一種超音速分離線擺動噴管流動特性數值研究*

童 悅，鄭 慶，鄒 杰，李修明，陳振陽

(上海航天動力技術研究所， 上海 201109)

0 引言

與燃氣舵矢量控制技術相比，擺動噴管技術具有置偏能力強、軸向損失小、結構簡單等優點，是高性能固體動力裝置推力矢量控制的重點發展方向之一。自上世紀五十年代末起，擺動噴管技術得到了快速發展[1]，在現役戰術導彈固體發動機中已成熟應用：如美國標準-3導彈的MK-72助推發動機、MK-136雙脈沖發動機[2]及THAAD導彈一級助推發動機。

國外對新型擺動噴管的研究較早，美國于1969年開展超音速分離線(supersonic split line，SSSL)推力矢量技術的研究工作，并通過六分力試驗臺研究了噴管矢量角與擺動角的關系[3]。挪威Nammo公司使用5 s發動機先后驗證并獲得了全軸/單軸超音速分離線擺動噴管的密封、燒蝕、擺動力矩及矢量特性[4]。為進一步提高Orbus1發動機性能，文獻[5]提出了非潛入式超音速分離線柔性擺動噴管概念，并開展了相關試驗工作，研究結果表明：優化后噴管矢量角放大系數在1.25以上，擺動比力矩降低29%，噴管重量減輕43%。

國內對新型高效擺動噴管的研究起步較晚，目前研究方向仍主要集中在柔性擺動噴管[6-10]、珠承擺動噴管[11-14]及球窩擺動噴管[15-16]等亞音速分離線擺動噴管方面。

小型、輕質、高效、低力矩始終是國內外擺動噴管技術的發展主線。文中對一種超音速分離線擺動噴管開展了全三維數值仿真計算，分析了其流動結構，并對不同擺角與分離線間隙距離的影響規律開展研究，為后續超音速分離線擺動噴管氣動型面及結構設計提供依據。

1 研究對象

圖1 擺動噴管三維結構

圖2 擺動噴管內型面結構示意圖

2 仿真計算

2.1 計算網格

由于分離線位于喉襯下游超音速區域，下游流場對喉襯上游亞音速流動無影響，故選取擴張段與喉襯上游的部分流道作為研究對象。同時，待研究的流動關于擺動噴管鉸接軸中剖面對稱，為此選取模型的一半作為計算域進行網格劃分。整個計算域采用六面體網格單元進行填充，并且在噴管近壁面和分離線等型面變化劇烈的區域進行網格加密(對稱面及壁面網格見圖3所示)，網格單元總數約72萬，大部分近壁面網格單元的y+保持在30～100左右。

2.2 計算方法及設置

采用Fluent軟件進行數值仿真，其中使用的有限體積法對雷諾平均三維Navier-Stokes(N-S)方程進行離散，無黏對流通量采用基于MUSCL差值的Roe格式進行裂解，而時間推進采用了隱式格式，湍流黏度采用Shear-Stress Transport(SST)k-ω模型進行計算。

圖3 所采用的計算網格(擺角θ=5°)

仿真中各邊界條件給定如下：噴管入口設置為壓力入口邊界，出口設置為壓力出口邊界條件。計算過程中對燃氣作如下假設：燃氣為純氣相并且在噴管中的流動為凍結流，不考慮熱輻射、內壁面燒蝕等影響，計算參數見表1所示。

表1 計算參數

2.3 性能監控參數

采用軸向推力系數Cfx和放大系數K[3]，對超音速分離線擺動噴管的推力矢量進行定量評價，其定義分別為：

(1)

(2)

式中：Fa為擺動噴管軸向推力，F0為0°時噴管軸向推力，δ為擺動噴管矢量角，θ為擺動噴管幾何擺動角。軸向推力與矢量角按下式計算：

(3)

(4)

3 結果與分析

3.1 流動分析

對超音速分離線噴管擺動5°，分離線間隙距離Δ=0.03Dt時的內流場進行仿真研究。圖4給出了擺動噴管對稱面馬赫數及壓強分布圖譜，可以看出，燃氣在喉襯處為跨音速流動，流動較為順暢，燃氣壓強不斷降低，速度上升；喉襯后緣分離線處為超音速流動，馬赫數約為1.5。因噴管擺動后擴張段上下型面不連續，下端型面外凸，上端型面內凹；型面外凸處在喉襯后緣分離線前端形成斜激波，而內凹處形成膨脹波；斜激波與膨脹波后燃氣方向均向噴管擺動方向偏轉，增強了擺動噴管的矢量效果，但擴張段內燃氣流動更復雜，存在明顯的激波/膨脹波/邊界層相互干擾區，流動損失增大。此外，激波后分離線前燃氣存在低速回流區，其壓強遠高于膨脹波后燃氣壓強，燃氣勢必在高壓強梯度作用下，形成橫向流動。圖5較清晰地顯示出超音速分離線擺動噴管內流道的流動狀態：擴張段下端面一部分燃氣經過激波后氣流方向發生偏轉，向后流動；一部分燃氣在分離線處不斷聚積，形成旋渦，并通過分離線間隙通道向擴張段上端面匯集后排出。

圖4 對稱面馬赫數及壓強分布云圖

3.2 擺角影響規律研究

為研究超音速分離線擺動噴管擺角對推力矢量特性的影響，對分離線間隙距離Δ=0.03Dt時，擺角θ變化范圍為1°～7°的噴管內流場進行數值研究。

圖6為噴管擺角與軸向推力系數、矢量角放大系數的變化關系曲線。不難看出:研究范圍內矢量角放大系數均大于1.1，即超音速分離線擺動噴管推力矢量角大于噴管擺角，且最大值為噴管擺動角度的2倍。同時，隨著擺動角度增大，超音速分離線擺動噴管軸向推力系數與矢量角放大系數均快速下降，擺角θ為7°時，軸向推力系數僅為0.955，矢量角放大系數為1.19。對比不同擺角下，超音速分離線擺動噴管對稱面馬赫數分布云圖(圖7所示)，可以明顯看出：隨著擺角增大，擴張段外凸/內凹造成型面不連續性更加嚴重，擴張段斜激波激波角增大并向前移動，增大了流動損失；同時，不斷增大的低速高壓旋流區加強了分離線間隙處的周向流動，使得更多高壓燃氣流進入擴張段上端面，降低了擴張段上下壁面壓差，從而降低了擺動噴管的矢量放大系數。因此，矢量角放大系數隨著擺動角度增大而減小。

圖5 超音速分離線擺動噴管內流道三維流線

圖6 不同擺角矢量特性曲線

3.3 分離線間隙距離影響規律研究

擺動噴管為機械式推力矢量調節裝置，為保證陰陽半球相對運動順暢，設置有分離線。分離線間隙過大，擺動噴管動密封可靠性降低，但分離線間隙過小，球面會因高溫高壓結構變形出現“卡死”現象。為研究分離線間隙大小對超音速分離線擺動噴管流動及推力矢量特性的影響，開展相關數值分析，研究范圍內分離線間隙Δ取值范圍為0～0.06Dt。

圖8給出了不同分離線間隙下擺動噴管矢量特性曲線。各擺角狀態下，陰陽球體無間隙即Δ=0時，軸向推力系數與矢量角放大系數為最大值。隨著分離線間隙的增大，各擺角軸向推力系數與矢量角放大系數快速下降，且擺角越大推力系數下降越明顯，在研究范圍內，軸向推力系數從0.962下降至0.947。不同擺角下分離線間隙引起的矢量角放大系數變化量基本一致，即間隙從0增至0.03Dt，各擺角下的矢量角放大系數小幅下降，僅下降2%～7%；間隙距離增至0.06Dt，各擺角下的放大系數下降幅度較大，下降幅度為11%～20%。

圖7 不同擺角對稱面馬赫數分布云圖

圖8 不同分離線間隙矢量特性曲線

圖9 壁面靜壓及三維流線分布對比

進一步，對比不同分離線間隙距離下噴管壁面靜壓分布及三維流線圖，明顯看出：分離線無間隙時，喉襯下端低速高壓旋流沿分離線前端周向匯聚后排出，旋流周向跨度大，喉襯壁面高壓影響區域大(圖9中虛線標出)。而間隙增大，大量低速高壓旋流沿分離線間隙處向上排出，喉襯壁面高壓區域明顯大幅減小，同時，噴管擴張段壁面壓強分布基本不變，造成噴管側向力降低，矢量角放大系數下降。因此，小分離線間隙利于擺動噴管矢量性能的保持。

4 結論

文中對一種超音速分離線擺動噴管的流動特性進行仿真分析，并對比了不同擺角、不同分離線間隙對擺動特性的影響，獲得的結論主要如下：

1)超音速分離線擺動噴管擺動后，擴張段上下型面不連續，外凸處形成斜激波，內凹處形成膨脹波；斜激波與膨脹波增強了矢量特性，但流動更復雜，存在明顯的激波/膨脹波/邊界層相互干擾區，流動損失增大。

2)不同擺角下超音速分離線擺動噴管推力矢量角大于噴管擺角，同時，隨著擺角增大，超音速分離線擺動噴管軸向推力系數與矢量角放大系數均快速下降，擺角θ為7°時，軸向推力系數為0.955，矢量角放大系數達1.19。

3)分離線間隙增大，喉襯后緣處的低速高壓旋流逐漸沿間隙處向上排出，使得喉襯高壓區大幅減小，噴管側向力減小，因此各擺角下，軸向推力系數與矢量角放大系數隨著分離間隙增大而快速下降。