二元收-擴(kuò)噴管與球形收斂調(diào)節(jié)片噴管的性能對比研究

游 磊 ，王 強(qiáng) ，劉笑瑜

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心：北京 100191）

二元收-擴(kuò)噴管與球形收斂調(diào)節(jié)片噴管的性能對比研究

游 磊1,2，王 強(qiáng)1,2，劉笑瑜1,2

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院；2.先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心：北京 100191）

為了對比二元收-擴(kuò)噴管（2DCD）與球形收斂調(diào)節(jié)片噴管（SCFN）的性能，基于CFD數(shù)值計(jì)算軟件對2種噴管在相同工作點(diǎn)下進(jìn)行了內(nèi)外流場計(jì)算與分析。數(shù)值模擬結(jié)果表明：在相同高度及飛行馬赫數(shù)條件下，SCFN的流量系數(shù)相較于2DCD呈現(xiàn)出較大不同，推力系數(shù)則略差于2DCD；在低落壓比條件下，2種噴管內(nèi)流對后體阻力特性影響不大；在高落壓比條件下，2種噴管內(nèi)流對后體阻力特性影響較大。

非軸對稱噴管；數(shù)值模擬；推力系數(shù)；后體阻力系數(shù)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

針對現(xiàn)代飛機(jī)對機(jī)動(dòng)性及起飛著陸性能要求的不斷提高，推力矢量能力逐漸發(fā)展成為評價(jià)未來戰(zhàn)斗機(jī)性能必不可少的重要要求與技術(shù)指標(biāo)[1]。為保證噴管紅外隱身性能,減小噴管與飛機(jī)機(jī)體的干擾阻力,同時(shí)兼顧飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能，2DCD與SCFN等非軸對稱噴管得到越來越多的應(yīng)用[2-4]。

國外的David M S,Richard R C等通過改變噴管落壓比、喉道面積等方式對二元收-擴(kuò)噴管在不同使用高度下的推力特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究 [5]。Bobby L B,John G T等通過試驗(yàn)的方法對SCFN進(jìn)行了大量研究，得到了大量不同矢量狀態(tài)下的內(nèi)特性數(shù)據(jù)[6]。國內(nèi)的王菲、額日其太等通過對2DCD不同部位輔助注氣對其內(nèi)流特性展開了研究，發(fā)現(xiàn)了擴(kuò)張段輔助注氣可以顯著提高噴管矢量性能[7]。王宏亮、張靖周等對喉道寬高比為2.083的SCFN在不同俯仰和偏航矢量狀態(tài)下進(jìn)行噴管靜態(tài)內(nèi)特性研究，得出了俯仰相較于偏航動(dòng)作對性能有更大的影響[8]。雖然國內(nèi)外對2DCD及SCFN已經(jīng)進(jìn)行了大量的試驗(yàn)與數(shù)值模擬方面的研究[5-11]，但相關(guān)領(lǐng)域?qū)τ?DCD及SCFN流量特性、推力特性及后體阻力特性的對比研究相對較少。為了更好地在設(shè)計(jì)過程中選擇合適的排氣系統(tǒng)方案，本文采用數(shù)值模擬的方法，得出了2DCD及SCFN在不同工況下的流量特性、推力特性、后體阻力特性及其性能對比。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算方法

為了得到噴管的氣動(dòng)特性，使用FLUENT軟件對2種噴管進(jìn)行了內(nèi)外流場的數(shù)值模擬。采用的算法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法，選用強(qiáng)守恒形式的N-S方程作為控制方程，為了保證收斂速度并提高數(shù)值模擬的精度，模擬過程選用了2階迎風(fēng)格式作為離散格式。湍流模型選用重整化群（RNG）的兩方程模型[12]，相關(guān)研究表明，在高Re數(shù)下，重整化群的k-ε模型相對于標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型具有更適合處理流動(dòng)過程包含大彎曲狀態(tài)流動(dòng)、分離流動(dòng)及快速應(yīng)變現(xiàn)象的優(yōu)勢[13]。

1.2 噴管幾何結(jié)構(gòu)及邊界條件

1.2 .1 二元收-擴(kuò)噴管

2DCD內(nèi)壁面由圓柱形直筒段、圓轉(zhuǎn)方過渡段和噴管收斂-擴(kuò)張段3部分組成，噴管幾何結(jié)構(gòu)如圖1所示。圓轉(zhuǎn)方過渡段型面滿足超橢圓方程，按等寬度、等面積規(guī)律過渡。過渡段長度為300 mm；噴管進(jìn)口面積為0.801 m2。2DCD設(shè)計(jì)見表1。

表1 2DCD設(shè)計(jì)參數(shù)

其中，收斂段長度為L；收斂角為α；擴(kuò)張段長度為x；擴(kuò)張角為δ；尾部收斂角為θ；圓轉(zhuǎn)方過渡段長度為s；喉道面積為A8及噴管出口面積為A9。

2DCD的整體外形及剖面如圖2所示，從圖中可見，外壁面逐漸收斂至噴管出口，控制收斂角不要過大，減小安裝推力損失。噴管計(jì)算網(wǎng)格如圖3所示，從圖中可見，噴管采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，在收斂段、噴管出口、近壁區(qū)進(jìn)行了網(wǎng)格加密?？紤]到2DCD的對稱性，在數(shù)值計(jì)算中使用1/4噴管模型，計(jì)算域徑向半徑為10倍的噴管出口當(dāng)量直徑，噴流方向?yàn)?0倍的噴管出口當(dāng)量直徑。

噴管進(jìn)口設(shè)定為壓力進(jìn)口，進(jìn)口壓力根據(jù)不同的落壓比設(shè)定，噴管壁面設(shè)定為無滑移絕熱邊界，遠(yuǎn)場條件根據(jù)飛行高度和模擬需求設(shè)定[14-15]。

本研究針對2DCD及SCFN分別模擬得出了在工況 1（11 Km，0.8 Ma）、工況 2（11 Km ，1.6 Ma）下改變落壓比時(shí)的流量系數(shù)曲線、推力系數(shù)曲線及工況3（11 Km，NPR=6.4）、工況 4（11 Km，NPR=23）下變Ma數(shù)時(shí)的后體阻力系數(shù)曲線。工況1的進(jìn)口總溫為854.9 K，靜溫為217 K，靜壓為22.7 kPa；工況2的進(jìn)口總溫1256.5 K，靜溫靜壓與工況1相同。工況3的進(jìn)口總溫854.9 K，落壓比（NPR）為 6.4，靜溫為 217 K，靜壓為22.7 kPa，飛行馬赫數(shù)不斷增加；工況4的入口總溫為1256.5 K，NPR為23，靜溫靜壓及飛行馬赫數(shù)變化情況與工況3相同。

1.2 .2 SCFN

SCFN由圓柱形直筒段、球形收斂段、噴管擴(kuò)張段3部分組成。所設(shè)計(jì)的SCFN與2DCD入口面積為A7、L、A8、A9等幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)保持一致。SCFN設(shè)計(jì)參數(shù)見表2，其中R為球形收斂段球體直徑，噴管整體外形及剖面如圖4所示。

表2 球形收斂調(diào)節(jié)片噴管設(shè)計(jì)參數(shù)

噴管計(jì)算網(wǎng)格如圖5所示，為保證與2DCD數(shù)值模擬條件一致，SCFN采用結(jié)構(gòu)畫網(wǎng)格劃分技術(shù)，對收斂段、喉道處、噴管出口區(qū)域以及近壁面都做了相應(yīng)的加密處理以滿足計(jì)算要求。由于對稱性，網(wǎng)格模型同樣只選擇了1/4用于計(jì)算。網(wǎng)格計(jì)算區(qū)域與2DCD相同，計(jì)算域徑向半徑取10倍的噴管出口當(dāng)量直徑，噴流方向網(wǎng)格長度為50倍的噴管出口當(dāng)量直徑。

為保證對比結(jié)果的可信度，SCFN的邊界條件與2DCD相同，即設(shè)定壓力入口，入口總壓由落壓比決定，流場壁面給定無滑移條件，在工況1、2下計(jì)算內(nèi)流推力系數(shù)，在工況3、4下計(jì)算外流阻力系數(shù)。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 算例驗(yàn)證

為保證模擬過程準(zhǔn)確性并驗(yàn)證湍流模型選擇是否合理，選擇了文獻(xiàn)[16]中的湍流模型，邊界條件與其中算例相同，給定壓力入口條件，飛行高度與飛行馬赫數(shù)，流場壁面條件為無滑移壁面。測壓點(diǎn)位置如圖6所示，選擇圖中內(nèi)外壁面各2組位置進(jìn)行驗(yàn)證，其驗(yàn)證結(jié)果如圖7所示。

其中：Cp,β為壓力系數(shù)；X=0為噴管入口；L為噴管長度；P為當(dāng)?shù)仂o壓；P0為入口壓力。

從圖 7中（a）、（b）可見，該 2DCD 外壁面壓力系數(shù)大小與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，但由于2DCD的外壁面為矩形，存在一定的3維流效應(yīng)。在噴管出口臺階處，內(nèi)外流摻混作用使流動(dòng)更加復(fù)雜，導(dǎo)致數(shù)值模擬結(jié)果存在一定偏差。從圖7中（c）、（d）可見，噴管內(nèi)壁面壓力分布數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值基本吻合，這個(gè)結(jié)果表明所使用重整化群的兩方程模型結(jié)合標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)可以較準(zhǔn)確模擬二元噴管內(nèi)外流場特征。

2.2 噴管流場特性

以X軸為流動(dòng)方向，Y軸為喉道高度方向建立噴管模型。

常規(guī)2DCD與SCFN在工況1，當(dāng)NPR=8時(shí)的XY截面及XZ截面喉道處的等馬赫數(shù)（Ma）線如圖8所示。

在內(nèi)流分別經(jīng)過2種噴管不同的型面收斂段后，主流在擴(kuò)張段內(nèi)馬赫數(shù)不斷增大。從圖8（a）中可見，在XY截面2DCD的擴(kuò)張段等馬赫數(shù)大小反映了氣流流經(jīng)擴(kuò)張段時(shí)2維穩(wěn)定加速狀態(tài)，而從圖8（b）中可見，SCFN的擴(kuò)張段馬赫數(shù)線值在該截面靠近壁面處較小，反映了靠近壁面處存在低速區(qū)，表現(xiàn)出明顯的3維流效應(yīng)，由此表明2種噴管由于收斂段型面的不同對內(nèi)流擴(kuò)張段造成的影響不同。

X=0表示噴管平直段進(jìn)口處。在X=2200時(shí)噴管出口處截面局部壓力分布云圖如圖9所示。從圖中可見，2種噴管在出口處壓力分布情況，2DCD在整個(gè)出口區(qū)域壓力值均大于環(huán)境壓力22.7 kPa，而SCFN壓力值大于環(huán)境壓力22.7 kPa的區(qū)域只占出口面積的2/3左右，表明了SCFN內(nèi)氣流整體膨脹程度要大于2DCD。

2.3 噴管流量特性

噴管內(nèi)流特性直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，內(nèi)流特性可以用流量系數(shù)（Cm）和推力系數(shù)（CF）表示。采用2.1中算例驗(yàn)證的方法模擬了2DCD和SCFN在工況1、工況2下，NPR變化時(shí)的流量系數(shù)曲線如圖10所示。

從圖10中可見，2DCD的流量系數(shù)曲線在NPR改變時(shí)變化很小，而SCFN的則先上升后下降，并且存在1個(gè)對應(yīng)NPR的極大值點(diǎn)。2DCD流量特性曲線規(guī)律符合噴管在一定收斂角下可用膨脹比關(guān)系圖[17]，而SCFN的流量系數(shù)呈現(xiàn)出了不同規(guī)律。結(jié)合圖8可知，SCFN與2DCD的截面處聲速線分布有很大的不同，SCFN復(fù)雜的球形收斂段使得噴管聲速面復(fù)雜且向后移，造成了流量系數(shù)在隨NPR變化時(shí)與2DCD規(guī)律不同。

2.4 噴管推力特性

內(nèi)流推力系數(shù)是描述噴管內(nèi)流特性的重要參數(shù)，采用2.1中算例驗(yàn)證的方法模擬了2DCD和SCFN在工況1、工況2下，當(dāng)NPR改變時(shí)的內(nèi)流推力特性曲線如圖11所示。

從圖 11（a、b）中可見：

（1）SCFN的內(nèi)流推力系數(shù)略小于2DCD。結(jié)合軸向速度及壓力云圖（如圖12所示）分析可知，SCFN的球形收斂結(jié)構(gòu)可以更好地保證橫向結(jié)構(gòu)矢量效率與隱身能力，但球形表面流動(dòng)較為復(fù)雜，造成了少量的推力損失。在實(shí)際使用中，相對于2DCD，SCFN可以做得更短，便于減輕質(zhì)量。

（2）在工況1變落壓比時(shí)，2DCD內(nèi)流推力系數(shù)均大于0.92，SCFN的內(nèi)流推力系數(shù)也均大于0.91。當(dāng)NPR小于6.4時(shí)內(nèi)流推力系數(shù)隨NPR增大而增加，當(dāng)NPR大于6.4時(shí)隨NPR增大而減小，NPR=6.4時(shí)達(dá)到最大值。因?yàn)楣r1下理想膨脹NPR為6.4，NPR小于6.4時(shí)噴管處于過膨脹狀態(tài)，NPR大于6.4時(shí)噴管處于欠膨脹狀態(tài)，不同對應(yīng)狀態(tài)下2種噴管的軸向速度云圖分別如圖12～14所示。

2.5 后體阻力特性

外流摩擦阻力計(jì)入飛機(jī)阻力[18]，噴管外流阻力定義為壓差阻力，其大小是噴管外殼平直段到噴管出口截面沿噴管外壁面壓力積分。利用2.1節(jié)中算例驗(yàn)證的方法模擬了2DCD和SCFN在工況3、工況4飛行馬赫數(shù)變化時(shí)的外流阻力特性曲如圖15所示。從圖中可見：

（1）在低NPR時(shí)，內(nèi)流對外流阻力特性影響不大。工況3是在低NPR條件下，2種噴管外流后體阻力系數(shù)大小隨飛行馬赫數(shù)增加先增大后減小，且二者大小基本相同。

噴管外壁面壓力云圖如圖16所示。從圖中可見，2種噴管外殼表面壓力分布基本相同，靠近出口處高壓區(qū)范圍分布不大，其后體阻力特性也基本一致。

（2）在高NPR時(shí)，內(nèi)流對外流后體阻力特性影響較大。工況4是在高NPR條件下，2種噴管阻力系數(shù)同樣呈現(xiàn)隨馬赫數(shù)增加先增大后減小的趨勢，但SCFN阻力特性比2DCD略差。噴管外壁面壓力云圖如圖17所示，從圖中可見，噴管外壁面靠近出口處高壓區(qū)域相比于低進(jìn)口落壓比時(shí)擴(kuò)大很多，出口位置存在較大壓力梯度，從而對外流阻力系數(shù)產(chǎn)生較大影響。

需要說明的是，在高空低馬赫數(shù)情況下，出現(xiàn)了阻力系數(shù)為負(fù)的情況，因?yàn)樵诖孙w行條件下，摩擦阻力相比于壓差阻力占據(jù)了主要部分，但其影響效果計(jì)入飛機(jī)總阻力不計(jì)入噴管后體阻力，而外壁面收縮段存在減速擴(kuò)壓形成的相對高壓區(qū)，與此同時(shí)外壁面邊界層內(nèi)未出現(xiàn)外流馬赫數(shù)較大時(shí)常出現(xiàn)的大面積氣流分離現(xiàn)象，所以出現(xiàn)壓差阻力系數(shù)為負(fù)值，但實(shí)際總阻力（壓差阻力與摩擦阻力之和）效果為正的情況。

3 結(jié)論

通過數(shù)值模擬的方法對相同氣動(dòng)幾何參數(shù)的2DCD及SCFN內(nèi)外流場進(jìn)行了3維數(shù)值計(jì)算。得到的主要結(jié)論：

（1）在相同工況下，由于收斂段型面的不同，SCFN相較于2DCD的3維流效應(yīng)明顯，且出口處內(nèi)流膨脹程度要高于2DCD的。

（2）在相同高度及飛行馬赫數(shù)條件下，在一定NPR范圍內(nèi)，隨NPR增大，2DCD的流量系數(shù)基本保持不變，而SCFN的先增大后減小；SCFN的內(nèi)流推力特性則略差于2DCD。

（3）在低NPR條件下，噴管內(nèi)流對外流阻力系數(shù)影響不大，2種噴管后體阻力特性基本一致；在高NPR條件下，噴管內(nèi)流通過影響出口處外壁面壓力分布，SCFN的后體阻力系數(shù)相較于2DCD略大。

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Comparative Study on Performance of Two Dimensional Convergent-Divergent Nozzle and Spherical Convergent Flap Nozzle

YOU Lei1,2,WANG Qiang1,2,LIU Xiaoyu1,2
（1.School of Energy and Power Engineering； 2.Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine,Beihang University Beijing 100191,China）

In order to compare the performance of two Dimensional Convergent-Divergent Nozzle (2DCD)and Spherical Convergent Flap Nozzle (SCFN),the calculation and analysis in the internal and external flow field at the same operating point based on CFD computational simulation software were performed.The numerical simulation results show that under the condition of the same altitude and flight Mach number,the mass flow coefficient of SCFN compared to the 2DCD's exhibits quite different and the thrust coefficient of SCFN is slightly worse than the 2DCD's.Under the condition of low nozzle pressure drop ratio,internal flow of two kinds of nozzles has little effect on after-body drag coefficient;under the condition of high nozzle pressure drop ratio,internal flow of two kinds of nozzles has a great influence on after-body drag coefficient.

non-axsymmetrically nozzle;numerical simulation;thrust coefficient;after-body drag coefficient;aeroengine

V211.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.008

2016-12-24 基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

游磊（1993），男，在讀碩士研究生，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流氣動(dòng)熱力學(xué)；E-mail:youlei30@foxmail.com。

游磊，王強(qiáng)，劉笑瑜.二元收-擴(kuò)噴管與球形收斂調(diào)節(jié)片噴管的性能對比研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（4）：41-47.YOULei，WANGQiang,LIU Xiaoyu.Comparative study on performance of Two Dimensional Convergent-Divergent Nozzle and Spherical Convergent Flap Nozzle [J].Aeroengine，2017，43（4）：41-47.

（編輯：張寶玲）