèi)流特性的影響

圖9給出了DTN噴管流量系數(shù)、系統(tǒng)推力系數(shù)、噴管推力矢量角、推力矢量效率數(shù)據(jù)隨次流流量比變化曲線圖。由圖可見(jiàn)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)吻合［13］比較好。在NPR＝4情況下，隨著次流流量比的增加，流量系數(shù)逐漸變小，量值從無(wú)次流時(shí)的0.926減小到次流流量比6.45%時(shí)的0.821；推力系數(shù)也逐漸變小，量值從無(wú)次流時(shí)的0.965減小到次流流量比6.45%時(shí)的0.929。噴管推力矢量角隨次流流量比增加，先是增長(zhǎng)劇烈，到3%時(shí)，推力矢量角達(dá)到13.7°，此后隨次流流量比繼續(xù)增大，推力矢量角增速緩慢。推力矢量角增加，主要是因?yàn)榇瘟髁髁吭黾樱鄳?yīng)的次流引射壓力增大，使得混合流的橫向動(dòng)量更大，下壁面的分離區(qū)也更大，上下壁面壓力差增大，從而氣流在出口處的偏離角增大。次流的壓力增大，使得次流與主流的摻混效應(yīng)越大，產(chǎn)生更大的推力損失；推力矢量角的增大，使得出口喉道的聲速線偏斜更大，因而推力系數(shù)隨著次流流量比的增加而減小。此外隨著次流流量比的增加使得喉道的有效面積減小，故流量系數(shù)減小。推力矢量效率隨著次流流量比增大而逐漸減小，達(dá)到一定值后趨于穩(wěn)定。

圖9不同次流流量比下DTN內(nèi)流特性參數(shù)對(duì)比圖（NPR＝4）Fig.9Internal characteristics of DTN under different secondary flow injectionflowrate（NPR＝4）

5 結(jié) 論

通過(guò)選定構(gòu)型和尺寸參數(shù)雙喉道射流推力矢量噴管（DTN）的數(shù)值模擬研究分析，得到以下結(jié)論：

（1）NPR在3～4范圍時(shí)，DTN在無(wú)次流情況下具有較高的系統(tǒng)推力系數(shù)（可以達(dá)到0.968），較小的流量系數(shù)（0.93），NPR再增大，系統(tǒng)推力系數(shù)迅速下降。為適應(yīng)更高落壓比的工況，應(yīng)考慮上下游喉道面積比可變的狀況。

（2）DTN可以獲得比單喉道偏斜矢量噴管更大的推力矢量效率（當(dāng)落壓比為4，次流流量比為3%時(shí)，推力矢量效率可以達(dá)到4），并且系統(tǒng)推力系數(shù)也較高（0.94以上），實(shí)現(xiàn)了比較好的綜合性能。

（3）在推力矢量情況下，次流流量比一定時(shí)，隨著落壓比的增加，推力矢量角減小，系統(tǒng)推力系數(shù)先增加后減小，流量系數(shù)略有增大。

（4）在推力矢量情況下，落壓比一定時(shí)，隨著次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系數(shù)、推力系數(shù)、推力矢量效率減小。

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Numerical study of a dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzle

Li Yaohua，Li Jianqiang，Yang Dangguo，Zhang Yi，Zhou Qingzhan
（HighSpeedAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000，China）

Fluidic thrust vectoring technique is an advanced thrust vectoring concept，it has many potential benefits，such as light weight，control convenience，low manufacturing cost and high ratio of thrust to weight，comparing with conventional mechanical thrust vectoring technique.The effects of several flow parameters on the internal flow of the dual-throat fluidic thrustvectoring nozzle（DTN）are analyzed by numerical simulation method.The results indicate that DTN can provide high thrust vectoring efficiency with nozzle pressure ratio（NPR）of 3～4（system thrust ratio arrives 0.968，discharge coefficient 0.93）under non-vectoring thrust state.Increase inNPRdecreases system thrust ratio rapidly.WhenNPRis constant，thrust angle increases with the increase in the secondary injection flux under vectoring thrust state.However，discharge coefficient，system thrust ratio and thrust vectoring efficiency will decrease simultaneously.When the secondary injection flux is constant，thrust angle decreases with the increase inNPR，whereas discharge coefficient may increase lightly，and system thrust ratio first increases and then decreases.

dual throat；fluidic thrust vectoring；thrust-vectoring nozzle；numerical simulation

V211.3

：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2012.0216

0258-1825（2015）02-0211-07

2012-11-30；

：2013-04-05

國(guó)家自然科學(xué)基金（11272335）

李耀華＊（1983-），男，碩士，助理研究員，研究方向：射流推力矢量.E-mail：sanyimiao823＠163.com

李耀華，李建強(qiáng)，楊黨國(guó)，等.二元雙喉道射流推力矢量噴管流動(dòng)參數(shù)影響的數(shù)值研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（2）：211-217.

10.7638/kqdlxxb-2012.0216 Li Y H，Li J Q，Yang D G，et al.Numerical study of a dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（2）：211-217.