基于Coanda效應(yīng)的無源流體推力矢量噴管研究

佟川 李昂賢 王啟材 張琦祥 許蘭迪 王炫

摘? 要：推力矢量技術(shù)對于飛行器機動性能的提高具有重要意義，目前已經(jīng)歷了從機械式到有源流體式再到無源流體式的發(fā)展歷程。無源流體推力矢量噴管具有型面固定、能耗小、主射流偏轉(zhuǎn)響應(yīng)快等優(yōu)勢。該文提出一種基于Coanda效應(yīng)的無源流體推力矢量噴管，通過三維建模軟件Solidworks和ANSYS FLUENT對其工作原理進行仿真，驗證該類型矢量噴管對氣流控制的有效性。仿真結(jié)果表明：無緣流體推力矢量噴管結(jié)構(gòu)簡單，可通過外界大氣壓力實現(xiàn)主射流矢量偏射控制。

關(guān)鍵詞：尾噴管? 流體式推力矢量控制? Coanda效應(yīng)? 數(shù)值仿真

中圖分類號：V22? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A文章編號：1672-3791（2021）03（c）-0094-03

Research on Passive Fluid Thrust Vectoring Nozzle Based on Coanda Effect

TONG Chuan? LI Angxian? WANG Qicai? ZHANG Qixiang? XU Landi? WANG Xuan

（Aeronautical Engineering Institute， Civil Aviation University of China， Tianjin， 300300? China）

Abstract： Thrust vectoring technology plays an important role in improving the manoeuvrability of aircraft. At present， it has experienced the development process from mechanical mode to active flow mode and then to passive flow mode. Passive flow thrust vectoring nozzle has the advantages of fixed profile， low energy consumption and fast response of main jet deflection. In this paper， a passive flow thrust vectoring nozzle based on Coanda effect is proposed. Its working principle is simulated by SolidWorks and ANSYS FLUENT to verify the effectiveness of this type of vectoring nozzle for air flow control. The simulation results show that： The thrust vectoring nozzle has a simple structure and the main jet vector deflection can be controlled by the external air pressure.

Key Words： Nozzle; Fluid thrust vector control; Coanda effect; Numerical simulation

推力矢量技術(shù)的應(yīng)用在提高飛機機動性、穩(wěn)定性、敏捷性以及提升極限迎角以縮短起降距離等方面具有顯著的效果，同時還具有迅速性、輕質(zhì)化、高可靠性等優(yōu)點。與有源噴管相比，無源流體推力矢量控制方案是通過主射流的卷吸引射作用，利用環(huán)境大氣作為二次流實現(xiàn)主射流即發(fā)動機尾噴管噴氣方向的偏轉(zhuǎn)控制，從設(shè)計上較好地避免了有源推力矢量控制方案中的不足之處。國內(nèi)對該技術(shù)的研究仍處于可行性驗證，應(yīng)用實例集中在小型無人機模型設(shè)計上。

1? 模型及原理

在推力矢量噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中，有4種常見的流體推力矢量形式，分別為喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制、同向流控制[1]。由于有源流體矢量噴管的氣源為飛機增加了大量廢重[2]，嚴重限制了其應(yīng)用性。

受到《微型渦噴發(fā)動機熱噴流的無緣流體推力矢量噴管》[3]《旁路式雙喉道噴管氣動矢量特性數(shù)值研究》[4]《雙喉道推力矢量噴管的氣動性能數(shù)值模擬》[5]中的噴管模型的啟發(fā)，提出一種利用壓力差實現(xiàn)主射流偏射及Coanda效應(yīng)實現(xiàn)主射流穩(wěn)定貼附壁面的噴管結(jié)構(gòu)。

該噴管由主射流入口、二次流入孔、二次流氣室、氣室控制閥門、Coanda出口壁面組成。直線段長度為100 mm，擴張段長度為210 mm，噴管總長、度、高之比為3∶2∶1;壁面折角為21°;二次流入孔共30個，直徑為2.5 mm，均勻分布于Coanda出口壁面上近直線段側(cè)。

雙側(cè)閥門均全開時，高速高溫高壓的主射流強烈的卷吸引射作用使氣體通過二次流入口進入擴張段內(nèi)。若此時關(guān)閉單側(cè)控制閥，閥門關(guān)閉一側(cè)氣室壓力降低，另一側(cè)氣室由于聯(lián)通外界大氣會對內(nèi)部壓力起到補充作用，此時主射流在上下兩側(cè)壓力梯度的作用下會向低壓側(cè)偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)后的貼壁射流由于Coanda效應(yīng)即可實現(xiàn)沿偏轉(zhuǎn)方向的穩(wěn)定流動。

2? 噴管性能衡量參數(shù)

評價矢量噴管控制效率主要使用推力比、推力矢量效率及流量系數(shù)[6]。在此使用落壓比（膨脹比）π*e、總壓恢復(fù)系數(shù)σe兩個參數(shù)對噴管性能進行評估。選取噴管模型直線段入口及擴張段出口對參數(shù)進行分析計算。

3? 網(wǎng)格與邊界條件

流體域網(wǎng)格運用ANSYS meshing劃分：總網(wǎng)格數(shù)為24 535，節(jié)點數(shù)為23 262，網(wǎng)格平均偏斜度為28，平均正交質(zhì)量為0.7。流體模型：噴管入口為渦輪后的燃氣，F(xiàn)LUENT中選擇Standard模型。入口邊界條件：入口邊界為速度/質(zhì)量流，馬赫數(shù)為0.45，帶入計算出的總溫為450 ℃、550 ℃、700 ℃時，音速分別為414 m/s、458 m/s、516 m/s，總壓分別為1.5 atm、1.2 atm、1.1 atm。遠場參數(shù)設(shè)置：遠端為open boundary，相對壓力為1 atm，溫度為20 ℃。壁面條件：無滑移絕熱壁面。在FLUENT中進行噴管仿真計算，最大迭代步數(shù)600，殘差10-5。

4? 數(shù)值仿真研究

通過對表1的3種工況流場仿真，對噴管流場的速度、壓力分布，主射流矢量偏轉(zhuǎn)角以及其他性能參數(shù)進行分析。

計算π*e及σe可得：入口總壓為1.5 atm、總溫為700 ℃時，落壓比為1.077;入口總壓為1.2 atm、總溫為550 ℃時，落壓比為1.1 atm;入口總壓為1.1 atm、總溫為450 ℃時，落壓比為1.076?？倝夯謴?fù)系數(shù)為0.95。

4.1 速度云圖分析

圖1為進口參數(shù)為T*=700 ℃，p*=1.5 atm，上側(cè)全開、下側(cè)開50%的速度云圖。直線段射流速度不變，在擴張段中速度降低。當兩側(cè)閥門全開或全關(guān)時，主射流從噴管入口到出口為直線噴射;當兩側(cè)閥門開度不同時，主射流在擴張段會向開度較小一側(cè)偏轉(zhuǎn)。當單側(cè)閥門全開、另一側(cè)全關(guān)時，主射流角度實現(xiàn)最大偏轉(zhuǎn)。

4.2 壓力云圖分析

在該型噴管工作過程中，直線段射流壓力不變，氣流在擴張段中壓力增大。主射流在擴張段未發(fā)生偏射時，上下外側(cè)的壓力相等;當主射流在擴張段發(fā)生偏射時，主射流向外部壓力較低的一側(cè)偏轉(zhuǎn)，且兩側(cè)壓力差值越大，偏射角度越大。

為定量分析主射流偏轉(zhuǎn)角度與上下兩側(cè)外部壓力差之間的關(guān)系，通過計算擴張段開孔外側(cè)的平均壓力得到上下兩側(cè)外部壓力差，結(jié)果如表3所示。

通過將上表與仿真結(jié)果對比分析可以得出：影響最終噴出氣體角度的主要因素為上下兩側(cè)壓力梯度的大小，且矢量偏轉(zhuǎn)角與壓力梯度之間呈正相關(guān)。

5? 結(jié)語

通過對基于Coanda效應(yīng)的無源流體推力矢量噴管進行設(shè)計、建模、仿真及數(shù)據(jù)分析可知：（1）在不同工作條件下，基于Coanda效應(yīng)的無緣流體推力矢量噴管可以實現(xiàn)預(yù)期的不同角度的主射流穩(wěn)定偏射;（2）通過仿真，確定影響主射流偏轉(zhuǎn)角度的主要因素為上下兩側(cè)外部的壓力梯度;（3）隨著入射速度的增加，增大兩側(cè)外部的壓力梯度大小，可以實現(xiàn)更大的矢量偏轉(zhuǎn)角;（4）為實現(xiàn)主射流矢量偏射角度的連續(xù)性控制，調(diào)節(jié)兩側(cè)控制閥門的相對開度的操作模式具有可行性。

參考文獻

[1] 林泳辰.新型流體矢量噴管的應(yīng)用研究[D].南京航空航天大學，2019.

[2] 韓杰星.流體矢量噴管內(nèi)外流耦合研究[D].南京航空航天大學，2018.

[3] 龔東升，顧蘊松，周宇航，等.基于微型渦噴發(fā)動機熱噴流的無源流體推力矢量噴管的控制規(guī)律[J].航空學報，2020，41（10）：106-117.

[4] 夏雪峰，高峰，黃桂彬.旁路式雙喉道噴管氣動矢量特性數(shù)值研究[J].航空工程進展，2017，8（4）：423-430.

[5] 何敬玉，陳強，董金剛，等.雙喉道推力矢量噴管的氣動性能數(shù)值模擬[J].南京航空航天大學學報，2017，49（S1）：16-23.

[6] 肖中云，江雄，牟斌，等.流體推力矢量技術(shù)研究綜述[J].實驗流體力學，2017，31（4）：8-15.