航空發(fā)動機(jī)矢量試車臺流場結(jié)構(gòu)特性研究

李 東,袁化成,陳 杰,周 偉,林 山,桑則林

(1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 南京 210000;2.中國航發(fā)集團(tuán) 沈陽發(fā)動機(jī)研究所, 沈陽 110015)

0 引言

為保證航空發(fā)動機(jī)運(yùn)行安全可靠,在正式投入使用前必須對其進(jìn)行大量地面試車試驗(yàn)[1],而試車環(huán)境對發(fā)動機(jī)性能測量有著重要影響[2-5],由于室內(nèi)試車臺相對封閉的構(gòu)型,有效避免了發(fā)動機(jī)試車過程中自然風(fēng)及天氣狀況的干擾,實(shí)現(xiàn)了可控的試車環(huán)境[6-8]。但是發(fā)動機(jī)在室內(nèi)封閉空間中試車,其進(jìn)氣道吸氣和引射筒的引射作用使試車間內(nèi)部形成氣動流場。若試車間內(nèi)流場不均勻,甚至出現(xiàn)回流或較大旋渦結(jié)構(gòu)[9-10],發(fā)動機(jī)氣動性能測試的準(zhǔn)確性將受到影響。若試車間進(jìn)、排氣設(shè)計不當(dāng),則可能出現(xiàn)周期性的氣流振蕩,嚴(yán)重情況下會損壞試車間內(nèi)設(shè)備[11-12]。因此,為保證試車間內(nèi)氣動流場品質(zhì),對試車臺流量及流速、流場均勻度以及引射系數(shù)等均有嚴(yán)格的要求[12]。

在此背景下,本文以某型室內(nèi)試車臺為例,探究發(fā)動機(jī)試車時,試車間內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)特性,并分析矢量發(fā)動機(jī)噴管不同偏轉(zhuǎn)角對試車間流場的影響。

1 流場品質(zhì)的數(shù)學(xué)模型

1.1 試車間流速與流量

航空發(fā)動機(jī)在自由流場中進(jìn)行基準(zhǔn)試車時,自然風(fēng)速為零,但是在室內(nèi)封閉環(huán)境中試車時,發(fā)動機(jī)引射旁路氣流產(chǎn)生氣動流場[14-15],由此則改變了發(fā)動機(jī)試車的外部環(huán)境,造成性能測量誤差,試車間流速越高對發(fā)動機(jī)性能測量的誤差越大[16-20]。FAA規(guī)定,試車間內(nèi)氣流速度不超過15 m/s,而國內(nèi)《航空發(fā)動機(jī)試車臺設(shè)計規(guī)范》中規(guī)定,試車間流速不超過10 m/s。

試車間引射系數(shù)是指旁路氣流流量與發(fā)動機(jī)燃?xì)饬髁康谋戎?是表征試車間內(nèi)氣動特性的重要參數(shù),它的大小決定了試車間內(nèi)主流與附面層氣流分離的位置,還與發(fā)動機(jī)工藝進(jìn)氣道內(nèi)是否形成進(jìn)氣旋渦有關(guān)。引射系數(shù)可用下式表示:

(1)

式中:α為引射系數(shù);WFC為試車間排氣流量,kg/s;WENG為發(fā)動機(jī)排氣流量,kg/s。

1.2 試車間壓降及AIP截面壓降

由于氣流的黏性作用,發(fā)動機(jī)在室內(nèi)試車臺試車時,試車間內(nèi)氣流總壓和外界總壓必不相同,氣流在消聲器、導(dǎo)流格柵及墻壁附近均存在總壓損失,試車間不同位置處總壓損失情況采用總壓恢復(fù)系數(shù)σ表示:

(2)

發(fā)動機(jī)AIP截面的總壓恢復(fù)系數(shù)可對通過進(jìn)氣道的氣流總壓損失情況做定量分析,公式可表示為:

(3)

2 計算模型和邊界條件

2.1 計算模型

對于典型室內(nèi)試車臺進(jìn)行流場仿真研究,需要考慮相對試驗(yàn)間尺度來說較大設(shè)備的建模,這些較大部件的繞流容易產(chǎn)生一些大尺度的渦結(jié)構(gòu),影響到發(fā)動機(jī)的進(jìn)、排氣流場[22]。

計算模型參照某型室內(nèi)試車臺尺寸使用商業(yè)軟件UG進(jìn)行幾何建模,室內(nèi)大尺寸設(shè)備主要包括進(jìn)、排氣塔內(nèi)的消聲器、導(dǎo)流格柵、滑軌、試車臺架、樓梯、升降臺等,對試車間內(nèi)的微小部件進(jìn)行簡化處理。建立試車臺半模模型如圖1所示。

圖1 室內(nèi)試車臺簡化幾何模型示意圖

2.2 邊界條件

計算湍流模型選用經(jīng)過驗(yàn)證的Standardk-ε模型,噴管入口設(shè)為流量入口邊界,給定質(zhì)量流量及總溫邊界條件;在進(jìn)氣道出口設(shè)為壓力出口邊界條件;進(jìn)氣塔入口設(shè)為壓力入口邊界條件,按當(dāng)?shù)貙?shí)際大氣參數(shù)給定總壓、總溫邊界條件;排氣塔出口設(shè)為壓力出口邊界條件,按當(dāng)?shù)貙?shí)際大氣參數(shù)給定總壓、總溫邊界條件;開孔擴(kuò)壓器部分設(shè)置多孔跳躍介質(zhì)模型代替模擬氣流通過時的壓強(qiáng)損失;試車臺X=0剖面設(shè)為對稱面邊界條件(Symmetry);發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)不設(shè)置流體域,按“黑匣子”處理;其余為壁面邊界。邊界條件設(shè)置如圖2所示。

圖2 模型計算域邊界條件設(shè)置示意圖

多孔跳躍介質(zhì)是仿真應(yīng)用中對復(fù)雜的實(shí)際物理問題進(jìn)行簡化的一種模型,室內(nèi)試車臺開孔擴(kuò)壓器包含3個不同開孔率的孔板,每個孔板都包含近萬個小孔,將其精細(xì)建模再進(jìn)行仿真計算無疑會占用大量計算資源,提高工程應(yīng)用成本。因此,使用多孔跳躍介質(zhì)模型對開孔擴(kuò)壓器進(jìn)行替代模擬,既保證了流場參數(shù)變化的真實(shí)性,又大大節(jié)約了計算資源,在工程中是一種可行有效的替代方法。圖3展示了室內(nèi)試車臺開孔擴(kuò)壓器模型。

圖3 開孔擴(kuò)壓器孔板模型示意圖

對于簡單的均勻多孔跳躍介質(zhì),有:

(4)

式中:μ為層流流體黏性,N·S/m2;α為介質(zhì)的滲透性;C2為內(nèi)部阻力因子;v為垂直于介質(zhì)表面的速度分量;Δm為薄膜厚度;ρ為介質(zhì)密度。

查詢流體阻力手冊可得空氣通過多孔介質(zhì)時的阻力系數(shù)計算公式:

(5)

(6)

式中:dτ為小孔水力直徑;f為孔板開孔率;τ和λ為經(jīng)驗(yàn)系數(shù),查得τ=0.946、λ=0.02。

將式(4)—式(6)聯(lián)立,可得到使用多孔跳躍介質(zhì)替代開孔擴(kuò)壓器的必要參數(shù),計算結(jié)果如表1所示,表中負(fù)號表示壓強(qiáng)隨流向變化的方向。

表1 孔板阻力系數(shù)ξ和壓力跳躍系數(shù)C2

2.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

在試車臺的數(shù)值仿真研究中,網(wǎng)格劃分是仿真準(zhǔn)備過程的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一,考慮到計算模型的高度復(fù)雜性,數(shù)值仿真選擇非結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格劃分方式。為了兼顧流場的計算精度與網(wǎng)格數(shù)量,具體的網(wǎng)格劃分方案采用目前頗具潛力的“馬賽克”(mosaic)網(wǎng)格劃分,該技術(shù)應(yīng)用Poly-Hexcore網(wǎng)格類型的連接,在流場大部分區(qū)域采用六面體網(wǎng)格,通過懸掛節(jié)點(diǎn)方法進(jìn)行局部加密,在復(fù)雜的幾何邊界采用高質(zhì)量的多邊形網(wǎng)格劃分,壁面邊界附近還可以生成多層六棱柱網(wǎng)格,以提高邊界層內(nèi)流動的求解精度,壁面棱柱層與六面體區(qū)域通過多面體網(wǎng)格進(jìn)行過渡。

圖4展示了噴管直排時試車臺計算模型的整體網(wǎng)格分布,可以看到,在幾何模型物理邊界處、尾噴管射流區(qū)域及氣流狀態(tài)參數(shù)變化較劇烈的開孔擴(kuò)壓器處均作了不同程度的加密處理。

圖4 試車臺對稱面處網(wǎng)格分布示意圖

為確保本文所做的研究結(jié)果準(zhǔn)確可信,排除計算域網(wǎng)格密度對計算結(jié)果的影響,通過限制體網(wǎng)格大小及降低網(wǎng)格加密區(qū)過渡因子的方式,共得到5套不同疏密度的試車臺流場網(wǎng)格,如表2所示。

表2 網(wǎng)格疏密度

將5套疏密程度不同的試車臺網(wǎng)格在相同湍流模型下進(jìn)行數(shù)值計算,由于發(fā)動機(jī)在進(jìn)行試車試驗(yàn)時,氣流在流經(jīng)進(jìn)氣塔造成的總壓損失量是影響發(fā)動機(jī)真實(shí)推力測量的重要因素,以發(fā)動機(jī)唇口正前方6倍進(jìn)氣道直徑處氣流總壓恢復(fù)系數(shù)為參考標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行對比分析,可得到滿足網(wǎng)格無關(guān)性條件的流場域網(wǎng)格劃分策略。

圖5展示了計算域不同網(wǎng)格量時,發(fā)動機(jī)前6倍進(jìn)氣道直徑處氣流總壓恢復(fù)系數(shù)變化情況,可以看到,當(dāng)網(wǎng)格量在2 800萬時流場總壓已接近收斂,繼續(xù)增加網(wǎng)格量不僅大量占用計算資源,且對計算結(jié)果影響不大。因此,為保證模擬結(jié)果準(zhǔn)確性且節(jié)約計算資源,后續(xù)計算域網(wǎng)格量均控制在2 800萬左右進(jìn)行仿真研究。

圖5 不同網(wǎng)格量計算總壓恢復(fù)系數(shù)

3 計算結(jié)果分析

首先對矢量發(fā)動機(jī)噴管直排時試車間流場分布特點(diǎn)進(jìn)行詳細(xì)分析,在此基礎(chǔ)上探究噴管不同偏轉(zhuǎn)角(5°、10°、15°、20°)對試車間流場特性的影響,最終得到航空發(fā)動機(jī)室內(nèi)試車臺氣動流場特性規(guī)律。

3.1 噴管直排時試車間流場特性分析

航空發(fā)動機(jī)在室內(nèi)試車臺試車時,氣流自進(jìn)氣塔流入水平試車間,進(jìn)氣塔內(nèi)的消聲裝置可以降低試車時產(chǎn)生的噪聲污染,同時也會產(chǎn)生總壓損失,影響發(fā)動機(jī)試車性能。圖6給出了噴管直排時試車間內(nèi)流場流線分布,可以看到氣流被吸入進(jìn)氣塔后經(jīng)導(dǎo)流板改變流向,發(fā)動機(jī)入口前的流體域總體較均勻,未出現(xiàn)明顯的大渦結(jié)構(gòu);氣流在引射筒入口前加速匯集,噴管燃?xì)夂鸵涠瘟鞴餐M(jìn)入引射筒內(nèi),混合后經(jīng)開孔擴(kuò)壓器進(jìn)入排氣塔,可以看到排氣塔內(nèi)部氣流流動較復(fù)雜,但未形成堵塞,最終混合氣流順利排入外界環(huán)境。

圖6 室內(nèi)試車臺整體流場結(jié)構(gòu)

為定量分析發(fā)動機(jī)試車時試車臺內(nèi)部流場的氣動參數(shù)變化情況,在室內(nèi)試車臺內(nèi)部不同位置設(shè)置檢測截面,配合發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣流場等氣動參數(shù),詳細(xì)分析試車臺內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)特性。圖7所示為選取截面及孔板位置,其中截面6位于唇口正前方6倍進(jìn)氣道直徑處,截面7位于唇口后方0.5倍進(jìn)氣道直徑位置。

圖7 檢測截面及孔板位置

圖8給出了進(jìn)氣塔對稱面處流速分布云圖,可以看到進(jìn)氣塔入口氣流由水平流向逐漸變?yōu)榇怪绷飨?由于氣流轉(zhuǎn)向半徑不均勻,在第一層消聲器位置出現(xiàn)渦流現(xiàn)象,總壓損失增加。氣流在進(jìn)氣塔內(nèi)流動特點(diǎn)為:先向中間匯集,后向四周壁面分散。

圖8 進(jìn)氣塔對稱面處流線分布

氣流總壓損失情況如圖9所示,可以看到,氣流在經(jīng)過雙層矩陣消聲器后總壓有明顯降低,分別降低0.22%和0.16%,其中流過第一層消聲器總壓降低更多,因?yàn)樵诖颂帤饬鬓D(zhuǎn)向,額外損失一部分總壓,試車間截面2、3總壓變化不大。

圖9 不同截面處總壓恢復(fù)系數(shù)

圖10所示為試車臺導(dǎo)流格柵處對稱面速度分布,導(dǎo)流格柵采用固定式桁架結(jié)構(gòu),共25片組成。由圖中可以看到,在遠(yuǎn)離壁面的位置速度略高,壁面附近由于流向急劇變化及氣體黏性存在使氣流速度降低,總體來看導(dǎo)流效果較好,且前后均未出現(xiàn)大尺寸渦流。

圖10 導(dǎo)流格柵對稱面處流速分布

氣流經(jīng)過導(dǎo)流格柵后流向轉(zhuǎn)變,總壓降低,同時,滑軌、樓梯等內(nèi)部設(shè)備對氣流總壓也有一定影響。圖11給出了試車間不同截面位置處總壓恢復(fù)系數(shù),可以看到氣流在經(jīng)過導(dǎo)流格柵和滑軌等內(nèi)部設(shè)備后總壓有所下降,但下降幅度均不明顯,說明流向轉(zhuǎn)變及內(nèi)部設(shè)備對試車間內(nèi)低速氣流總壓影響較小。

圖11 不同截面處總壓恢復(fù)系數(shù)

圖12給出了試車間不同截面位置速度分布云圖,可以看到截面6氣流速度出現(xiàn)底部高于頂部的現(xiàn)象,一方面是由于上壁面處滑軌引起氣流繞流導(dǎo)致,并且氣流在進(jìn)氣塔流入水平試車間的俯沖作用也有一定影響;在試車間中心位置氣流較均勻,這在一定程度上可以減小進(jìn)氣道內(nèi)流畸變,使發(fā)動機(jī)在穩(wěn)定狀態(tài)下運(yùn)行。

圖12 試車間不同截面處流速分布

取進(jìn)氣道唇口截面、水平方向、距離唇口正前方1倍至8倍進(jìn)氣道直徑位置線段上速度參數(shù)進(jìn)行分析,如圖13所示,可以看到在距離唇口正前方1倍進(jìn)氣道直徑位置氣流速度最高,然后隨距離增加流速降低,唇口正前方6倍進(jìn)氣道直徑處和正前方8倍進(jìn)氣道直徑處流速相差0.03 m/s,可認(rèn)為距離唇口6倍進(jìn)氣道直徑位置(即截面6)的流場受進(jìn)氣道干擾程度較小。

圖13 唇口前流速隨距離的變化情況

圖14給出了工藝進(jìn)氣道內(nèi)流場速度分布,可以看到工藝進(jìn)氣道內(nèi)流線均勻分布,沒有出現(xiàn)回流現(xiàn)象,在唇口處速度截面呈現(xiàn)周邊高、中心低的現(xiàn)象。在進(jìn)氣道出口處有一段流通面積稍微縮小的區(qū)間,可見流通面積縮小有助于提高流場品質(zhì),有效減弱了附面層的影響,使進(jìn)入發(fā)動機(jī)的氣流均勻穩(wěn)定。

圖14 進(jìn)氣道內(nèi)流速度特性分布

圖15給出了噴管對稱面處馬赫數(shù)和靜壓分布,拉法爾噴管在喉道處達(dá)到音速,且管內(nèi)沒有出現(xiàn)正激波,在出口位置馬赫數(shù)高于音速,有一道錐形面激波封口,面激波外的滑移層厚度隨射流發(fā)展逐漸增大;面激波內(nèi)部高速區(qū)和低速區(qū)交替出現(xiàn),導(dǎo)致射流區(qū)馬赫數(shù)呈波紋狀高低交替分布。

圖15 噴管對稱面馬赫數(shù)分布

圖16給出了引射筒內(nèi)壁面的靜壓分布,可以看到開孔擴(kuò)壓器孔板c處靜壓最高,且明顯高于環(huán)境壓強(qiáng),說明氣流在此處有足夠的壓差動力自引射筒通過開孔擴(kuò)壓器進(jìn)入排氣塔內(nèi),孔板a處靜壓明顯低于孔板b和孔板c,可以預(yù)測只有小部分氣流經(jīng)過孔板a,并且孔板a處氣流流速最低。

圖16 引射筒壁面靜壓分布

圖17展示了通過開孔擴(kuò)壓器氣流的沿程速度分布,開孔擴(kuò)壓器每個孔板長度均為3.8 m,可以看到大部分氣流自孔板c處流出引射筒,且孔板a處產(chǎn)生回流現(xiàn)象,孔板c開孔率最少,但是壓差梯度最大,所以氣流在孔板b和孔板c交界處有一段氣流流速下降的區(qū)域,在交界區(qū)域開孔率瞬間降低,但是壓差并未瞬間增大,導(dǎo)致流速略有降低然后迅速升高。

圖17 開孔擴(kuò)壓器沿程流速分布

表3展示了開孔擴(kuò)壓器各個孔板之間的氣流通過情況,流量比為通過每個孔板的流量和總流量的比值。再次印證了上文中混合氣流大部分通過孔板c流出的結(jié)論。

表3 通過開孔擴(kuò)壓器各孔板流量比

圖18給出了排氣塔內(nèi)不同截面處流速分布,截面中心位置出現(xiàn)較大面積低速區(qū),高低速氣流呈不均勻分布,可以預(yù)見排氣塔內(nèi)已出現(xiàn)較大范圍旋渦,氣流在排氣塔內(nèi)螺旋形上升,最終排出外界環(huán)境,截面低速區(qū)位置為氣流旋渦中心。

圖18 排氣塔內(nèi)流速分布

3.2 噴管偏轉(zhuǎn)角度對試車間流場特性的影響

在上文對噴管直排時試車間流場特性研究的基礎(chǔ)上,繼續(xù)探究噴管排氣偏轉(zhuǎn)角度(5°、10°、15°和20°)對試車間氣動特性的影響,并進(jìn)行參數(shù)分析。

與直排噴管相比,矢量噴管通過偏轉(zhuǎn)其擴(kuò)張段角度來改變噴射氣流流向[23],從而改變發(fā)動機(jī)推力方向。

圖19給出了噴管不同偏轉(zhuǎn)角度下射流區(qū)流線分布,可以看到射流區(qū)和二次氣流之間形成明顯的滑移層,射流區(qū)內(nèi)均保持了高低壓區(qū)輪替出現(xiàn)的特性。在噴管偏轉(zhuǎn)15°時,噴管出口下壁面開始出現(xiàn)激波脫離壁面的跡象,但由于氣流慣性作用,此處氣流仍保持了一定的速度。在偏轉(zhuǎn)角為20°時,噴管下壁面出口局部高壓區(qū)已十分明顯,可以看到下壁面附近自喉道處壓強(qiáng)急劇降低,低壓區(qū)最值有所增加,但低壓區(qū)域面積明顯減小,部分被輪替出現(xiàn)的高壓區(qū)替代,此處氣流的慣性力不足以抵消壓強(qiáng)差的作用,下壁面局部氣流將無法順利通過噴管,導(dǎo)致被引射的二次流進(jìn)入擴(kuò)張段內(nèi)部,出現(xiàn)附面層分離現(xiàn)象。噴管內(nèi)附面層分離將對發(fā)動機(jī)的工作特性和穩(wěn)定裕度產(chǎn)生影響,進(jìn)而導(dǎo)致噴管推力系數(shù)的降低。

圖19 噴管不同偏轉(zhuǎn)角度射流區(qū)流線分布

圖20、圖21給出了試車間截面6位置氣流速度和引射系數(shù)隨噴管偏轉(zhuǎn)角度的變化趨勢,可以看到噴管在偏轉(zhuǎn)5°時,流速和引射系數(shù)均迅速降低,后續(xù)隨著偏轉(zhuǎn)角度增大,引射系數(shù)逐漸回升,直至超過直排時的狀態(tài),在相同的流通面積下,試車間流速也相應(yīng)提高,說明試車間流場氣動阻力先增加后降低。但是在噴管偏轉(zhuǎn)20°時,較高的試車間流速也會導(dǎo)致外界氣流通過進(jìn)氣塔總壓損失加劇,進(jìn)而影響發(fā)動機(jī)AIP截面的氣動參數(shù)。

圖20 不同偏轉(zhuǎn)角度下截面6速度變化

圖21 不同偏轉(zhuǎn)角度下截面6引射系數(shù)

關(guān)于噴管偏轉(zhuǎn)角度改變試車間流速和引射系數(shù)的原因,主要是受引射筒內(nèi)氣流堵塞程度不同決定的。

圖22給出了噴管不同偏轉(zhuǎn)角度下引射筒內(nèi)流線分布,可以看到,噴管偏轉(zhuǎn)角度為5°時,混合氣體在引射筒內(nèi)出現(xiàn)大范圍渦流現(xiàn)象,嚴(yán)重降低了引射筒的引射能力。隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度的增加,回流渦范圍逐漸下降,至噴管偏轉(zhuǎn)15°時,渦流已完全消失,此時試車間流速已超過噴管直排時的狀態(tài)。

圖22 噴管不同偏轉(zhuǎn)角度下引射筒流線分布云圖

圖23給出了不同噴管偏轉(zhuǎn)角下高速燃?xì)饬骶€分布,可以看到隨著偏轉(zhuǎn)角度的增加,燃?xì)馍淞鳑_擊引射筒內(nèi)壁面的滯止點(diǎn)位置逐漸前移,在沖擊至引射筒壁面后沿壁面進(jìn)行周向旋轉(zhuǎn)流動,偏轉(zhuǎn)角度越高,周向旋轉(zhuǎn)范圍越大。噴管無偏轉(zhuǎn)時,燃?xì)馊坑煽装錭排出引射筒;噴管偏轉(zhuǎn)5°角時,高溫燃?xì)庀蛳路狡D(zhuǎn),引射筒上方流速降低,壓強(qiáng)升高,隨流向逐漸減弱的流體動能不足以抵御逆向壓差力的作用,從而引起回流現(xiàn)象,阻礙燃?xì)忭樌懦鲆渫?隨著偏轉(zhuǎn)角度增加,有著較高動能的燃?xì)馍淞髦饾u向引射筒上壁面旋轉(zhuǎn),以至于上壁面流體有足夠的動能來抵御逆壓強(qiáng)差的作用,使得回流渦逐漸消失。

另外,噴管偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下還會將直排時引射筒內(nèi)高速燃?xì)獾臏刮恢们耙?提高氣流在開孔擴(kuò)壓器孔板a的流通能力,由表1可知,孔板a的阻力系數(shù)最小,而孔板c的阻力系數(shù)最大,通過控板a的流量增加,可知?dú)饬魍ㄟ^開孔擴(kuò)壓器的阻力損失減小,試車間引射流量增加。

4 結(jié)論

1) 噴管直排狀態(tài)下的試車間流場較均勻,在發(fā)動機(jī)入口前端未出現(xiàn)大尺寸渦流,并且引射筒內(nèi)部未出現(xiàn)回流現(xiàn)象,這是保證發(fā)動機(jī)安全穩(wěn)定試車的必要條件。試車間內(nèi)部各截面總壓沿氣流流向逐漸降低,且降低程度各不相同,其中消聲器對氣流總壓的影響最大,氣流通過消聲器總壓損失可達(dá)0.38%。發(fā)動機(jī)旁路流場在噴管位置向引射筒匯集,這將引起發(fā)動機(jī)外壁面壓強(qiáng)不均衡,影響測量推力的準(zhǔn)確性。排氣塔內(nèi)氣動流場較復(fù)雜,已出現(xiàn)大尺寸渦流,但是在壓差的作用下尾氣均順利排入外界環(huán)境。

2) 噴管排氣偏轉(zhuǎn)角度對試車間流場的影響較明顯,其中在噴管直排形態(tài)下引射筒內(nèi)氣流穩(wěn)定通過開孔擴(kuò)壓器,而噴管偏轉(zhuǎn)5°時,引射筒內(nèi)出現(xiàn)較大范圍渦流現(xiàn)象,且隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度增加,渦流強(qiáng)度逐漸減弱,至噴管偏轉(zhuǎn)15°時,引射筒內(nèi)氣流回流現(xiàn)象消失,由此可推測噴管偏轉(zhuǎn)角度在0°～10°區(qū)間內(nèi)存在一個渦流強(qiáng)度最大的狀態(tài),對試車間內(nèi)的氣流流動產(chǎn)生嚴(yán)重堵塞。由于引射筒內(nèi)的渦流強(qiáng)度隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度改變,所以試車間內(nèi)的引射系數(shù)、總壓損失等氣動參數(shù)也受噴管偏轉(zhuǎn)角度影響,在0°～20°噴管偏轉(zhuǎn)角度范圍內(nèi),引射系數(shù)呈V字型分布,其中,在偏轉(zhuǎn)5°時,引射系數(shù)達(dá)到最小值。