流體喉部噴管二次流矢量控制方案

張建華 謝 侃

（北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191）

流體喉部噴管二次流矢量控制方案

張建華 謝 侃

（北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191）

針對結合了二次流矢量控制的固體火箭發動機流體喉部噴管進行了研究.通過數值模擬著重分析了同時存在推力大小調節和方向改變的工況，即噴管喉部和擴張段上同時存在二次流時的情況.比較了典型的9種二次流噴射方案喉部控制性能和推力矢量性能，并討論了喉部存在二次流時對下游二次流矢量控制的影響.方案的比較結果為實際設計、方案選型提供了參考.

火箭發動機;流體喉部;矢量控制;數值模擬

通過改變噴管喉部面積來調節固體火箭發動機的推力是固體火箭發動機推力實時調節技術的一個研究分支［1－3］.流體喉部（FNT，Fluidic Nozzle Throat）是一種流體噴射方法，它將二次流射入發動機喉道附近的主流中，主流和二次流相互作用從而改變噴管音速面的位置和形狀.在實際應用中，二次流噴射的FNT系統還可以與二次流噴射（TVC，Thrust Vector Control）系統自然的整合，使二次流噴射系統既能實現固體火箭發動機的推力大小控制，還能進行推力矢量控制.這種整合的方案可以有效地提高系統的效能，使FNT更具應用價值［2－5］.因而本文重點對二次流同時控制喉部面積和使主流偏轉這一工況下，二次流噴射方案、FNT噴管的工作特點、性能進行研究，以便為實際的總體方案設計提供參考.

1 FNT噴管矢量控制方案

適合使FNT噴管主流偏轉產生側向力的二次流噴射機制有兩種.一種是通過在喉部附近引入非對稱的二次流，使音速面在亞聲速區產生偏轉，同時實現流量控制和推力矢量控制（喉道傾斜矢量控制方式）［3］，如圖1a所示;另一種是在噴管擴張段噴入二次流產生誘導激波，從而使主流偏轉進行推力矢量控制（激波誘導矢量控制方案），如圖1b所示.

圖1 兩種推力矢量控制方案的示意圖

其中，激波誘導矢量控制是一種較成熟的技術，目前已用在多個固體火箭發動機型號上.并且由于喉道傾斜模式主要用于擴張比較小的航空發動機噴管上，因而本文討論的與固體火箭發動機FNT噴管結合的矢量控制方案為激波誘導矢量控制方式.該方式在大擴張比的固體火箭FNT噴管上可獲得更大的矢量控制TVC性能.

在表征TVC的側向力大小和性能時通常用推力偏角θ表示，它定義為側向力Fn與軸向力Fa之比的反正切值，單位:（°）.

在小的二次流/主流流量比范圍內，還常使用推力矢量效率來表征側向力性能，定義如下:

式中，ws為二次流流量;wo為主流流量.由定義可知，推力效率的含義為每單位百分流量比的推力偏角值.FNT噴管的推力效率定義如下:

式中，Ft是FNT發動機的實際合推力，計算公式見文獻［6］，它包括了主流和二次流兩部分的推力;Fi，o，Fi，s分別為主流和二次流各自對應流量和反壓壓比NPR（Nozzle Pressure Ratios）下的理想推力（注:主流對應的NPR為Pc/Pb，二次對應的NPR 為 Ps/Pb，其中 Ps，Pc，Pb，分別為二次流、主流總壓及環境反壓）.

另外，喉部處二次流對喉部大小的控制能力可用Cd/Cdo這一參數表征，Cd，Cdo分別為二次流通入前后的FNT噴管的流量系數，它表征了二次流通入前后噴管的有效喉部面積之比，具體定義見文獻［6－7］.

2 系統方案及分析方法

2.1 計算區域及網格

圖2給出了模擬軸對稱噴管模型TVC流場的網格.噴管設計壓比為37.6，考查的二次噴嘴構型都為損失較小的收斂圓孔型［7－8］.其中喉部處的噴嘴與擴張段上的噴嘴距離與喉徑的比值為0.45.主噴管及二次流噴嘴采用的入口邊界條件為壓力入口邊界，外流場區域采用遠場邊界條件.

圖2a為噴管網格，圖2b是整個流場網格的拓撲結構.典型的內流場網格數為100×210，外流場網格數為220×330，對二次流的射流入口、壁面附近進行了局部加密.遠場邊界分別位于噴管進氣口前段6倍噴管長度處，噴管排氣口后10倍噴管長度處，垂直于噴管軸線6倍噴管長度處.計算使用冷流氣體工質空氣，進口總溫都為300 K，這不影響對一般規律的討論.

圖2 計算使用的網格

2.2 算例校核

采用雙縫射流模型對本文所采用的三維N-S方程求解數值方法進行考核，不僅因為該模型與上述二次流噴射的TVC流場均有同樣復雜的物理現象，而且其計算域和邊界條件相同.考核算例的收斂-擴散噴管［9］選自于NASA蘭利研究中心的二次流噴射TVC實驗噴管，噴管長115.57mm，喉道半高13.74mm，喉道距入口處57.785mm，出口面積與喉道面積之比為 1.796，擴張角為11.01°.無射流時噴管的完全膨脹落壓比為8.78.在擴張段上壁面開雙縫，第1道縫的起始位置記為x1，縫寬1.016 mm;第2道縫的起始位置為x2，縫寬1.016 mm.對 NPR 為4.60、雙縫位置 x1/xt=1.4，x2/xt=1.8時的噴管流場進行了數值模擬并和實驗值作對比.

圖3 計算得到的上下壁面壓強與實驗結果對比

模擬得到的噴管上下壁面的靜壓分布與試驗數據進行了對比，見圖3.噴管上壁面的壓力躍升點有兩處，這是雙射縫二次流在噴管內形成的兩道斜激波引起的.從壓力突升的幅度可以看到，第1道斜激波要稍強一些，第2道斜激波要稍弱一些.計算得到的壓力變化規律與實驗值吻合，只是CFD（Computational Fluid Dynamics）預測的下表面壓力躍升點的位置要稍靠后些，下壁面的壓力躍升是由于第1處射流引起的斜激波打在下表面引起的.圖4給出了該計算條件下的實驗紋影圖和CFD模擬結果.從該圖可以看出計算捕捉到的激波系結構和實驗紋影圖顯示的基本一致.這些結果顯示，本數值方法成功地模擬了橫流的復雜物理現象，表明本文所建立數值模型具有足夠的精度.

圖4 模擬得到的流場圖與實驗紋影圖對比

3 仿真結果及方案分析

表1以產生俯仰力矩為例給出了9種典型的噴嘴組合方案在小流量比時的推力矢量效率、推力效率和有效喉部面積變化值.表中組合模式所列圖中的黑點代表注入二次流，喉部和擴張段上的二次流總壓相等（Ps1=Ps2）.表中的Kva值是以總二次流流量ws為參考得到的，部分括號內的值是以擴張段上的二次流量ws1為參考的（相當于認為喉部處的二次流流量對推力矢量的貢獻不大）.與以往的純粹激波誘導矢量控制（SVC，Support Vector Clustering）系統不同，由于FNT噴管喉部也存在噴嘴，當喉部和擴張段上使用的噴嘴個數相同時，前后兩組噴嘴存在相位差的問題.圖中A1方案的前后噴嘴沒有相位差，B1方案的兩組噴嘴相位差為22.5°.首先比較了兩種噴嘴方案在不對稱射流工況下的推力矢量性能，表中的推力效率η2和推力矢量效率Kva結果說明B1方案稍優于A1方案.

表1 9種噴射方案

比較表中方案 A1，B1，B2，B5，B8 和方案 B4，B6，B7，B9可知，增加擴張段上靠近水平分界線處的噴入點只會使噴管的推力矢量效率降低.因而一般在擴張段上只使用兩個位置的噴入單元（這和針對純粹的SVC研究時得到的定性結論相同［9］）.注意本文的噴入單元在相應位置上可再拆分成并列緊靠一起的多噴嘴結構以獲得更好的矢量性能［9］，為了簡化討論每個噴入位置都只是單噴嘴形式.對推力矢量效率較好的4種方案進行了詳細計算，并以方案B6為基準（傳統的SVC方式）進行了對比.

3.1 B4 方案

圖5a的結果說明對于B4方案中的噴射模式，喉部的二次流噴射對下游的SVC性能影響是有利的.在相同的擴張段噴嘴二次流量比條件下，B4方案的最大推力矢量角和關于ws2/wo的推力矢量效率都要優于B6方案（即純粹的SVC控制方案，喉部無控制推力大小的噴流）.這與二元噴管模型的結果不同，二元噴管模型中喉部噴流對SVC的影響是負面的，除了由于兩種噴管的流場不同之外，兩個重要的因素是本文的噴嘴存在相位差，另外這里擴張段上的噴嘴位置較上述的二元模型靠近喉部一些.

圖5b給出了兩種方案的推力效率隨擴張段上二次流流量比的變化曲線.圖中在相同的ws2/wo條件下，喉部存在噴流時的推力效率TE2比喉部無噴流時的低.因為在相同的ws2/wo條件下，B4和B6的總流量比是不相同的，B4的總流量因

圖5 B4方案的計算結果

為存在喉部的二次噴流ws1，因而總流量比要比B6中的大;也正是這個原因，在相同的ws2/wo下，B4中還存在額外的喉部噴流與主流的相互作用，因而推力損失較B6方案的大.

3.2 B7 方案

圖6a的曲線說明當喉部的噴射單元都注入二次流時，SVC的推力矢量效率較B6方案的要低，但是B7方案的最大矢量角仍比B6的要大.圖6b的推力效率表明在相同的ws2/wo條件下，B7方案的推力效率下降更多.這是由于B7中喉部存在更多的二次噴流，推力損失會更大.

圖6 B7方案的計算結果

3.3 B9 方案

圖7a說明當喉部處的二次流和擴張段上的同側注入時，SVC的最大矢量角雖然比B6方案的稍大一些，但關于ws2/wo的推力矢量效率則下降較大.說明喉部這種模式的噴流對下游的SVC是消極的.圖7b的推力效率曲線說明B9方案的推力損失與B4的相當，這是因為兩者在喉部及擴張段的噴流與主流的作用程度相當.

圖8a給出了上述軸對稱噴管模型通過不同的噴射方案所能達到的喉部面積變化范圍（圖中的1－Cd/Cdo）及同時能達到的推力矢量角;特殊的當只有喉部存在噴流時（相當只需進行喉部調節的工況），各種方案下的θ都為0°，當喉部無噴流而只有擴張段存在噴流時（相當只需進行矢量

圖7 B9方案的計算結果

圖8 4種方案的結果及比較

控制的工況），1－Cd/Cdo=0.當 FNT噴管在進行喉部調節同時要進行矢量控制時，可以實現的喉部變化范圍和矢量角對應了圖8a的中間部分.圖8b給出了上述考察的4種方案中流量系數比隨擴張段二次流流量比的變化曲線.可以看到B6的喉部無變化，流量系數比為1，B7方案的喉部變化范圍最大，而B4，B9的扼流性能居于中間.

綜合上述分析，喉部噴流對擴張段上SVC性能的影響是復雜的，它與擴張段上的噴嘴位置、噴嘴的組合方案、喉部的噴流模式都有關.在實際設計中，可以先按照喉部無噴流時的工況，根據總體需要確定所需的最大矢量角，由最大矢量角確定擴張段上噴嘴的位置（因為每個位置對應一個最大矢量角），然后在飛行器的所有工況包絡內再仔細考察喉部噴流對SVC性能的影響，以確定合理的噴嘴布置方案和喉部噴射模式.

4 結論

1）對于圓孔噴嘴FNT噴管的不對稱噴射工況，當前后兩組噴嘴存在相位差時，所能得到的推力矢量效率和θmax都要優于無相位差的布置方案，而兩者的推力效率則相當.另外擴張段上的噴入單元過多時SVC的推力矢量效率降低，因而采用1～2個位置的噴入單元為宜.

2）考察了喉部和擴張段噴嘴存在相位差時，不同噴流組合對SVC的影響:其中不對稱射流方案（B4方案）的θmax和關于ws2/wo的推力矢量效率都要優于無喉部擾流的SVC工況（B6方案）;喉部噴嘴全開時（B7方案），SVC的推力矢量效率較B6方案的要低，但最大矢量角θmax仍比B6的要大;對于同側射流方案（B9方案），SVC的最大矢量角雖然比B6方案的稍大一些，但推力矢量效率則下降較大，說明喉部這種模式的噴流對下游的SVC影響是消極的.另外，B4，B9方案的推力效率相當，而B7方案的推力效率最低;但B7的喉部變化范圍最大，B9次之，B4則較小，B6無喉部變化.

3）喉部噴流對擴張段上SVC性能的影響是復雜的，它與擴張段上的噴嘴位置、噴嘴的組合方案、喉部的噴流模式都有關.不同的聯合噴射模式可以得到不同要求的喉部面積變化和推力矢量角，特殊的當喉部無噴流而只有擴張段上存在噴流時，喉部面積變化為0，而推力矢量角不為0;當擴張段無噴流而只有喉部存在噴流時，則喉部面積變化不為0，推力矢量角始終為0.

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Secondary flow thrust vector control study for fluidic throat nozzle

Zhang Jianhua Xie Kan
（School of Astronautics，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China）

The secondary flow vector control concept for the fluidic throat nozzle of solid rocket motor was studied.Through numerical simulation，the work condition of concurrent thrust modulation and vector control was analyzed，in which there exist secondary flow at the throat and expansion part meanwhile.The throat modulation and thrust vector control performance of nine typical secondary flow concepts were compared，and the influence on the secondary flow vector control was discussed for the existence of secondary flow at the throat.The results of concept comparison can provide references for practical design.

rocket motor;fluidic nozzle throat;thrust vector control;numerical simulation

V 434

A

1001-5965（2012）03-0309-05

2011-05-06;< class="emphasis_bold">網絡出版時間:

時間:2012-03-28 15:12

www.cnki.net/kcms/detail/11.2625.V.20120328.1512.003.html

張建華（1977－），男，陜西藍田人，講師，zjh@buaa.edu.cn.

（編 輯:張 嶸）