旁路式雙喉道噴管氣動矢量特性數(shù)值研究

夏雪峰，高峰，黃桂彬

(空軍工程大學 防空反導學院，西安 710051)

旁路式雙喉道噴管氣動矢量特性數(shù)值研究

夏雪峰，高峰，黃桂彬

(空軍工程大學 防空反導學院，西安 710051)

旁路式雙喉道噴管(BDTN)通過設置旁路通道即可實現(xiàn)穩(wěn)定的推力矢量，無需增加額外的高壓氣源和次流系統(tǒng)，研究其推力矢量特性對于提高飛行器的機動性和敏捷性具有重要意義。采用數(shù)值方法對BDTN在不同落壓比下的內外流場及其在高溫高壓環(huán)境下的內流特性進行數(shù)值仿真。結果表明：BDTN的流場結構與普通雙喉道噴管(DTN)相仿，但矢量效果更好，可在推力系數(shù)為0.966的同時獲得24.6°的推力矢量角；落壓比(NPR)大于4時，隨著入口總壓的增加，噴管推力矢量角和推力系數(shù)均逐漸減??；在入口總溫為3 000 K、落壓比為100時，噴管的推力矢量角減小至12.75°，推力系數(shù)減小至0.882，即高溫高壓的內流環(huán)境對噴管矢量性能具有很大的消極影響。

旁路式雙喉道噴管；推力矢量；氣動特性；數(shù)值模擬

0 引 言

為了大幅提升飛行器的機動性和敏捷性，新一代戰(zhàn)機、導彈普遍采用推力矢量控制技術。推力矢量噴管是實現(xiàn)該技術的核心部件，一般分為機械式推力矢量噴管和氣動矢量噴管兩種。氣動矢量噴管因其氣流矢量的偏轉效果好、角度穩(wěn)定、簡單輕質、可靠性高等優(yōu)點，近年來備受關注。經過二十余年的發(fā)展，氣動矢量噴管已演化出五種技術類型：激波矢量控制型、逆流型、同向流型、喉道偏移型和雙喉道型，其中，雙喉道噴管(Dual Throat Nozzle，簡稱DTN)具有推力矢量效率高、推力損失較小的特點，已成為研究熱點[1-5]。

2003年，NASA蘭利中心最早提出雙喉道流體控制矢量噴管方案，基于喉道偏移技術，通過設置收斂-擴張-收斂噴管形成雙喉道，并在上游喉道注氣，從而控制噴管內部的流動分離，使主流發(fā)生偏轉并產生矢量推力[6]。隨后，國外又圍繞機理分析和構型優(yōu)化對雙喉道噴管展開了一系列研究[7-10]。國內，范志鵬等[11]、周慧晨等[12]、額日其太等[13]、汪明生等[14]先后研究了雙喉道噴管的氣動特性和矢量增強方法；李明[15]提出了“零質量”射流雙喉道噴管的設計；顧瑞[16]則在其設計的基礎上進行了優(yōu)化，并通過數(shù)值和實驗方法研究了該雙喉道噴管的矢量特性和動態(tài)響應特性，取得了豐碩成果。但上述對DTN的研究都只在實驗室研究階段，尚未應用于工程實際，進一步研究其流動機理，探索改進設計方案，具有重要的價值和前景。

李明等[17]對DTN進行了開創(chuàng)性的設計，提出了旁路式雙喉道噴管(Bypass Dual Throat Nozzle，簡稱BDTN)設計方案。BDTN是一種新型無源氣動矢量噴管，通過在DTN的上游收斂部位和第一喉道間設置旁路通道，從上游引入次流，從而改變噴管內的流場結構，產生并維持矢量偏轉，避免了在發(fā)動機內部設置復雜的次流流道，流動損失小，矢量效果好。之后，Gu Rui等[18-19]針對該型噴管進行了初步的實驗與數(shù)值分析。

1 計算模型及數(shù)值方法

1.1 計算模型及網格劃分

本文采用Gu Rui等[18]設計的BDTN模型，其各項參數(shù)如圖1所示。凹腔擴張角為14.788°，收斂角為50°，旁路通道高度為3.6 mm，是噴管內徑的6%，次流入射角為44.788°，上游喉道高度為20 mm，腔體長度為66.8 mm，擴張比為1.2。

采用ICEM-CFD軟件對整個噴管分區(qū)劃分結構網格，流動方向起始網格為0.30 mm，第一層網格高度為0.03 mm。對壁面和喉道等參數(shù)梯度大的部位進行網格加密，確保壁面處y+≤10，計算網格如圖2所示。在著重研究內流特性時則去掉外流場部分，將噴管出口設為壓力出口，以簡化模型、提高計算效率。

1.2 數(shù)值方法及驗證

采用基于時間推進的有限體積法進行數(shù)值模擬，控制方程為一般曲線坐標系下強守恒形式的N-S方程，離散格式選用隱式二階迎風格式以提高求解精度。湍流模型選用 RNGk-ε兩方程模型，噴管中的燃氣假定為理想可壓縮氣體，粘性采用Sutherland公式計算。根據(jù)氣體熱力性質表[20]中不同溫度與定壓比熱容Cp值的關系，將Cp擬合為以溫度為自變量的四階曲線公式：

(1)

噴管壁面采用標準壁面函數(shù)處理，設置為絕熱無滑移壁面邊界條件，入口采用壓力入口邊界條件，外流場選用壓力遠場邊界條件，自由來流馬赫數(shù)為0.03，以避免計算的剛性問題。環(huán)境背壓為0.1 MPa，環(huán)境總溫為300 K，入口壓力和溫度隨具體研究情況進行調整。計算時各項殘差降低至10-3以下，且進出口質量流率基本保持穩(wěn)定之后，認為計算收斂。

對BDTN模型[19]在NPR分別為3和10時的流動特性進行數(shù)值計算，得到的密度等值線圖與實驗紋影圖對比如圖3所示，可以看出：兩種工況下二者吻合較好，表明數(shù)值方法能夠很好地模擬BDTN的流場情況，具有較高的可信度。

1.3 網格無關性及二、三維對比驗證

對模型劃分粗糙(coarse)、中等(medium)、細密(fine)三種網格，網格總數(shù)分別為64 520、99 062和136 548。另設置z方向厚度為50 mm的三維噴管模型，如圖4所示，網格總數(shù)約為238萬。

從圖5可以看出：三種二維網格計算得到的沿出流方向噴管下壁面的壓力差異很小，尤其是中等和細密網格，二者幾乎無差別，因此，為了兼顧計算質量與效率，在下文研究中均采用中等網格。

綜合圖4～圖5可知，流動的二維性在邊緣處受到兩側壁面的影響，且在凹腔收斂段邊緣產生壓力上升，呈現(xiàn)一定程度的三維性，但在大部分區(qū)域二維性較好，且二維、三維計算結果基本都與實驗值相符，進一步驗證了數(shù)值方法的可行性。相比之下，雖然三維模型能夠更好地模擬噴管流場，但二維模擬已能夠達到預期效果，故本文僅研究BDTN的二元構型。

1.4 性能計算公式

旁路式雙喉道噴管推力矢量性能相關參數(shù)計算[3]如下：

主推力

(2)

矢量力

(3)

等熵推力

(4)

噴管推力矢量性能主要參數(shù)如下：

推力矢量角

(5)

推力系數(shù)

(6)

BDTN無需引入額外的次流，流量系數(shù)并不能表征噴管性能，且旁路通道寬度固定，次流占主流百分比不變，矢量效率可通過推力矢量角來反映，因此，流量系數(shù)與矢量效率不再單獨列出研究。

2 計算結果及分析

2.1 矢量機理分析

某一狀態(tài)下BDTN的流線及馬赫數(shù)分布云圖如圖6所示，其上下壁面壓力及溫度分布曲線如圖7所示。

從圖6可以看出：主流隨著噴管的收縮加速降壓，使旁路通道兩端產生壓差，近壁面處部分未膨脹的高壓氣流從主流中分離進入旁路通道，并在通道內經膨脹加速，在出口形成高速次流；次流與主流發(fā)生剪切作用，產生剪切渦并在喉道下部形成λ形激波，使聲速線發(fā)生第一次變形偏轉；之后次流不斷與主流沖擊融合并向下游運動發(fā)展，速度加快，壓力減小，剪切渦受排擠在凹腔上部聚集，發(fā)展成較大的低壓分離區(qū)，而對側近壁面充滿了高壓主流，且在凹腔底部沖擊出封閉的高壓回流區(qū)，從而使整個噴管凹腔形成非對稱流場結構；最后主流經過凹腔收斂段導流加速，通過下游喉道噴出時聲速線發(fā)生第二次變形偏轉，迫使主流以與水平軸線成一定夾角噴出，從而獲得矢量推力。

從圖7可以看出：在旁路入口下方，上壁面溫度急劇下降，而下壁面溫度急劇上升；隨后在激波位置，上壁面溫度緩慢上升，而下壁面溫度出現(xiàn)大幅下降然后上升，其整體分布情況與壓力分布類似，其主要原因是：主流靠近下壁面流動，加之斜激波的存在使壁面溫度升高；在凹腔上部存在大面積回流區(qū)，使靠近上壁面的氣流分離流動，而在靠近出口和凹腔頂部流動速度更快，使上壁面溫度整體較低，但在靠近噴管出口處呈逐漸上升的趨勢。整體而言，除次流引入方式不同外，BDTN矢量機理、流場結構皆與DTN[8]基本相同。

2.2 噴管氣動矢量特性預測

噴管的落壓比(NPR)決定著噴管的膨脹狀態(tài)，是影響噴管工作性能的重要參數(shù)。改變噴管的入口總壓，使NPR分別為4、6、8、10、13和16，研究不同NPR下噴管的矢量特性，得到噴管在NPR分別為4和13時的流場馬赫數(shù)分布如圖8所示。

從圖8可以看出：小落壓比和大落壓比下的內流場波系結構、馬赫數(shù)分布規(guī)律等內部基本流動特征幾乎無改變，出口流速保持在聲速附近，使流體膨脹主要表現(xiàn)為管外膨脹；大落壓比下噴管上部回流區(qū)和下部分離區(qū)面積增大，主流通道變窄，氣流因流動擴張受限，流動欠膨脹現(xiàn)象加劇，出流激波串擴大，形成尺度較大的馬赫盤，外流場改變十分明顯。

噴管凹腔上下壁面的壓力和溫度分布情況如圖9所示。

從圖9可以看出：在不同的NPR下，噴管上下壁面參數(shù)分布規(guī)律基本相同，λ形激波位置基本保持在同一位置；雖然參數(shù)分布規(guī)律差別不大，但隨著入口總壓p0的增加，噴管上下壁面壓差的絕對值相應增加，與軸向氣流動量和靜壓共同作用，引起推力矢量角的變化；大落壓比下噴管內近壁處流動速度加快，導致壁面溫度下降，而上壁面在旁路入口下方剪切渦產生處速度梯度極大，使其溫度出現(xiàn)突降后逐漸回升，但總體而言上壁面回流區(qū)內溫度比下壁面下降幅度更大，導致上下壁面溫差也增大。

不同NPR下噴管推力矢量角和推力系數(shù)如圖10所示。

從圖10可以看出：當NPRgt;4，隨著落壓比的增加，推力矢量角從24.6°逐漸減小至20.4°，減小速度由快至慢；推力系數(shù)也逐漸從0.966減小至0.918。原因是入口總壓增加使下游喉道處氣流軸向動量和靜壓均大幅增加，超過法向動量和凹腔上下壁面壓差增加的影響，因而推力矢量角減??；而大落壓比下噴管分離區(qū)面積與激波系強度持續(xù)增加，出流欠膨脹情況加劇，帶來的流動分離損失與激波損失隨之增大，致使推力系數(shù)逐漸減小。

2.3 嚴苛環(huán)境下的噴管內流特性

噴管的實際工作溫度及入口壓力均非常高，為了進一步探究嚴苛環(huán)境下的噴管內流特性，忽略外流場對流動的影響，設置算例如表1所示。

表1 算例設置

不同算例(case 1～case 3)的噴管流場流線及馬赫數(shù)分布云圖如圖11所示。

不同算例噴管壁面參數(shù)對比如圖12所示。

從圖12(a)可以看出：case 2與case 1相比，噴管上下壁面壓力均增加，壓力差變化較?。粡膱D12(b)可以看出：case 3與case 2相比，噴管壁面靜溫下降，且在上壁面旁路出口附近下降更明顯，下壁面處流動分離位置有所后移。主要原因是提高入口總溫使噴管內流動能大幅增加，流動馬赫數(shù)增大的同時也使上下壁面壓力增加，此時增大入口總壓，內流速度變化不大，上下壁面靜壓水平則大幅提高，近壁流動速度增加，壁面溫度降低。

各算例噴管的推力矢量性能如表2所示。

表2 各算例噴管矢量性能

3 結 論

(1) BDTN通過旁路射流使整個噴管內形成非對稱流場結構，迫使主流以與水平軸線成一定夾角噴出，從而獲得矢量推力。除次流引入方式不同外，BDTN的矢量機理、流場結構皆與DTN基本相同。

(2) 落壓比是影響B(tài)DTN矢量性能的敏感參數(shù)，NPRgt;4時，隨著NPR的增加，噴管推力矢量角和推力系數(shù)均逐步減小，推力系數(shù)最大值為NPR=4時的0.966，與DTN十分接近。

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夏雪峰(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：航空宇航推進技術。高峰(1965-)，男，教授，碩導。主要研究方向：航空宇航推進理論與技術。黃桂彬(1993-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器設計與論證。

(編輯：馬文靜)

NumericalInvestigationonAerodynamicVectorPerformanceofBypassDualThroatNozzle

Xia Xuefeng, Gao Feng, Huang Guibin

(College of Air and Missile Defense, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

Bypass dual throat nozzle(BDTN) can achieve stable thrust vector by setting the bypass channel, without increasing the pressure source and the secondary flow of the additional system. Thrust vector characteristics is of important significance to improve vehicle maneuverability and agility. Numerical studies are performed to analyze the thrust-vectoring performances of a bypass dual throat nozzle(BDTN) under different conditions. The main results show that: BDTN has the same flow-filed structure with the conventional dual throat nozzle(DTN), but can generate a better thrust vectoring performance with producing more steady and efficient vectoring effect. A thrust vector angle of 24.6° is obtained with little thrust penalty. The thrust vector angle and the thrust ratio are decreasing with nozzle pressure ratio(NPR) increasing. The high temperature and high pressure can lead to the thrust vectoring efficiency loss tremendously with the thrust vector angle decrease to 12.75° and the thrust ratio decrease to 0.882.

bypass dual throat nozzle; thrust-vector; aerodynamic performance; numerical simulation

2017-05-02；

2017-06-27

夏雪峰,292714172@qq.com

1674-8190(2017)04-423-08

V231.1

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.04.009