矢量噴管三維數(shù)值模擬

(中國(guó)石化集團(tuán)新星石油有限責(zé)任公司 北京 100083)

拉瓦噴管的主要作用是將亞音速氣流轉(zhuǎn)變?yōu)槌羲俚臍饬鳌Ｈ缃襁@一技術(shù)已經(jīng)在多個(gè)領(lǐng)域內(nèi)都具有廣泛的運(yùn)用。在冶金行業(yè)內(nèi)[1]，吹氧裝置中的氧槍噴頭便是利用拉瓦噴管進(jìn)行金屬熔池中的供氧，并參與傳質(zhì)傳熱和化學(xué)反應(yīng)促使鋼種的冶煉和生產(chǎn)。在能源運(yùn)輸行業(yè)內(nèi)[2]，拉瓦噴管的引進(jìn)使得近海油田中天然氣的運(yùn)輸設(shè)備更加的緊湊可靠。拉瓦噴管也具有很強(qiáng)的霧化性能，可以用來形成理想粒徑和均勻的霧云分布[3]。其中，運(yùn)用最為廣泛的是航天航空領(lǐng)域，很多飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)采用拉瓦噴管使尾氣加速到很高速度以獲取更大的推力，從而加強(qiáng)飛行動(dòng)力。

隨著科技的發(fā)展以及時(shí)代的需要，張麗等人[4]提出了飛行器姿態(tài)控制，即有效地實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機(jī)動(dòng)之間的切換，實(shí)現(xiàn)飛行器的俯仰、偏航和翻滾。這些性能的實(shí)現(xiàn)尤其對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)一步發(fā)展至關(guān)重要。戰(zhàn)斗機(jī)的高機(jī)動(dòng)性和敏捷性非常重要，通常要求具有良好的大攻角氣動(dòng)特性，但是攻角較大時(shí)，全機(jī)的流態(tài)，特別是升力面處于完全分離狀態(tài)。盡管優(yōu)良的氣動(dòng)布局或許可以保證飛機(jī)不至于發(fā)生偏離和翻滾，但是其操作效率卻大幅下降，大大地降低了飛機(jī)的機(jī)敏性。而矢量噴管可以通過推力矢量的控制，即用推力矢量代替或補(bǔ)償常規(guī)有裝置的氣動(dòng)力進(jìn)行飛行控制。這樣的技術(shù)對(duì)于飛機(jī)性能的提升具有很大的作用。推力矢量控制技術(shù)不僅可以使飛行中的飛機(jī)獲得更好的超機(jī)敏性，而且推力矢量和推力反作用的共同作用下可以有效地降低飛機(jī)起飛與著陸距離。此外，推力矢量的控制下飛機(jī)飛行的最小速度可以有效的減小。因此，推力矢量控制是實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制，提高戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)性和敏捷性的有效措施。

矢量噴管可以形成推力的控制，拉瓦噴管作為推進(jìn)系統(tǒng)的重要組成部分，其內(nèi)部的流動(dòng)特性對(duì)于推力的生成具有很大的影響。拉瓦噴管通常地設(shè)計(jì)與生產(chǎn)依賴于風(fēng)洞試驗(yàn)，但是這種方法周期長(zhǎng)，耗資大，而且存在流動(dòng)溫度壓力等條件的限制，這使得目前計(jì)算流體力學(xué)方法成為了拉瓦噴管氣動(dòng)性能分析的常規(guī)手段。關(guān)于矢量噴管的研究最早始于70年代的美國(guó)，他們主要針對(duì)于二元推力矢量噴管進(jìn)行了相關(guān)的研究，實(shí)現(xiàn)了噴管上下擴(kuò)散調(diào)節(jié)片在俯仰方向偏轉(zhuǎn)20度。之后隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展，更多的學(xué)者針對(duì)拉瓦噴管技術(shù)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。王平[5,6]等人結(jié)合一維等熵管流理論對(duì)于拉瓦噴管的典型工作流場(chǎng)進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，其結(jié)果很好地證明了數(shù)值模擬的可靠性。朱伶楓等人[7]針對(duì)于馬赫數(shù)為1.7的拉瓦噴管進(jìn)行了多種不同湍流模型的二維數(shù)值模擬，模擬結(jié)果對(duì)比表明標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型和標(biāo)準(zhǔn)的k-ε模型與試驗(yàn)測(cè)量值相差較大，其他模型模擬結(jié)果均差別不大，其中SSTk-ε模型的模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)的吻合度最高。隨著矢量噴管技術(shù)的發(fā)展，有關(guān)矢量噴管內(nèi)部流場(chǎng)性能的研究也得到了許多學(xué)者的關(guān)注。王如根[8]等人利用過對(duì)噴管偏轉(zhuǎn)后流場(chǎng)變化進(jìn)行了二維數(shù)值模擬計(jì)算，結(jié)果表明偏轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)對(duì)于噴管內(nèi)部的流場(chǎng)分布影響不大。這樣的結(jié)果說明矢量噴管在實(shí)現(xiàn)推力矢量控制的前提下并不會(huì)造成額外的流動(dòng)惡化。

前人的研究中大都采用二維數(shù)值模擬計(jì)算，而且均未給出不同偏轉(zhuǎn)角度下矢量噴管所形成的推力大小。因此，本文中采用三維數(shù)值模擬不同偏轉(zhuǎn)角矢量噴管的內(nèi)部流場(chǎng)并計(jì)算不同偏轉(zhuǎn)角矢量噴管的推力情況。而且，在此之前本文首先對(duì)于拉瓦噴管典型工作流場(chǎng)進(jìn)行三維模擬以確定該種模擬計(jì)算結(jié)果的穩(wěn)定性。

一、物理模型

本文的研究對(duì)象為拉瓦噴管，目的是通過數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單拉瓦噴管之中的各種工況，以及進(jìn)行矢量噴管內(nèi)部流動(dòng)狀態(tài)的分析。用以本次模擬計(jì)算的為三維幾何模型，簡(jiǎn)單拉瓦噴管的三維幾何模型由選定進(jìn)出口截面半徑與喉部截面半徑之后，以直線相連接通過共同中心軸構(gòu)成的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)。該縮放噴管模型的進(jìn)出口截面積與喉部截面積之比為4:1，收縮段與擴(kuò)散段長(zhǎng)度保持相同。矢量拉瓦噴管相比之下喉部之后的擴(kuò)散段部分則出現(xiàn)了不同角度的偏轉(zhuǎn)，但是仍然保證進(jìn)出口截面積與喉部截面積之比為4:1，收縮段與擴(kuò)散段長(zhǎng)度一致。本文主要進(jìn)行簡(jiǎn)單拉瓦噴管中各種流動(dòng)工況的數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn)和理論研究結(jié)果對(duì)比，以及針對(duì)偏轉(zhuǎn)角度分別為5°、10°、15°的三種矢量拉瓦噴管進(jìn)行其內(nèi)部流動(dòng)狀態(tài)的分析。如圖1中所示即為本文中所探究的所有幾何模型XY平面內(nèi)沿軸線對(duì)稱部分的二維幾何結(jié)構(gòu)以及相關(guān)尺寸設(shè)置。

圖1 不同偏轉(zhuǎn)角矢量噴管的幾何模型

二、管內(nèi)流動(dòng)性能理論分析

(一)拉瓦噴管的流動(dòng)狀態(tài)分析

拉瓦噴管中由于氣流流速快，而拉瓦噴管的幾何規(guī)模一般較小，因此氣流在拉瓦噴管中所停留的時(shí)間非常短暫。由于拉瓦噴管之中氣流停留時(shí)間的短暫導(dǎo)致氣流與外界來不及進(jìn)行熱交換或不能充分進(jìn)行熱交換，因此可以近似將此過程看作為絕熱過程。在拉瓦噴管中氣流流動(dòng)過程中氣流的各參數(shù)變化較為連續(xù)，而且粘性影響小，流道又短從而使得摩擦累積效應(yīng)很小，因此可以近視認(rèn)為此過程為可逆過程。由以上兩條絕熱過程以及可逆過程的合理近似假設(shè)可以得知拉瓦噴管中的氣流流動(dòng)可看作為等熵流動(dòng)，而且流動(dòng)參數(shù)的變化僅由流道面積的改變?cè)斐伞Ａ黧w工質(zhì)可以近似假定為理想氣體，因而拉瓦噴管之中的流動(dòng)最終可以簡(jiǎn)化為絕熱等熵的一維流動(dòng)。

絕熱等熵一維流動(dòng)之中給定一個(gè)馬赫數(shù)會(huì)有唯一的面積比與之對(duì)應(yīng)，但是給定一個(gè)面積比則會(huì)有兩個(gè)馬赫數(shù)相對(duì)應(yīng)，其中一個(gè)為亞音速一個(gè)為超音速。當(dāng)流速等于當(dāng)?shù)匾羲伲戳鲃?dòng)的馬赫數(shù)為1時(shí)，被稱之為臨界狀態(tài)，所對(duì)應(yīng)的參數(shù)稱之為臨界參數(shù)。因此，當(dāng)喉部達(dá)到臨界狀態(tài)時(shí)質(zhì)量流量達(dá)到最大，此時(shí)，喉部下游的擴(kuò)張段內(nèi)會(huì)出現(xiàn)兩種連續(xù)的等熵流動(dòng)，一種對(duì)應(yīng)于擴(kuò)張段內(nèi)均為亞音速流動(dòng)，另一種對(duì)應(yīng)于擴(kuò)張段內(nèi)均為超音速流動(dòng)。計(jì)算公式如下：

(1)

上式中流體工質(zhì)假定為理想氣體，故其絕熱指數(shù)k=1.4，則可以解得Ma1=0.1465；Ma2=2.9402。絕熱等熵一維流動(dòng)之中壓力具有如下關(guān)系：

(2)

若假定拉瓦噴管內(nèi)進(jìn)口壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，通過改變背壓來實(shí)現(xiàn)各種工況的模擬。則可解得亞音速解為pc=99817.3234 Pa；超音速解為pj=3018.07。

由正激波關(guān)系式：

(3)

可以解得pf=29935.941 Pa。

拉瓦噴管之中的流動(dòng)狀態(tài)通常可以用三個(gè)壓強(qiáng)(pc、pf、pj)將其大致分為四個(gè)區(qū)段：

第一區(qū)段：p>pc，即進(jìn)出口壓差小于1507.6766 Pa，此時(shí)整個(gè)拉瓦噴管之中為亞音速流動(dòng)，出口壓強(qiáng)即為背壓。當(dāng)背壓為臨界壓力pc時(shí)，喉部達(dá)到音速，繼續(xù)降低也不會(huì)對(duì)收縮段內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)造成影響及通過噴管的質(zhì)量流量不會(huì)再發(fā)生變化。

第二區(qū)段：pc>p>pf，即進(jìn)出口壓差大于1507.6766 Pa，小于71389.059 Pa，此時(shí)擴(kuò)張段某處會(huì)出現(xiàn)正激波，喉部至正激波之前為超音速流動(dòng)。而正激波之后即為亞音速流動(dòng)。出口壓強(qiáng)即為背壓，而且當(dāng)背壓為pf時(shí)，正激波將會(huì)移動(dòng)至噴管的出口位置。

第三區(qū)段：pf>p>pj，即進(jìn)出口壓差大于71389.059 Pa，小于98306.931 Pa，此時(shí)整個(gè)拉瓦噴管擴(kuò)張段內(nèi)均為超音速流動(dòng)，氣流流出管外之后其壓力經(jīng)過斜激波后升高至背壓。當(dāng)背壓為pj時(shí)，激波消失，出口截面壓強(qiáng)即為背壓。

第四區(qū)段：p

(二)矢量噴管性能參數(shù)計(jì)算

推力矢量控制是通過改變矢量噴管的幾何偏轉(zhuǎn)角，從而使出口氣流方向發(fā)生改變以得到大小和方向不同的推力來滿足飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的要求。模擬計(jì)算矢量噴管中為定常流動(dòng)，則由于氣流方向偏轉(zhuǎn)而引起各個(gè)方向的推力可以由動(dòng)量方程求得。定常流動(dòng)下的動(dòng)量方程為：

Fx=Δm·U-(pin·Ainx-pout·Aoutx)

Fy=Δm·V+pout·Aouty

(4)

Fz=Δm·W

其中Fx、Fy、Fz分別表示X、Y、Z方向的軸向推力，俯仰推力以及偏航推力；Δm為出口截面上的質(zhì)量流量，U、V、W分別為出口截面在X、Y、Z方向的速度。

三、拉瓦噴管的CFD計(jì)算方法

(一)控制方程

可壓縮流動(dòng)的強(qiáng)守恒型N-S方程為：

(5)

其中：

(6)

ρ為密度，P為壓力，u，v，w為X，Y，Z方向的速度分量，e為單位體積內(nèi)能，總能量E，壓力P以及內(nèi)能e可以表示為：

P=ρ(k-1)e

(7)

e=CvT

上式中的k為氣體比熱比，對(duì)于理想氣體取值為1.4，T為氣體溫度，Cv為定容比熱。

其中：

(8)

上式中：

(9)

(10)

(11)

(二)數(shù)值方法及邊界條件

本文研究所采用的流動(dòng)工質(zhì)為理想氣體，數(shù)值計(jì)算采用商用計(jì)算流體力學(xué)軟件ANSYS CFX來求解三維拉瓦噴管以及矢量噴管的內(nèi)部流動(dòng)性能。該模型的網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格生成技術(shù)，湍流模型采用SST模型。假定參考?jí)毫闃?biāo)準(zhǔn)大氣壓，保證進(jìn)口壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓不變，即通過調(diào)整背壓來實(shí)現(xiàn)工況的改變，壁面設(shè)置為絕熱條件。

四、計(jì)算結(jié)果分析

(一)拉瓦噴管模擬結(jié)果與理論結(jié)果對(duì)比

根據(jù)理論計(jì)算結(jié)果分別進(jìn)行各區(qū)段內(nèi)不同工況的計(jì)算，并將模擬計(jì)算結(jié)果同理論流動(dòng)規(guī)律進(jìn)行相互驗(yàn)證，借此證實(shí)模擬計(jì)算的正確性以及可靠性。通過理論計(jì)算可得：當(dāng)拉瓦噴管進(jìn)出口壓差小于1507.6766 Pa時(shí)，流動(dòng)狀態(tài)處于第一區(qū)段，由此選定第一區(qū)段的模擬工況為△P=1000Pa；當(dāng)進(jìn)出口壓差大于1507.6766Pa,小于71389.059Pa，流動(dòng)處于第二區(qū)段，由此選定第二區(qū)段的模擬工況為△P=30000Pa；當(dāng)進(jìn)出口壓差大于71389.059Pa，小于98306.931Pa，流動(dòng)狀態(tài)處于第三區(qū)段，由此選定第三區(qū)段的模擬工況為△P=80000Pa；當(dāng)進(jìn)出口壓差大于98306.931Pa，流動(dòng)狀態(tài)處于第四區(qū)段，但是實(shí)際模擬計(jì)算時(shí)發(fā)現(xiàn)與理論計(jì)算結(jié)果之間并不相符。當(dāng)△P=90000Pa時(shí)，模擬結(jié)果顯示已經(jīng)達(dá)到了第四區(qū)段所描述的流態(tài)。

圖2 △P=1000Pa時(shí),馬赫數(shù)和壓力云圖以及沿X軸的壓力分布

圖2中給出了處于第一區(qū)段內(nèi)流動(dòng)位于X軸上方的馬赫數(shù)云圖和位于X軸下方的壓力云圖，以及X軸上壓力變化曲線。由圖中的馬赫數(shù)云圖可以看出，在該工況下拉瓦噴管內(nèi)流體均為亞音速，此工況所對(duì)應(yīng)的壓力取值也正好位于理論計(jì)算的第一區(qū)段壓力范圍之內(nèi)。綜合馬赫數(shù)云圖、壓力云圖以及沿X軸的壓力分布圖可以看出從拉瓦噴管進(jìn)口到喉部的收縮段內(nèi)流體流速不斷的增加，壓力不斷降低，在喉部位置時(shí)速度值達(dá)到最大，其壓力值達(dá)到最小，之后的擴(kuò)張段內(nèi)流體流速開始降低，其壓力也相應(yīng)回升，在出口處達(dá)到背壓并維持不變。以上所述模擬結(jié)果所呈現(xiàn)的現(xiàn)象與拉瓦噴管中流體理論運(yùn)動(dòng)規(guī)律基本相符。另外，根據(jù)對(duì)于壓力云圖和馬赫數(shù)云圖的觀察可以發(fā)現(xiàn)在拉瓦噴管外壁面轉(zhuǎn)折處由于幾何因素的突然改變導(dǎo)致壓力和馬赫數(shù)都發(fā)生了較為顯著的變化，形成了局部的高速區(qū)域以及對(duì)應(yīng)的低壓區(qū)域。

圖3 △P=30000Pa時(shí),馬赫數(shù)和壓力云圖以及沿X軸的壓力分布

圖3中給出了處于第二區(qū)段內(nèi)流動(dòng)位于X軸上方的馬赫數(shù)云圖和位于X軸下方的壓力云圖，以及X軸上壓力變化曲線。第二區(qū)段內(nèi)流動(dòng)理論規(guī)律表明在拉瓦噴管喉部可以達(dá)到音速，而且擴(kuò)張段內(nèi)將出現(xiàn)正激波。流體在正激波之前均為超音速流動(dòng)，正激波之后則變?yōu)閬喴羲倭鲃?dòng)。由上圖中的馬赫數(shù)云圖可以發(fā)現(xiàn)其喉部位置速度確實(shí)達(dá)到音速，而且在擴(kuò)張段內(nèi)也實(shí)現(xiàn)了由超音速到亞音速的快速轉(zhuǎn)變。由與之對(duì)應(yīng)位置處的壓力云圖可以發(fā)現(xiàn)，此處的壓力變化非常劇烈，通過X軸的壓力分布曲線可以更加直觀地發(fā)現(xiàn)當(dāng)速度達(dá)到最大之后，壓力由最小值迅速地升高至背壓并保持不變，該現(xiàn)象與可以迅速增壓使得流動(dòng)從超音速變?yōu)閬喴羲俚恼げㄏ鄬?duì)應(yīng)。以上的模擬結(jié)果分析同理論規(guī)律對(duì)比結(jié)果相符，則可證明模擬結(jié)果的可靠性。

圖4 △P=80000Pa時(shí),馬赫數(shù)和壓力云圖以及沿X軸的壓力分布

圖4中給出了處于第三區(qū)段內(nèi)流動(dòng)位于X軸上方的馬赫數(shù)云圖和位于X軸下方的壓力云圖，以及X軸上壓力變化曲線。該區(qū)段內(nèi)的理論上流動(dòng)在整個(gè)拉瓦噴管之中持續(xù)加速膨脹，壓力也相應(yīng)持續(xù)降低直到噴管出口之后經(jīng)過斜激波導(dǎo)致壓力迅速升高，達(dá)到背壓后保持不變。根據(jù)圖4中的馬赫數(shù)云圖、壓力云圖以及此處X軸上壓力變化曲線可以發(fā)現(xiàn)流體在整個(gè)拉瓦噴管內(nèi)壓力以及馬赫數(shù)變化都非常均勻，直到噴管出口位置處變化變得劇烈，該現(xiàn)象在X軸上壓力的變化曲線處得到了更加直接的證明。

圖5 △P=90000Pa時(shí),馬赫數(shù)和壓力云圖以及沿X軸的壓力分布

圖5中給出了處于第四區(qū)段內(nèi)流動(dòng)位于X軸上方的馬赫數(shù)云圖和位于X軸下方的壓力云圖，以及X軸上壓力變化曲線。由圖5中的馬赫數(shù)云圖以及壓力云圖可以看出在該種工況下流體流速在拉瓦噴管之中不斷地增加，其壓力值則不斷地減小。圖中沿X軸上壓力分布變化曲線更加直觀的表示出了拉瓦噴管之中流動(dòng)從進(jìn)口到出口之間的壓力值變化規(guī)律。根據(jù)以上的分析可得該工況所對(duì)應(yīng)的就是理論中第四區(qū)域的流動(dòng)狀態(tài)。

對(duì)比不同區(qū)段內(nèi)沿X軸方向壓力的分布規(guī)律可知，在第一，第二，第三區(qū)段內(nèi)，位于拉瓦噴管喉部之前的收縮段中的壓力均呈現(xiàn)出相同下降趨勢(shì)，即先下降平緩，之后下降速度快速增大，在喉部之后的擴(kuò)張段內(nèi)，壓力又會(huì)出現(xiàn)回升，從而導(dǎo)致逆壓出現(xiàn)。而在第四區(qū)段內(nèi)的壓力下降趨勢(shì)卻與之不同，其壓力下降速度開始時(shí)非常迅速，之后則慢慢變緩，而且在整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程之中壓力不斷地下降，期間無逆壓生成。根據(jù)兩種不同的壓降趨勢(shì)可以看出第四區(qū)段內(nèi)的流動(dòng)會(huì)更加的穩(wěn)定，不易出現(xiàn)渦結(jié)構(gòu)等不利于流動(dòng)的流動(dòng)特征。

綜上所述，模擬計(jì)算結(jié)果與理論研究基本規(guī)律基本上相互吻合，只是由于理論計(jì)算時(shí)的各種假設(shè)條件，使得理論計(jì)算的較高壓差部分的流動(dòng)狀態(tài)分布范圍與模擬結(jié)果不太一致。但是，理論體系中的相關(guān)流動(dòng)發(fā)展規(guī)律與流體運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象在模擬計(jì)算結(jié)果中都有相應(yīng)的體現(xiàn)，這些可以相互驗(yàn)證的結(jié)果表明了模擬計(jì)算結(jié)果是可靠的。

(二)矢量噴管性能分析

根據(jù)矢量噴管性能的探究與實(shí)驗(yàn)，目前矢量噴管主要被期望運(yùn)用于戰(zhàn)斗機(jī)之上，為戰(zhàn)斗機(jī)的高機(jī)動(dòng)性能以及敏捷性作出有效的提高。由于戰(zhàn)斗機(jī)不僅需要靈活的可控性，而且對(duì)于動(dòng)力的要求也是更加苛刻，因此通常要求縮放噴管內(nèi)尾氣加速到很高的速度以達(dá)到相應(yīng)的推力要求。因此，針對(duì)△P=90000Pa，對(duì)于5°、10°、15°不同偏轉(zhuǎn)角的三種矢量噴管進(jìn)行模擬計(jì)算，進(jìn)而分析不同偏轉(zhuǎn)角的矢量噴管形成的推力差異和不同偏轉(zhuǎn)角下矢量噴管之中的馬赫數(shù)以及壓力的變化情況。

表1 矢量噴管推力計(jì)算結(jié)果

根據(jù)表中測(cè)量所得的數(shù)據(jù)結(jié)果可知，由于拉瓦噴管喉部位置已經(jīng)達(dá)到聲速，而且喉部面積均相同，因此各種不同偏轉(zhuǎn)角的矢量噴管內(nèi)的流量都相同。在X軸方向上和Z軸方向上，噴管出口速度隨著偏轉(zhuǎn)角的增加而逐漸減小，然而，在Y軸方向的速度值卻隨著偏轉(zhuǎn)角的增加變得更大。由于矢量噴管的偏轉(zhuǎn)角都比較小，因此大部分的氣流沿著X軸方向流出，即所產(chǎn)生的推力也大部分位于X軸方向。在Y軸和Z軸方向上速度大小相比于X軸上的速度值相對(duì)較小。相應(yīng)的，位于Y軸和Z軸方向上推力相對(duì)于X軸方向上的推力也比較小。但是隨著偏轉(zhuǎn)角的增加以及拉瓦噴管幾何結(jié)構(gòu)的改變會(huì)得到滿足要求的各個(gè)方向上的矢量推力。

偏轉(zhuǎn)角為5°

偏轉(zhuǎn)角為10°

偏轉(zhuǎn)角為15°

對(duì)比圖6中不同偏轉(zhuǎn)角下的壓力云圖可以發(fā)現(xiàn)盡管偏轉(zhuǎn)角不同，但是壓力在拉瓦噴管之內(nèi)都是持續(xù)不斷地降低，而且下降的速度也相差不大，比較均勻。這表明，隨著偏轉(zhuǎn)角的增加，拉瓦噴管內(nèi)部流動(dòng)狀態(tài)并未出現(xiàn)顯著地變化，即并未增加流動(dòng)阻力，渦結(jié)構(gòu)等額外的耗散。這使得大偏轉(zhuǎn)角的矢量噴管的使用少了許多的顧忌。根據(jù)圖6中馬赫數(shù)云圖的觀察可以發(fā)現(xiàn)，拉瓦噴管內(nèi)部的馬赫數(shù)云圖結(jié)構(gòu)幾乎完全相同，只是在噴管出口之后的區(qū)域內(nèi)當(dāng)偏轉(zhuǎn)角為10°時(shí)，馬赫數(shù)的最高值略大于偏轉(zhuǎn)角為5°和15°。

五、結(jié)論

本文首先對(duì)于拉瓦噴管中的經(jīng)典工況的特征壓力進(jìn)行了理論假設(shè)計(jì)算并進(jìn)行了各區(qū)段流動(dòng)狀態(tài)的理論分析。然后，根據(jù)理論計(jì)算進(jìn)行相關(guān)參數(shù)的選取，并采用三維數(shù)值模擬方法進(jìn)行了相應(yīng)區(qū)段內(nèi)經(jīng)典工況的模擬計(jì)算。理論分析結(jié)論與數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果之間進(jìn)行了相互對(duì)比論證，結(jié)果證實(shí)了三維數(shù)值模擬方法的可靠性。在這種三維數(shù)值模擬方法可靠性得到驗(yàn)證之后，本文又針對(duì)不同偏轉(zhuǎn)角(0°、5°、10°、15°)矢量噴管進(jìn)行了三維數(shù)值模擬，并對(duì)比了其內(nèi)部流場(chǎng)分布差異以及進(jìn)行了各偏轉(zhuǎn)角矢量噴管理想壓差條件下矢量推力大小的計(jì)算。通過本文的研究，最終可以得出以下結(jié)論：

(1)針對(duì)拉瓦噴管進(jìn)行的三維數(shù)值模擬結(jié)果與理論分析結(jié)論基本一致，對(duì)應(yīng)不同區(qū)段內(nèi)流體的流動(dòng)狀態(tài)基本相符；

(2)當(dāng)矢量噴管偏轉(zhuǎn)角由5°到15°增大時(shí)，所形成的俯仰推力不斷增大。由于偏轉(zhuǎn)角度較小，其他方向上的矢量推力變化并不明顯。

(3)矢量噴管內(nèi)部壓強(qiáng)以及馬赫數(shù)分布并不會(huì)因?yàn)槠D(zhuǎn)角的差異而出現(xiàn)較大的變化，即偏轉(zhuǎn)角的變化不會(huì)對(duì)矢量噴管內(nèi)部流場(chǎng)造成很大的不利影響。

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