1種新型增推噴管的數(shù)值研究

林 卉，李志強

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京 100191）

0 引言

作為航空發(fā)動機的重要部件之一，噴管的性能對發(fā)動機的性能有著重要影響。如果噴管的面積比按設(shè)計降壓比定出，則當(dāng)噴管的工作狀態(tài)發(fā)生變化時，其面積比就不再適應(yīng)變化后的噴管降壓比，使噴管處于不完全膨脹或過度膨脹狀態(tài)，從而使噴管推力下降。為此，國內(nèi)外的工程應(yīng)用和機理研究主要集中在噴管喉道處通過機械或氣動方式來控制噴管流量以適應(yīng)不同的工作狀態(tài)。而相比于機械調(diào)節(jié)造成的噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大等缺點，射流控制技術(shù)從20世紀90年代開始得到了廣泛關(guān)注[1-2]。與傳統(tǒng)的機械式方案相比，射流方案具有機械部件少、質(zhì)量輕、費用低等優(yōu)點[3]。目前研究較多的射流方案主要有：激波操縱[4-5]、喉道偏移[6-7]以及在此基礎(chǔ)上發(fā)展的雙喉道偏移[8-11]和逆流控制[12]。而近年來在高性能噴管方面的研究大多集中于雙喉道偏移產(chǎn)生矢量效應(yīng)技術(shù)。國內(nèi)在射流推力矢量技術(shù)方面的研究起步較晚，在雙喉道噴管領(lǐng)域的研究還很少，一些高校的少許研究仍然集中在矢量效應(yīng)方面，而對其增推原理尚未進行研究。

為了進一步研究射流控制技術(shù)對噴管內(nèi)部流動和推力性能的影響，促進噴管出口射流控制技術(shù)的發(fā)展，本文將雙喉道噴管的出口喉道設(shè)計為1個氣動喉道，而不再是幾何固體喉道，從而建立1種“固－氣雙喉道噴管”。利用數(shù)值模擬手段，探索該噴管出口處射流控制氣動喉道對軸對稱超聲速收擴噴管性能的影響規(guī)律。

1 傳統(tǒng)雙喉道噴管

雙喉道噴管（Dual-Throat Nozzle，簡稱DTN）是在傳統(tǒng)的喉道偏移噴管后增加1個收縮段，形成1個凹腔（如圖1所示），并在上游喉道處引入二次流扭曲了該處的聲速面，通過凹腔內(nèi)流動分離產(chǎn)生的上、下壁面壓力差使主流進一步偏轉(zhuǎn)。采用雙喉道方案可以比采用傳統(tǒng)的喉道偏移方案獲得更大的推力矢量效率，且不減小推力系數(shù)。文獻[9]的試驗研究表明，在噴管落壓比PRN=4時，該方案實現(xiàn)了最大為15°的推力矢量角，最大推力效率是6.1°/單位引射量，對應(yīng)的推力比為0.968，與非推力矢量相比，推力損失小于0.5%。如此良好的表現(xiàn)使得雙喉道噴管成為目前國內(nèi)外航空界探索研究的熱點，但該噴管的優(yōu)勢也僅僅局限在良好的矢量效果上，而卻不能得到增推效果。

圖1 雙喉道噴管（DTN）結(jié)構(gòu)

2 物理模型和計算方法

2.1 計算模型

本文的研究對象為小收擴比噴管[13]，其幾何模型如圖2所示。原始噴管幾何形狀如圖2（a）所示，噴管出口面半徑為0.01273 m，出口面積與喉道面積之比為1.055，具體幾何尺寸見文獻[13]。為了實現(xiàn)氣固雙喉道思想，在噴管出口處增加了1個二次流控制的氣動喉道，如圖 2（b）所示。

圖2 噴管幾何模型

2.2 計算網(wǎng)格

采用商用Fluent軟件進行2維模擬，考慮對稱性，計算網(wǎng)格為實際流場的一半，均為6面體網(wǎng)格，如圖3（a）所示，網(wǎng)格數(shù)量約為4萬個，在壓力變化較大和近壁面處進行加密，使得壁面處的y+≤3，從而保證該網(wǎng)格質(zhì)量滿足SA湍流模型的需要。噴管氣動喉道處的網(wǎng)格細化如圖3（b）所示。

圖3 計算網(wǎng)格

2.3 計算方法與邊界條件

流場計算基于求解2維Reynolds時平均N-S方程。采用4階R-K進行時間推進求解，對流項采用2階迎風(fēng)格式離散求解，黏性項采用中心差分格式求解。

主流為超聲速流動，進口為壓力進口，狀態(tài)給定總壓、總溫、初始靜壓和速度方向。射流流動假設(shè)為均勻流動，進口也為壓力進口。出口采用壓力遠場條件，假設(shè)壁面絕熱無滑移。自由流馬赫數(shù)為0.03，主次流入口總溫為300 K，環(huán)境溫度為297 K，環(huán)境壓力為9.895 MPa，設(shè)計落壓比PRN=3.16，二次流入口細縫長度為0.64 mm。

分別計算了不同二次流的壓比（PRS）和噴射角度時的噴管推力性能。

2.4 參數(shù)計算

式中：Wip/is為主流/射流理論流量[16]；Wp/s為主流/射流實際流量；Ue為噴管出口速度；P9為出口靜壓；P0為大氣壓；A9為出口面積；A8為固體喉道面積；A10為氣體喉道面積；為主流/射流進口總壓；Ft1為射流后主流實際推力；Ft0為無射流時主流實際推力；X1為氣體喉道與出口的軸向距離；D為噴管出口直徑。

2.5 數(shù)值方法的驗證

利用文獻[13]的結(jié)果對所采用的計算方法進行驗證。原始噴管出口軸線速度分布如圖4所示，在無射流、PRN=3.16時，在噴管出口軸線速度分布的試驗值和計算值吻合較好，表明本文所采用的計算方法比較精確，能用于固氣雙喉道噴管研究。

圖4 原始噴管出口軸線速度分布

3 數(shù)值結(jié)果及分析

3.1 二次流壓力對噴管性能的影響

噴管出口射流控制處形成氣動喉道的二次流的壓力對噴管出口主流流場、推力系數(shù)和流量系數(shù)的影響規(guī)律如圖5、6所示。

從圖中可見，在PRN=2.135時，對于主流流場來說，當(dāng)二次流壓比為0.8時，射流壓縮主流作用開始明顯，主流流量系數(shù)開始減小；當(dāng)二次流壓比增大至1.0時，由于主流壓縮造成的流量系數(shù)減小7%，此時二次流所占出口流量增大。同時，隨著二次流壓比的增大，主流出口有效面積減小，擴張段超聲氣體被再次壓縮，出口靜壓增大，當(dāng)PRS＞0.7時，二次流能有效地在噴管出口處形成1個氣體喉道，即噴管變成固-氣雙喉道噴管，可以通過調(diào)節(jié)氣體喉道面積來有效控制出口截面的流動，從而增大噴管的推力系數(shù)。另外，隨著氣動喉道的形成，主流受環(huán)境作用的影響減弱，即有效減弱了主流和環(huán)境相互作用所產(chǎn)生的激波效應(yīng)，從而進一步提升噴管的推力。在沒有二次流所形成的氣動喉道，即PRN=2.135、PRS=0時，噴管出口靜壓小于外界大氣壓，屬于過膨脹狀態(tài)，存在過膨脹損失，則其推力系數(shù)小于有氣動喉道的噴管推力系數(shù)。

圖5 推力系數(shù)和主流流量系數(shù)隨PRS變化

圖 6 PRN=2.135、θ=30°時不同 PRS 主流流場

噴管軸線出口無量綱壓力變化情況如圖7所示。圖中橫坐標(biāo)表示軸線遠離出口距離X與出口直徑D的比值，縱坐標(biāo)表示軸線出口壓力與環(huán)境大氣壓之比，2個參數(shù)均為無量綱數(shù)。從圖7中可見，當(dāng)PRN=2.135 時，在無射流情況下，即 PRS=0 時，P/P0＜1，即噴管出口壓力小于反壓，出口超聲速氣體受到強壓縮產(chǎn)生激波，出口壓力突然增大，氣體經(jīng)過激波推力有所損失，推力系數(shù)減小；當(dāng)PRS=0.5時，出口為超聲速，并且仍有激波出現(xiàn)；繼續(xù)增大PRS時，主氣流量也隨之增加，激波前壓力增大，因此激波強度減弱，激波往外移動，噴管出口處為亞聲速，激波出現(xiàn)在外界大氣中，并且隨著PRS的增大，激波與出口截面的距離在增大，使得激波對噴管出口影響減小，推力系數(shù)隨之增大。[14-15]

圖7 軸線出口壓強變化

3.2 二次流噴入角對噴管性能的影響

當(dāng)PRN=2.135和PRS=0.7時，不同射流噴入角對主流流場的影響如圖8所示。圖中紅色區(qū)域為超聲區(qū)，藍色區(qū)域為亞聲區(qū)，中間分界線為聲速線。當(dāng)噴入角為30°時，主流被壓縮；當(dāng)噴入角增大到60°時，主流被明顯壓縮，出口有效面積減小，同時聲速線靠近出口，出口速度增加，噴管出口激波被抑制，推力系數(shù)增大；而當(dāng)噴入角增大到90°時，主流被壓縮效果又變得不明顯；噴入角繼續(xù)增大到120°時，主流又重新被有效壓縮，但此時聲速線卻向噴管出口處靠近，出口壓力減小，推力系數(shù)增大但小于60°時的值。由此可見，順向二次射流能獲得更好的推力效果。射流噴入角影響主流流場，從而影響噴管性能的變化如圖9所示。

圖8 PRN=2.135、PRS=0.7,不同射流噴入角時主流流場

圖9 PRN＝2.135、PRS=0.7時推力系數(shù)隨射流噴入角的變化

3.3 氣動喉道對噴管主流推力的影響

當(dāng)PRN=2.135、θ=30°時，不同氣動喉道位置和面積對噴管主流推力的影響如圖10所示。

圖10 不同CA下主流推力系數(shù)變化曲線

由于射流的屏蔽作用，主流從噴管出口到氣動喉道這段距離不受大氣影響。因此在氣動喉道截面運用動量方程獲得主流在射流影響下的實際推力，并且與無射流狀況下主流實際推力作比較，得到主流推力系數(shù)Cfg1。同時，為了比較不同PRS下的氣動喉道位置，設(shè)定系數(shù)CA為固體喉道面積與氣體喉道面積之比，系數(shù)Cx為氣體喉道遠離出口距離與出口半徑之比。

隨著PRS的增大，氣動喉道面積相應(yīng)減小，CA逐漸增大，射流對出口氣流進行再次壓縮，主流推力系數(shù)先增大后減小。對于主流推力而言，氣動喉道等同新的出口，而PRN小于設(shè)計值時，相應(yīng)的最佳CA值增大，主流膨脹更充分，主流推力系數(shù)隨之增大，且大于1，表示射流控制能有效提高主流推力。但隨著PRS的增大，氣動喉道面積減小，Cx增大，喉道位置遠離出口，主流出口速度減小，整個噴管類似收斂噴管，主流推力系數(shù)隨之減小。在PRN=2.135時，CA在0.97～0.99內(nèi)能有效提高主流推力系數(shù)。

4 結(jié)論

（1）噴管出口注氣改變了主流有效出口面積，使得有過膨脹損失的噴管被再次壓縮膨脹，從而增大推力系數(shù)。在保證流量比小于0.1范圍內(nèi)，當(dāng)PRN=2.135、PRS=1時，推力系數(shù)達到0.995，比無射流時的提高了1.7%，達到預(yù)期的固-氣雙喉道目的。

（2）射流角度對噴管出口實際面積和流場有一定影響；順向射流能獲得更好的推力效果。

（3）調(diào)節(jié)氣動喉道面積能有效增大噴管主流推力系數(shù)，使噴管工作點向設(shè)計點靠攏，達到最優(yōu)效果。

[1]Deere K A.Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA Lang-ley Research Center[R].AIAA-2003-3800.

[2]胡海洋，王強.跨聲速條件下軸對稱收擴噴管內(nèi)外流場的數(shù)值研究[J].航空動力學(xué)報，2008，23（6）：1041-1045.

[3]Kowal H J.Advances in thrust vectoring and the application of flow-control technology[J].Canadian Aeronautics and Space Journal,2002,48（2）：145-151.

[4]Deere K A.Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA Langley Research Center[R].AIAA-2003-3800.

[5]Hamed A,Laskowski G.A parametric study of slot injectionthrust vectoring in a 2DCD nozzle[R].AIAA-97-3154,

[6]Yagle P J,Miller D N,Ginn K B,et al.Demonstration of fluidic throat skewing for thrust vectoring in structurally fixed nozzles[R].ASME 2000-GT-001.

[7]Flamm J D.Experimental study of a nozzle using fluidic counterflow for thrust vectoring[R].AIAA-98-3255.

[8]Deere K A,Berrier B L,Flamm J D.A computational study of a new dual throat fluidic thrust vectoring nozzle concept[R].AIAA-2005-3502.

[9]Flamm J D,Deere K A,Berrier B L,et al.Experimental study of a dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzle concept[R].AIAA-2005-3503.

[10]Flamm J D,Deere K A,Mason M L,et al.Design enhancements of the two-dimensional dual throat fluidic thrust vectoring nozzle concept[R].AIAA-2006-3701.

[11]Flamm J D,Deere K A,Mason M L,et al.Experimental study of an axisymmetric dual throat fluidic thrust vectoring nozzle forsupersonic aircraftapplication[R].AIAA-2007-5085.

[12]Flamm J D.Experimental study of a nozzle using fluidic counterflow for thrust vectoring[R].AIAA-98-3255.

[13]PandaJ，SeasholtzRG.Velocityandtemperature measurement in supersonic free jets using spectrally resolved rayleigh scattering[R].AIAA-99-0296.

[14]額日其太，李喜喜，王強.軸對稱噴管喉道面積射流控制數(shù)值模擬研究[J].推進技術(shù)，2010，31（3）：361-365.

[15]王慶偉，劉波，王如根.二元噴管氣動喉道控制的數(shù)值模擬[J].航空學(xué)報，2009，30（2）：226-231.

[16]廉小純，吳虎.航空燃氣輪機原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，2001：215-221.