基于微型渦噴發動機的軸對稱矢量噴管特性

樊開崗，陳 鑫，董立偉，張威江

(1.空軍工程大學航空工程學院, 西安, 710038; 2.北京航空工程技術研究中心，北京, 100076)

矢量噴管是實現發動機推力矢量技術的關鍵，原理上可分為機械調節式、等離子體射流調節式、氣動射流調節式等，其中機械調節式矢量噴管(Technical of Vector-nozzle, TVC)技術最成熟，應用最廣泛，主要包括：二元矢量噴管、軸對稱矢量噴管、三軸承偏轉噴管等幾種。

軸對稱矢量噴管(Axial-Symmetric Vectoring Exhaust Nozzle，AVEN)是在收斂-擴張型噴管基礎上，通過液壓作動筒等使收斂及擴散段在全周向偏轉一定角度，實現俯仰、偏航、滾轉。20世紀80年代，GE公司研制其第一款軸對稱矢量噴管，并安裝在F110-GE-100發動機上，同時，P&W公司研制P/YBBN[1-2]噴管，安裝在F100-PW-229發動機上。兩型噴管都先后經過地面冷態模擬、熱態臺架、高空和野外試車臺架部件級及系統實驗，均參與到美國空軍F-16 MATV[3-4](Multi-Axis Thrust Vectoring)多軸推力矢量計劃和F-15 S/MTD(STOL/Maneuvering Technology Demonstrator)短距起降/機動性技術驗證機測試、F-15 ACTIVE[5-6](Advanced Control Technology for Integrated Vehicles)集成飛行器先進控制技術驗證機的飛行測試，兩型噴管原理相同，在結構與技術指標上有一定差異，GE公司的噴管最大偏轉角17°，最大偏轉速率60°/s；P&W公司P/YBBN噴管最大偏轉角20°，最大偏轉速率45°/s。P/YBBN噴管為俯仰/偏航平衡梁噴管，收斂段部分作動裝置為空氣作動系統，二者都提升了大迎角高機動穩定性。此外，歐洲英、德、意、西聯合研制的EJ200發動機的軸對稱矢量噴管由西班牙渦輪發動機工業公司研制[7]，該矢量噴管設計新穎，最大偏轉速率可達110°/s。俄羅斯80年代開始進行推力矢量技術的相關研究，并在蘇-27平臺上進行了二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管的性能對比工作，比較后認為軸對稱矢量噴管更有希望[8]。軸對稱矢量噴管優點十分明顯，但其紅外隱身性能較弱，隨著發動機冷卻技術的進步，新型軸對稱矢量噴管紅外隱身性已取得突破[9]。

近年來，我國在發動機推力矢量領域開展了大量研究，取得了一些研究成果：北京航空航天大學金捷等[10]利用縮比模型對軸對稱矢量噴管不同落壓比條件下噴管內流特性和壁面靜壓分布進行試驗研究，發現落壓比低于氣體完全膨脹落壓比會使管內流出現斜激波及分離區；西北工業大學馬會民等利用數值模擬研究了軸對稱矢量噴管的分離流動對矢量推進性能的影響[11]；北京航空航天大學邵萬仁采用數值模擬的方法對軸對稱矢量噴管內流特性進行了相關研究[12]。以上研究主要是對收斂擴張型噴管進行研究，缺乏針對性的實驗驗證。李穎杰等以微型航空發動機推力矢量系統為研究對象對先進戰機縮比驗證機的推力矢量系統進行了建模與控制研究[13]。本文以德國Jet Cat公司生產P550-PRO型微型渦噴發動機設計狀態參數為依據，采用FLUENT對收斂型軸對稱矢量噴管進行CFD數值仿真研究，研究了不同矢量偏轉角條件下流場特征和推力特性，分析了矢量偏轉角對各參數的影響情況，并以該微型渦噴發動機為平臺進行實驗驗證。

1 矢量噴管氣動型面設計

設計微型渦噴發動機收斂型軸對稱矢量噴管時需考慮幾何匹配和性能匹配。為保證噴管推力、流通能力滿足性能要求，需從以下兩方面開展工作：

1)矢量噴管參數化建模及仿真：提取矢量噴管幾何型面的關鍵幾何參數，基于CFD數值仿真，研究不同幾何構型、典型工況下，噴管的流場特性及推力性能，獲取噴管關鍵氣動幾何參數的影響規律。在幾何尺寸的約束下，找到最優的流動損失小、推力系數大的模型。

2)矢量噴管流通能力的修正：在獲得噴管最優幾何構型的基礎上，比較設計噴管與原裝噴管的流通能力，并反復迭代，使設計噴管與原裝噴管流通能力一致。

最終設計軸對稱矢量噴管幾何構型共5套，如圖1所示，出于實際考慮，本文設計加工收斂型軸對稱矢量噴管，涵蓋噴管出口幾何偏轉角δ：0°、5°、10°、15°、20°。

圖1 軸對稱矢量噴管幾何構型

2 矢量噴管推力矢量特性數值仿真

2.1 CFD數值仿真方法

本文所研究的噴管內流動特性是燃氣在三維范圍內黏性可壓縮湍流運動，忽略重力效應、熱輻射和化學反應，因此對Navier-Stokes(N-S)方程進行雷諾平均化，并作為控制方程。

本文使用SSTk-ω模型進行計算，西北工業大學劉剛[14]、史經緯[15]分別使用SSTk-ω模型進行了推力矢量噴管的研究，驗證了該湍流模型的精確性，其k、ω方程如下：

(1)

(2)

本文對軸對稱矢量噴管進行三維數值模擬計算，由ICEM進行結構化網格劃分，計算域網格如圖2所示，噴管出口遠場均為圓柱形，其延噴管出口軸線距離為15倍噴管直徑，向周向延伸10倍噴管直徑距離，在噴管壁面處及出口位置進行加密處理，總體上網格數量低于200萬，網格質量較高可保證計算準確性。

圖2 軸對稱矢量噴管網格全局圖

根據P550-PRO型微型渦噴發動機的技術說明書，設置模型邊界條件具體數值為噴管入口總溫1 100 K，總壓為1.56×105Pa，噴管出口截面背壓為1.01×105Pa，外部遠場靜壓為1.01×105Pa，總溫固定為300 K，自由來流0.05Ma。

2.2 性能參數計算

對于發動機推力計算，本文采用動量定理求推力。軸向力Fx為壓差力Fxp與動量力Fxm之和：

(3)

同理噴管出口垂直方向Fy、周向Fz分別為：

(4)

(5)

總推力F為：

(6)

推力系數Cfg為噴管實際推力值與等熵完全膨脹流動理想推力Fi的比值：

Cfg=F/Fi

(7)

2.3 軸對稱矢量噴管流場特征分析

圖3～4為軸對稱矢量噴管在噴管出口幾何偏轉角δ為0°狀態下對稱面速度矢量及流線圖、總壓云圖。由噴管對稱面的總壓云圖可知，燃氣流經尾錐進入噴管時，由于通道面積突然變大，致使尾錐后部產生了低壓回流區，流速降低，尾錐周向外部燃氣流繞過這個低壓回流區后與噴管中部燃氣流進行混合，沿噴管軸向運動過程中，流速逐漸升高。氣流通過噴管收斂段時，速度逐漸增加，密度、壓力、溫度逐漸減小，在噴管出口截面速度達到最大值(小于當地聲速)，其速度最大值由噴管進出口壓比和氣體總溫決定，由于噴管進出口壓比較小，處于亞臨界狀態。由速度矢量、流線等分布可知，在δ為0°狀態下燃氣流在噴管內保持良好的流動對稱性，在噴管出口壁面沒有發生氣體流動分離現象。

圖3 0°偏轉角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖4 0°偏轉角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖5～7為軸對稱矢量噴管δ為5°狀態下對稱面速度矢量及流線圖、總壓云圖和噴管出口截面總壓云圖。與δ為0°時流場特征圖相比，可明顯看出噴管內流動對稱性被打破，燃氣流流線向噴管偏轉方向傾斜。與0°偏轉角時相似，燃氣流在尾錐后部產生了低壓回流區，不過此低壓回流區由于噴管存在矢量角也向上偏轉，并且該低壓區域范圍變小，這是由于氣流偏轉后尾錐周向外部燃氣流與噴管中部燃氣流混合程度增強，由噴管出口截面總壓云圖可知，壓力分界為3層，由于幾何矢量角的存在導致在出口截面總壓分布不再對稱，上部出現一個左右對稱的低壓區。燃氣沿噴管軸向流動過程中逐漸膨脹加速，速度最大值依舊在噴管出口處。軸對稱矢量噴管在δ為10°、15°及20°偏轉角狀態與5°偏轉角流場特征相似，尾錐后部低壓回流區及周向外部燃氣流與噴管中部燃氣流混合現象依舊存在，不同點在于燃氣流流線傾斜角度更大。同樣燃氣沿噴管軸向加速，速度最大值在噴管出口處。相較于5°、10°和15°偏轉角狀態，20°偏轉角狀態下尾錐后部產生的低壓回流區范圍變大，如圖8～10，速度矢量及流線圖中可以看到尾錐周向外部燃氣流與噴管中部燃氣流混合現象影響了出口馬赫數分布，使其在出口產生一個低馬赫數區域。出口截面的低壓區域也發生明顯變化，原先3層壓力分布變為4層壓力分布，最內層低壓區域范圍明顯變小，低壓區域整體從上向中部移動。同樣燃氣沿噴管軸向加速運動，速度最大值在噴管出口處。

圖5 5°偏轉角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖6 5°偏轉角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖7 5°偏轉角軸對稱矢量噴管的噴管出口截面總壓云圖

圖8 20°偏轉角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖9 20°偏轉角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖10 20°偏轉角軸對稱矢量噴管的噴管出口截面總壓云圖

由仿真結果可知，當噴管存在幾何偏角時，由于噴管進出口壓比相同，噴管偏轉會產生氣動矢量角，且氣動矢量角會隨著噴管偏轉角增大而增大。又由于氣動矢量角的存在，使得噴管內部流場變化更加復雜，噴管實際出口面積減小,噴管流量減小，流通能力變差[16]，噴管向上偏轉，導致上下壁面的收斂角改變，流場向噴管幾何矢量角方向傾斜，呈現非對稱形式，而此時上、下壁面噴管出口處氣流流動狀態有一定的變化，下壁面相對于上壁面角度增大易發生分離，幾何矢量角越大分離也會越嚴重，流動狀態的不一致也使得壓力、速度的分布會出現差異。

2.4 對稱矢量噴管矢量特性分析

本文在對不同矢量角噴管流場特征進行分析后，對其性能參數進行分析，主要關注的性能參數為發動機總推力F、推力系數Cfg、流量系數Cd、俯仰推力矢量角δp和總壓恢復系數σ。

表1為軸對稱矢量噴管不同偏轉角度下具體發動機推力性能參數，由表1可知，總體上隨著噴管偏轉角度的增加，壓差力Fxp和動量力Fxm都逐漸減小，俯仰推力Fy則從零逐漸增大，總推力F、推力系數Cfg逐漸減小。

表1 軸對稱矢量噴管推力性能參數

圖11為軸對稱噴管軸向推力Fx、總推力F隨噴管偏轉角變化曲線圖，可知隨噴管偏轉角δ增大，Fx、F并沒有單調下降，在0°～5°區間二者會有小幅度的上升，5°～20°區間則會單調下降，并且下降斜率也在逐步變大；此外二者下降幅度不同，Fx從噴管偏轉角δ為0°～20°，推力值下降29.22 N，幅度達到6.51%，而同等情況下推力值F下降15.95 N，幅度為3.56%，下降值僅為Fx的一半，即說明推力矢量的獲得不會對推力有過多損失。

圖11 軸向推力、總推力隨噴管偏轉角變化曲線

圖12為軸對稱噴管推力系數Cfg隨噴管偏轉角變化曲線圖，可知噴管在亞臨界條件下其推力系數均低于0.925，且隨偏轉角δ增大推力系數也是先有小幅度上升，而后單調下降。δ=20°時，推力系數降幅為3.55%。

圖12 推力系數隨噴管偏轉角變化曲線

表2 軸對稱矢量噴管其它性能參數

圖13為軸對稱噴管流量系數Cd隨噴管偏轉角變化的曲線圖，可知在0°～5°區間由于流量的小幅度上升，流量系數相對也有小幅度上升，而后則單調下降，偏轉角0°～20°，流量系數降幅為3.15%。流量的減小主要是由于氣動矢量角的存在，使得噴管實際出口面積減小，進出口壓比條件不變，而出口面積減小使得噴管流量減小，流通能力變差。

圖13 流量系數隨噴管偏轉角變化曲線

圖14～15為軸對稱噴管俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp隨噴管偏轉角變化曲線圖，可知俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角δ基本呈線性關系變化，根據最小二乘法對俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角δ關系進行線性擬合，得其擬合線性方程為y=0.706x-0.063。

圖14 俯仰推力與噴管偏轉角關系

圖15 俯仰推力矢量角隨噴管偏轉角變化曲線

圖16為軸對稱噴管總壓恢復系數σ隨噴管偏轉角δ變化曲線圖，可知在0°～15°區間噴管出口總壓變化很小，即使偏轉角到15°，總壓也只減少34.07 Pa，而15°～20°區間，總壓驟減了495.47 Pa，致使總壓恢復系數在20°時驟減，而即使驟減也只減小了0.343%，降幅很小。分析驟減的原因為偏轉角20°時，噴管中部燃氣流混合現象影響了噴管出口馬赫數分布，使其在出口產生一個低馬赫數區域，損失增大。

圖16 總壓恢復系數隨矢量偏轉角變化曲線

3 軸對稱矢量噴管綜合特性實驗

3.1 實驗系統介紹

本實驗所用發動機最大推力550 N，轉速26 000～83 000 r/min，采用裝有盒式六分量天平的微型渦噴發動機綜合特性實驗臺架測量發動機的矢量推力，如圖17所示。

圖17 微型渦噴發動機綜合特性實驗臺架

出于對微型渦噴發動機安全性、實用性及使用壽命考慮，試車實驗時轉速達到相應工況后會短暫持續一段時間，本次實驗分別對發動機轉速n為nidle、40%nmax、50%nmax、60%nmax及70%nmax以及相應轉速下5種不同矢量角軸對稱噴管進行研究。

3.2 實驗結果及數據分析

3.2.1 發動機原型噴管實驗數據分析

對發動機原型噴管進行實驗測得的數據見圖18和表3。由圖18和表3可知，發動機推力隨轉速提高而相應增大。

圖18 發動機原型噴管推力時間散點圖

表3 發動機原型噴管試車數據

3.2.2 軸對稱矢量噴管實驗及結果分析

將設計好的軸對稱矢量噴管模型選擇鈦合金材料進行加工，加工完成的噴管如圖19所示。發動機原型噴管測試實驗結束后依次安裝偏轉角δ為5°、10°、15°、20°的幾何矢量角軸對稱矢量噴管進行實驗。不同矢量角下的推力時間曲線見圖20。

圖19 5種偏轉角的軸對稱噴管實物

圖20 不同矢量角下的軸對稱矢量噴管推力時間曲線

由圖20可知，不同矢量角軸對稱噴管轉速推力曲線變化趨勢保持高度一致，表4為安裝各矢量噴管后發動機在典型工況下的推力數值，由圖21可知，相同工況不同矢量角下推力數值存在差異，但差異不大，即噴管內燃氣處于亞臨界條件時，矢量角大小不會對推力值產生明顯影響。

圖21 不同矢量角下軸對稱矢量噴管轉速-推力曲線圖

表5是各矢量噴管各工況下俯仰推力Fy的具體數值，可知相同工況轉速下俯仰推力Fy隨著噴管矢量角δ的增加而增加，由圖22可知，推力增加速率即曲線斜率也隨矢量角δ增加而逐漸增大，以70%轉速為例，偏轉角δ由5°增加至10°時，俯仰推力Fy增加16.51 N，偏轉角δ由15°增加至20°時，俯仰推力Fy增加21.25 N。

表5 軸對稱矢量噴管試車數據(Fy)

圖22 不同矢量角的軸對稱矢量噴管俯仰推力曲線圖

圖23為俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角度δ的關系圖。由圖23可知，所有噴管實際推力矢量角均小于其幾何矢量角，且具有明顯的線性關系。實際推力矢量角均小于其幾何矢量角是由于噴管下壁面附近氣體受到下壁面阻礙使氣壓較高，流速較緩，發生分離現象，且幾何矢量角越大分離也會越嚴重，實際推力矢量角與幾何矢量角相差越大。對n為40%nmax、50%nmax、60%nmax、70%nmax工況下的俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角度δ的數據進行線性擬合，得其擬合線性方程為y=0.763 4x-0.088 22。

圖23 軸對稱矢量噴管俯仰推力矢量角與噴管偏轉角度關系圖

對于本次實驗，該方程能在一定誤差范圍內表示出δp與噴管偏轉角度δ的關系。圖24為俯仰推力Fy與噴管偏轉角度δ關系圖。由圖24可知，不同轉速工況下，俯仰推力Fy與噴管偏轉角度均存在良好的線性關系。

圖24 軸對稱矢量噴管俯仰推力與偏轉角度關系圖

4 結論

本文以微型渦噴發動機為平臺，對收斂型軸對稱矢量噴管的俯仰推力矢量角特性、推力特性等進行了數值模擬和實驗驗證，得出了以下結論：

1)軸對稱矢量噴管的噴管偏轉角度δ在0°到20°之間，微型渦噴發動機噴管內燃氣處于亞臨界條件時，矢量角大小不會對總推力值產生明顯影響，總推力損失較少。

2)軸對稱矢量噴管產生的俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角度δ具有良好的線性關系，俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp隨著噴管偏轉角度δ的增加而線性增加，不同發動機轉速工況下俯仰推力矢量角與噴管偏轉角度δ關系可近似滿足方程：y=0.763 4x-0.088 22；

3)軸對稱矢量噴管俯仰推力矢量角δp均小于其噴管偏轉角度δ，俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉角度δ的差值會隨著幾何矢量角的增大而增大。