兩種氣動推力矢量技術的數值模擬研究

張建東， 王占學， 劉增文， 蔡元虎

（西北工業大學 動力與能源學院，陜西 西安710072）

0 引 言

由于機械式推力矢量噴管固有的缺點，如發動機重量的增加、高溫環境下運動件的增多、冷卻要求提高、隱身能力差、可靠性下降、成本增大等，使得很多的研究人員開始探索不需要機械調節的流體推力矢量噴管，即通過在噴管壁面的二次流的注入，從而實現主流方向的改變。這種基于二次流控制的推力矢量噴管與機械式推力矢量噴管相比具有明顯的技術優勢，從而成為噴管矢量控制研究的熱點［1－5］。

綜合起來，主要集中在三種控制方法，即激波矢量控制（Shock Vectoring controlling，SVC）［3－4］技術、噴管喉部偏移（Throat Shift，TS）［1－2］技術、反流控制（Counter Flow，CF）［6］技術。

本文采用數值模擬的方法，對激波矢量控制和喉部偏移兩種噴管氣動矢量控制方法的適用范圍和相關特性進行了研究。

1 噴管幾何結構與氣動條件

1.1 幾何結構

噴管幾何外形［5，7－8］如圖1所示。進口面積（高度）Ain＝0.09876，喉部面積（高度）Ath＝0.05283，膨脹比Ae／Ath＝1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7，以完全膨脹為原則所得各膨脹比所對應的設計落壓比分別是3.059、3.858、4.640、5.432、6.243、7.076、7.933，噴管擴張段長度R＝0.0504，二次流噴射位置x／x1＝0.7247（取噴管喉部為軸向坐標0點，x1為噴管擴張段尾緣軸向位置），二次流噴射孔與噴管主流方向垂直，二次流噴射孔寬度為噴管喉部寬度的7.7%，二次流進口面積大于噴射孔喉部面積，在本文所研究的二次流壓比條件下，二次流噴射孔出口達到聲速。噴管外型面保持不變，而外型面尾緣隨擴張段末端的移動而改變。

圖1 噴管幾何型面Fig.1 Nozzle geometry

1.2 氣動條件

本研究中，假設噴管工作于海平面H＝0km，飛行馬赫數Ma0＝0.3，氣流方向角為0.0°，噴管進口氣流總溫321.6K。

2 噴管流場數值模擬計算方法

2.1 網格劃分

為了準確模擬噴管流場，特將整個計算域劃分為11個區域，其中噴管內部流場分為2個區域，兩個二次噴射流共2個區域，自由流分為6個區域，噴管后部射流分為1個區域。對于遠場邊界，以噴管出口截面為參照，來流取5倍噴管出口長度，下游取6倍噴管出口長度，上下邊界取7倍噴管外壁最大截面長度。需要說明的是，擴張段噴射孔入口的部分區域與外界小部分區域看起來重合，但實際相互之間并無干擾，網格劃分見圖2。

圖2 計算網格Fig.2 Computational grids distribution

2.2 數值計算方法

整個區域共劃分網格點16萬，壁面y＋值接近1，并使用壁面插值函數。流場計算采用隱式格式求解對流項，采用有限體積法求解N－S方程，湍流模型選用k－ε模型。進口給定總壓、總溫和氣流方向角，出口給定靜壓。相關氣動參數均根據第1節中的設計參數給出。整個流場采用噴管進口參數進行初始化。

在本研究中，通過分別位于噴管上下兩側的噴射孔同時噴射實現TS法控制氣動推力矢量；通過位于擴張段的噴射孔單獨噴射而位于喉部上方的噴射孔關閉實現SVC法控制流體推力矢量。

3 流場計算結果與分析

3.1 典型流場結構分析

以落壓比NPR＝4.0，二次流噴射孔進口總壓與主流總壓之比（稱之為二次流壓比）SPR＝1.0，膨脹比Ae／Ath＝1.4為例對兩種流體推力矢量方式的流場進行對比，當位于喉部和擴張段的噴射孔都噴射氣流時的流場計算結果見圖3，只有擴張段噴射孔噴射時的流場計算結果見圖4。

由圖3可見，當噴管上下兩側噴射時，噴管氣動喉部嚴重偏離噴管的幾何喉部，噴管出口氣流方向也隨之發生了偏轉。上側噴射孔前分離區域位于噴管收縮段，從而對主流產生了阻塞作用，造成主流流量的減小。位于噴管喉部的噴射孔，其前后分離區域均小于擴張段噴射孔，原因是喉部的氣流靜壓大于擴張段，使喉部二次流入射深度較小。

由圖4可見，當擴張段噴射孔單獨噴射時，二次流噴射對噴管聲速線無影響（在本算例中，喉部下壁面處聲速線略受擾動）。當主流壓力不變時，二次流總壓影響二次流的入射深度，從而影響噴射孔上游分離區域的大小。噴射孔下游分離區域內呈亞聲速流動狀態，所以該區域壁面壓力與外界大氣壓相同［5］。

3.2 SVC法與TS法控制噴管矢量性能對比

為了確定TS法與SVC法控制噴管矢量性能對不同膨脹比噴管的適應范圍，本研究對NPR分別為4和7時，噴管喉部高度相同，而膨脹比不同的噴管進行了流場特性的數值模擬，NPR＝4時噴管性能見圖5，NPR＝7時噴管性能見圖6。

由圖5（a）和圖6（a）可見，噴管的膨脹比在約為1.5時是一個關鍵的分界點，當膨脹比小于1.5時，采用TS法使噴管的推力矢量角更大；而當膨脹比大于1.5時，采用SVC法使噴管的推力矢量角更大。由圖5（b）和圖6（b）可見，SVC法所對應的推力系數更大，這是因為采用TS法時，喉部上方的噴射時主流流量減小，從而使TS法所對應的推力系數小于SVC法，同時，不同膨脹比所對應的推力系數有一個峰值。由圖5（c）和圖6（c）可見，SVC法主、次流流量比小于TS法，這是因為TS法有上、下兩個噴射孔同時在注入二次流氣體，同時二次流流量幾乎不隨膨脹比變化，由此可見，決定主、次流流量比的主要因素是二次流與主流總壓比（SPR）。

4 結 論

根據對具有不同膨脹比二元收擴噴管的流場數值模擬計算，可以得出如下結論：

（1）TS法與SVC法所對應的噴管聲速線具有不同的分布特征，TS法使噴管聲速線發生嚴重扭曲，而SVC法對噴管聲速線無影響；

（2）不同膨脹比所對應的最優矢量控制方法不同，當膨脹比小于1.5時，宜采用TS法控制噴管推力矢量角，而膨脹比大于1.5時，則須采用SVC法；

（3）TS法在控制噴管氣動矢量角度的同時，還可以限制噴管主流流量。

［1］MILLER D N，YAGLE P J，HAMSTRA.Fluidic throat skewing for thrust vectoring in fixed geometry nozzles［R］.AIAA 99－0365.

［2］YAGLE P J，MILLER D N，GINN K B，et al.Demonstration of fluidic throat skewing for thrust vectoring in structurally fixed nozzles［J］.JournalofEngineering forGasTurbinesandPower，2001，123：502－507.

［3］JIMENEZ A，MADRID.Thrust vectoring for advance fighter aircraft，propulsion package development［R］.AIAA 2001－3991.

［4］MANGIN B，CHPOUN A，JACQUIN L.Experimental and numerical study of fluidic thrust vectoring of a two－dimensional supersonic nozzles［R］.AIAA 2006－3666.

［5］王占學，李志杰.噴管氣動參數對推力矢量影響的數值模擬［J］.推進技術，2008，2.

［6］SANTOS M M.Experimental study on counter flow thrust vectoring of a gas turbine engine［D］.［Doctor′s Degree Dissertation］.The Florida State University College of Engineering，2005.

［7］李志杰，王占學.二次流噴射位置對流體推力矢量噴管氣動性能影響的數值模擬研究［J］.航空動力學報，2008，9.

［8］李志杰，王占學.基于激波控制的流體推力矢量噴管數值模擬及試驗模擬［R］.天津：2008年中國工程熱物理學會年會，2008.