擴張型雙喉道噴管的流動特性和起動方法

額日其太 鄧雙國 李家軍

(北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京 100191)

擴張型雙喉道噴管的流動特性和起動方法

額日其太 鄧雙國 李家軍

(北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京 100191)

利用數值模擬方法，對二元擴張型雙喉道噴管的流動特性和起動方法進行了研究.結果表明:擴張型雙喉道噴管內會出現正激波系，產生了很大的總壓損失，使第2喉道壅塞，噴管不能起動.在低落壓比條件下，喉道注氣可以形成大的分離區，使激波強度減弱、噴管可以起動;在大落壓比條件下，喉道注氣不能形成大的分離區，噴管不能起動.擴張段注氣可以在噴管內形成大的分離區，使正激波轉變成斜激波系，減小了總壓損失，使第2喉道流通能力增強、噴管起動.

噴管;射流;起動

推力矢量技術是未來作戰飛機的必備技術之一.目前采用的機械調節矢量噴管結構復雜、成本高、重量重、可靠性差.為了解決矢量噴管實際應用過程中遇到的這些問題，從20世紀90年代開始，國內外大量開展了流體控制矢量噴管技術的研究［1－2］.

2003年，文獻［3］提出了雙喉道流體控制矢量噴管方案，在收-擴噴管的基礎上，增加了2次收縮段，在噴管出口形成了第2喉道.通過在第1喉道注氣，可以控制噴管內部的分離流動，使主流偏轉并產生矢量推力.雙喉道噴管推力矢量效率高、推力損失較小，因此得到了廣泛的關注［3－6］.但是，雙喉道噴管的兩個喉道面積近似相等，其推力特性接近收斂噴管.在超音速飛行條件下，噴管落壓比通常較大，雙喉道噴管的欠膨脹損失很大，因此不適合在超音速飛機上應用.為了滿足超音速飛行的要求，2007年NASA蘭利研究中心提出了第2喉道(噴管出口)面積明顯大于第1喉道面積的擴張型雙喉道噴管方案，并對其性能進行了研究［7－8］.研究發現，大落壓比條件下，這種方案可以提高噴管的性能;但是中低落壓比時，由于第2喉道的限制作用，噴管內出現了正激波，噴管不能起動，帶來了很大的推力損失.為了解決噴管起動問題，蘭利研究中心采用了調節第2喉道面積的方法，這種方法使噴管結構變得復雜、重量和成本增加，對噴管性能的改善程度也有限［7－8］.

為了進一步了解擴張型雙喉道噴管的流動特性和起動問題，探索噴管起動的新方法，本文利用數值模擬方法，對二元擴張型雙喉道噴管進行了研究，提出了第1喉道注氣和擴張段注氣等2種解決噴管起動問題的方法，并對這些方法進行了初步研究.

1 數值模擬方法

1.1 計算方法及其驗證

本文采用了Fluent軟件進行數值模擬研究.數值模擬方法為時間推進的有限體積法，控制方程為一般曲線坐標系下強守恒形式的NS方程.為提高收斂速度和求解精度，離散格式選用隱式二階迎風格式.

根據以往的研究結果［2］，湍流模型選擇了RNG k-ε兩方程模型.為了保證數值模擬結果的精度，利用文獻［4］中的實驗數據對本文的數值模擬方法進行了驗證.

圖1為計算的馬赫數等值線圖和試驗陰影照片的比較.圖2為壁面壓力分布的數值模擬和試驗結果的對比.從圖中可以看到，本文采用的數值模擬方法可以很好地模擬雙喉道噴管的流動，流場結構和壁面壓力分布與試驗結構具有較好的一致性，因此這種計算方法具有較高的可信度.

圖1 數值模擬和試驗結果的比較

1.2 噴管幾何形狀和參數

研究對象為二元擴張型雙喉道噴管，圖3為噴管的幾何結構簡圖.噴管的基本幾何參數:腔體擴張角 A=10°，腔體收斂角 B=30°，腔體長度Lt1/Xt=1.74，腔體擴張比 Xe/Xt=1.217(噴管設計落壓比為4).為了研究喉道注氣和擴張段注氣對噴管流動的影響，在喉道和擴張段分別設置了注氣縫.注氣縫寬度 Ls1/Xt=Ls2/Xt=0.0217.喉道注氣角度C=135°;擴張段注氣位置Lt2/LD=0.5，注氣角度 D=90°.

圖2 數值模擬和試驗壁面壓力分布的比較

圖3 噴管幾何結構簡圖

圖4所示為計算網格.采用了分區結構化網格，對壁面、注氣口、噴管出口等區域進行了加密，壁面處的Y+小于10.0.由于存在對稱性，只對一半噴管進行了網格劃分和數值模擬.

圖4 計算網格圖

基本計算條件為:主、次流進口氣流總溫均為294.44K，外流馬赫數為0.025，環境大氣壓力為101325Pa，環境溫度為294.4K.

2 計算結果分析

2.1 擴張型噴管內部流動和起動問題

圖5為不同噴管落壓比NPR(Nozzle Pressure Ratio)條件下，擴張型雙喉道噴管對稱面的等壓線圖.

圖5 噴管對稱面等壓線圖

從圖5中可以看到，由于氣流在噴管內快速膨脹和加速，噴管內氣流的靜壓顯著降低，通過正激波才能使氣流壓力升高并與環境壓力平衡.由于激波和邊界層的相互干擾，正激波根部形成“λ”波系.隨著落壓比的增大，激波系的位置向下游略有移動，但是并沒有移到噴管出口之外，波系結構也沒有發生明顯的變化.出現這種現象的原因是:經過正激波之后，氣流總壓損失很大，而第2喉道的面積相對較小，所能通過的最大流量有限，發生壅塞，因此第2喉道前的壓力升高，激波無法繼續向后移動，而是停留在噴管凹腔內.本文稱這種現象為雙喉道噴管的“不起動”現象.在不起動狀態，由于存在很大的激波損失，因此噴管的推力性能必然顯著降低.

圖6所示為落壓比對基準噴管和擴張型雙喉道噴管推力系數影響的計算結果.落壓比較小時(小于8)，由于噴管內出現了很強的激波系，總壓損失較大，擴張型噴管推力系數明顯低于基準雙喉道噴管;當落壓比大于8.0時，欠膨脹引起的噴管推力損失增大，超過了激波的影響，擴張型噴管由于有激波增壓，欠膨脹損失小于基準噴管，因此推力系數大于基準噴管.由此可見，在大落壓比條件下，擴張型雙喉道噴管的性能優于普通雙喉道噴管，更適合超音速飛行;在中低落壓比時，擴張型雙喉道噴管的性能較差，需要進一步改善.

圖6 落壓比對推力系數的影響

2.2 喉道注氣對噴管流動和起動的影響

第1喉道注氣可以減小噴管流量，有可能使第2喉道不再發生壅塞，實現噴管起動.基于這樣的設想，本文提出了喉道注氣解決噴管起動的方法，并初步研究了喉道注氣對噴管流動和起動的影響.

圖7和圖8分別為落壓比為2.0和不同注氣壓比SPR(Secondary Pressure Ratio)，即次流與主流總壓之比條件下，喉道注氣噴管的馬赫數分布圖和等壓線圖.從圖中可以看到，注氣壓比較小時(等于0.4)，喉道注氣對噴管流動影響很小;當注氣壓比增大到0.5時，喉道注氣顯著改變了噴管流動的特征:噴管凹腔內分離區顯著增大，使主氣流通道變窄，主流馬赫數減小.噴管內的激波結構發生了很大的變化.由于分離區擴大，激波和邊界層的相互作用消失，因此“λ”波系消失;激波遇到分離區的邊界后，反射形成了膨脹波;由于氣流在喉道之后的膨脹不均勻，激波前方的氣流速度不同，中心區的速度比較高、壁面附近速度較低，因此從中心區向外激波的強度逐漸減弱，所以激波發生彎曲.

圖7 低落壓比條件下喉道注氣噴管的馬赫數分布(落壓比為2.0)

圖9所示為落壓比為4.0，注氣壓比為2.0時，喉道注氣噴管的流場圖.從圖中可以看到，落壓比較大時，由于喉道注氣的影響，注氣口下游出現了分離區，但是這個分離區比較小，沒有與腔體底部的分離區匯合形成大分離區.可見雖然注氣壓比很大，中、高落壓比時喉道注氣的影響區域仍然較小，對噴管流動的影響也比較小.氣流繞過注氣口下游的分離區之后，重新附著到壁面，由于超音速氣流受到壁面的壓縮，形成了再附激波.在這種情況下，激波強度沒有顯著減弱，噴管內的流動損失依然很大，因此噴管仍然沒有起動，推力性能也無法提高.

圖9 中等落壓比條件下喉道注氣噴管的流場(落壓比為 4.0，注氣壓比為 2.0)

由此可見，喉道注氣起動噴管的適用范圍有限，低落壓比時可以使噴管起動，高落壓比時不能使噴管起動.

2.3 擴張段注氣對噴管流動和起動的影響

在噴管擴張段注氣，可以形成大的分離區并改變主流通道形狀，減小主氣流的馬赫數，使激波強度減弱、總壓損失減小，第2喉道不再壅塞，從而使噴管起動.基于這樣的設想，本文提出了擴張段注氣解決噴管起動的方法，并研究了擴張段注氣對噴管流動和起動的影響.

圖10所示為落壓比為4.0，注氣壓比為2.0時，噴管對稱面的馬赫數分布和等壓線圖.從圖中可以看到，擴張段注氣對噴管流動有很大的影響.注氣壓比較小時(落壓比為0.8)，由于注氣及注氣產生的分離區的影響，注氣口前面出現了弓形激波.超音速氣流到達凹腔底部的分離區時，受到分離區的壓縮，又出現了一道斜激波.弓形激波和斜激波相交，形成了大的“魚鱗狀”的波系結構，其中還包含了激波在自由邊界上反射形成的膨脹波，以及注氣口下游出現的膨脹波.弓形激波和斜激波系提高了噴管內氣流的壓力，減小了氣流速度，顯著減小了流動損失，因此第2喉道的壅塞問題得以解決，噴管得以起動.

圖10 中等落壓比條件下擴張段注氣噴管的流場(落壓比為 4.0，注氣壓比為 1.0)

3 結論

1)由于氣流快速膨脹和第2喉道的限制作用，擴張型雙喉道噴管內會出現正激波，以及激波與邊界層相互作用產生的“λ”波系.正激波產生了很大的總壓損失，使第2喉道發生壅塞，限制了噴管的流通能力，導致噴管不起動.

2)在小落壓比條件下，適當的喉道注氣可以形成大的分離區，改變了主流通道的形狀，使激波強度顯著減弱，噴管可以起動.在大落壓比條件下，喉道注氣不能形成大的分離區，無法使噴管起動.

3)擴張段注氣時，注氣口前后都形成了大的分離區，改變了主流通道的形狀，使正激波轉變成斜激波系，減小了總壓損失，使第2喉道流通能力增強，噴管得以起動.

References)

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(編 輯:張 嶸)

Flow characteristic and starting method for divergent dual throat nozzle

Eriqitai Deng Shuangguo Li Jiajun

(School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The flow characteristic and starting method of two-dimensional divergent dual throat nozzle were studied numerically.The results show that there will be normal shock waves in the divergent zone of the dual throat nozzle，which result in great loss in total pressure and choke at the second throat，thus the nozzle can not start.In the condition of low nozzle pressure ratio，a large separation region，which weakens the shock waves，can be formed by injection in the throat，and the nozzle can start;in the condition of high nozzle pressure ratio，a large separation region will not be formed.A large separation region in the nozzle can be generated by injecting in the divergent，thus the oblique shock is formed instead of the normal shock，the total pressure loss decreases，and the nozzle can start.

nozzles;fluidics;starting

V 231.3

A

1001-5965(2011)03-0320-05

2010-01-08

額日其太(1970－)，男，內蒙古興安盟人，副研究員，eriqitai@buaa.edu.cn.