發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對(duì)排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性的影響

摘要：為了準(zhǔn)確描述發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對(duì)高空臺(tái)排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性的影響，采用Fluent軟件數(shù)值模擬分析了3 km和5 km飛行高度，發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)和最大狀態(tài)下高空臺(tái)排氣擴(kuò)壓器氣流壓力、速度、溫度的變化規(guī)律。結(jié)果表明：飛行高度為3 km和5 km時(shí)，相同狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流壓力、速度、溫度變化趨勢(shì)基本一致。經(jīng)過(guò)排氣擴(kuò)壓器擴(kuò)壓減速后，發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)和最大狀態(tài)下氣流靜壓增加了12%，21%，25%，氣流速度衰減了79%，80%，76%。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)從中間狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)樽畲鬆顟B(tài)時(shí)，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流溫度逐漸升高，波動(dòng)也越大。

關(guān)鍵詞：發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài) 排氣擴(kuò)壓器 流動(dòng)特性 數(shù)值模擬分析

中圖分類號(hào)：V231.1" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" 文章編號(hào)：1671-8755（2024）02-0092-08

The Influence of Engine Operating Condition on the Flow Characteristics of the Exhaust Diffuser

WANG Taojun1， ZHANG Jianping1， DAN Zhihong2， ZHANG Song2， LI Haodong1， WU Xiangquan1

（1. School of Manufacturing Science and Engineering， Southwest University of Science and Technology， Mianyang 621010， Sichuan， China; 2. Sichuan Gas Turbine Establishment， Aero Engine Corporation of China， Mianyang 621703， Sichuan， China）

Abstract：" To accurately describe the influence of the engine’s working state on the flow characteristics of the exhaust diffuser of the altitude test facilities， Fluent was used to numerically simulate and analyze the variation of the air pressure， velocity， and temperature in the exhaust diffuser under 3 km and 5 km flight heights， the engine in the intermediate state， partial thrust state and maximum thrust state. The results show that when the flight heights were 3 km and 5 km， the variation trends of pressure， velocity， and temperature in the exhaust diffuser were basically consistent under the same conditions. After the expansion and deceleration of the exhaust diffuser， the static pressures of the engine in the intermediate state， partial thrust state， and maximum thrust state increase by 12%， 21%， and 25%， respectively， and the air speeds decrease by 79%， 80%， and 76%， respectively. When the engine’s working state changes from the intermediate state to the maximum state， the air temperature in the exhaust diffuser gradually increases， and the fluctuation is greater.

Keywords：" Engine operating condition; Exhaust diffuser; Flow characteristics; Numerical simulation analysis

排氣擴(kuò)壓器是高空臺(tái)后艙壓力控制系統(tǒng)的關(guān)鍵元件，相當(dāng)于高溫、大容量、低增壓比、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的一級(jí)抽氣設(shè)備［1］，其主要作用是將發(fā)動(dòng)機(jī)排出燃?xì)獾牟糠謩?dòng)能轉(zhuǎn)換成壓力能，從而使燃?xì)忭樌M(jìn)入抽氣系統(tǒng)［2］。排氣擴(kuò)壓器內(nèi)部流體的流動(dòng)特性隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)變化而變化［3］，在發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)試驗(yàn)時(shí)排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性對(duì)后艙壓力擾動(dòng)尤為顯著，后艙壓力會(huì)在短時(shí)內(nèi)劇烈波動(dòng)，嚴(yán)重干擾后艙壓力的穩(wěn)定調(diào)節(jié)［4］。國(guó)內(nèi)外許多科研工作者結(jié)合具體工程應(yīng)用，對(duì)排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性進(jìn)行了研究。

Amatucci［5］ 研究了排氣擴(kuò)壓器混合段長(zhǎng)度與直徑之比對(duì)其出口靜壓的影響，發(fā)現(xiàn)排氣擴(kuò)壓器混合段長(zhǎng)度與直徑之比在 10～15 范圍內(nèi)能獲得較高的出口靜壓。鄭舒桐等［6］分析了不同出口面積的排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)民用發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)時(shí)出口壓力和出口馬赫數(shù)均隨著出口面積的擴(kuò)大而降低。孔令軒等［7］對(duì)超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了擴(kuò)壓器內(nèi)部氣流的流動(dòng)方式，結(jié)果顯示超音速氣流要先經(jīng)過(guò)斜激波系才能減速到亞音速，斜激波系可以是單斜激波形式，也可以是多斜激波形式。He 等［8］模擬分析了不同擴(kuò)散角的流場(chǎng)，結(jié)果表明隨著擴(kuò)散管的擴(kuò)散角增大，擴(kuò)散管會(huì)出現(xiàn)沿壁流動(dòng)分離現(xiàn)象，摩擦效應(yīng)隨著散度角的減小而增大。吳奇霖等［9］通過(guò)數(shù)值模擬引射器流場(chǎng)發(fā)現(xiàn)次流相對(duì)流量隨次流壓力增加逐漸增加，隨主流壓力增加其增加幅度逐漸減小。Yin［10］建立了噴射器的三維 CFD 模型，模擬了不同工況下噴射器內(nèi)部的流場(chǎng)分布，結(jié)果顯示引射器流場(chǎng)的分布并不是完全關(guān)于中心軸線對(duì)稱的，若采用二維軸對(duì)稱模型進(jìn)行模擬，忽略了引射器內(nèi)部流場(chǎng)的不對(duì)稱性，模擬將有一定誤差。安玖等［11］對(duì)截面排氣擴(kuò)壓器結(jié)合并聯(lián)式 TBCC 組合排氣系統(tǒng)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，結(jié)果表明排氣擴(kuò)壓器的直徑以及與噴管之間的距離變化對(duì)噴管內(nèi)特性的影響很小，排氣擴(kuò)壓器的幾何參數(shù)變化對(duì)噴管出口流場(chǎng)基本未產(chǎn)生影響。Manoj等［12］研究了噴嘴壓力與排氣擴(kuò)壓器背壓之比（總壓比）對(duì)擴(kuò)壓器流場(chǎng)的影響，發(fā)現(xiàn)當(dāng)總壓比增加時(shí)，激波向擴(kuò)壓器下游移動(dòng)，總壓比進(jìn)一步增大超過(guò)臨界值會(huì)導(dǎo)致擴(kuò)壓器混合段也存在激波。Seonghwi等［13］模擬分析了冷卻系統(tǒng)對(duì)擴(kuò)壓器流動(dòng)特性的影響，擴(kuò)壓器無(wú)冷卻情況下，出現(xiàn)了3 000 K 以上的高溫區(qū)域，尤其是在壁面附近和擴(kuò)壓器擴(kuò)壓段；冷卻后，流動(dòng)和壓力分布特性與絕熱工況無(wú)明顯差異，但亞聲速流動(dòng)段溫度降低了1 000 K 以上。Li 等［14］在擴(kuò)壓器入口添加了孔板，結(jié)果表明采用孔板能夠增大擴(kuò)壓器出口壓力，而增大的幅度取決于噴嘴和擴(kuò)壓器之間的軸向距離。莊歡等［15］研究發(fā)現(xiàn)，在其他條件不變情況下，擴(kuò)壓器內(nèi)徑越大，排氣擴(kuò)壓器出口壓力越低。

綜上所述，既有工作主要通過(guò)數(shù)值模擬方法研究了排氣擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)、邊界條件對(duì)流動(dòng)特性的影響，但未考慮發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)對(duì)排器擴(kuò)壓器流動(dòng)特性的影響。因此，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的大小，分析中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)、最大狀態(tài)下的排氣擴(kuò)壓器內(nèi)部流場(chǎng)，揭示發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)與飛行高度對(duì)高空臺(tái)排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度、壓力、溫度的影響，可為后艙壓力精確調(diào)節(jié)的工程應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

1 數(shù)值計(jì)算模型

1.1 物理模型與分析截面的選取

1.1.1 物理模型

研究對(duì)象為高空艙排氣擴(kuò)壓器，結(jié)構(gòu)如圖1所示，主要由二股流、發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口、高空艙、冷卻水管、排氣擴(kuò)壓器組成，其中引射段長(zhǎng)1.50 m，混合段長(zhǎng)6.95 m，擴(kuò)壓段長(zhǎng)3.55 m。

為了提高模擬的準(zhǔn)確性和速度，高空艙內(nèi)部與排氣擴(kuò)壓器合理簡(jiǎn)化，去除幾何結(jié)構(gòu)尺寸較小的對(duì)模擬精度無(wú)太大影響但會(huì)影響網(wǎng)格劃分質(zhì)量的細(xì)節(jié)特性，如發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)對(duì)模擬影響較小，則可把發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化為固定直徑和長(zhǎng)度帶噴嘴的直管［4］，流體域如圖2所示。

1.1.2 分析截面的選取

為了分析排氣擴(kuò)壓器的流動(dòng)特性，從排氣擴(kuò)壓器進(jìn)口開(kāi)始每間隔0.5 m取一分析截面，至排氣擴(kuò)壓器出口，取面上平均靜壓、速度、靜溫做定量分析，詳見(jiàn)圖3。高空艙排氣擴(kuò)壓器網(wǎng)格劃分如圖4所示。

1.2 數(shù)學(xué)模型

1.2.1 基本方程

在排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性分析過(guò)程中，由于燃?xì)獬煞终急容^小可忽略不計(jì)，故模擬采用單組分工質(zhì)模擬。空氣在排氣擴(kuò)壓器內(nèi)流動(dòng)時(shí)狀態(tài)會(huì)隨壓力和溫度變化而變化，因此，描述空氣基本方程包括狀態(tài)方程、質(zhì)量守恒方程和動(dòng)量守恒方程［16］以及能量方程。

狀態(tài)方程

pv=ρRgT（1）

質(zhì)量守恒方程

（ρ）t+·（ρu）=0（2）

動(dòng)量守恒方程

（ρu）t+·（ρuu）=

-p+·［μ（u+uT）］+F（3）

（ρE）t+·（ρEu）=·（λT）+Q（4）

式中：p為絕對(duì)壓力，Pa；Rg為氣體常數(shù)， 0.287 06 kJ/（kg·K）；T為絕對(duì)溫度，K；v為氣體的比體積，m3/kg；ρ為氣體的密度，kg/m3；u為氣體的速度矢量，m/s；F為作用在單位體積流體上的質(zhì)量力，N/m3，E是單位質(zhì)量氣體的總能量， J；λ是熱傳導(dǎo)系數(shù)，W/（m·K）；Q是單位質(zhì)量氣體的熱源項(xiàng)。

1.2.2 k-ω SST湍流模型

本文模擬分析不同工作狀態(tài)下的排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性，排氣擴(kuò)壓器壓力、速度軸向梯度變化范圍大，k-ω SST湍流模型可以適應(yīng)各種壓力梯度變化工況，也能較好模擬分析邊界層的現(xiàn)象，因此本文選擇了k-ω SST湍流模型，其渦黏系數(shù)和k方程、ω方程分別為［17］：

μt=ρkω（5）

ρkt+ρujkxj=

-ρτijuixj-β*ρωk+xj［（μl+σkμt）kxj］（6）

ρωt+ρujωxj=

-αvTρτijuixj-βρω2+xj［（μl+σωμt）ωxj］+

2ρ（1-F1）σω21ωkxjωxj（7）

其中，F(xiàn)1由式（8）確定：

F1=th（arg41），

arg1=min［max（k0.09ωh，500μlh2ρω），4ρσω2kDkωh2］（8）

式中Dkω 為第二方程中擴(kuò)散項(xiàng)大于0的部分，由式（9）表示：

Dkω=max（2ρσω21ωkxjωxj，10-20）（9）

式中：h為網(wǎng)格單元到壁面的最小距離，m；μt是湍流黏度系數(shù)，Pa·s；μl是層流黏度系數(shù)，Pa·s；β1，β*，σk，σω1，α1，β2，σk2，σω2，α2和k為模型常數(shù)。各模型常數(shù)值見(jiàn)表1。

1.3 邊界條件與物性參數(shù)

1.3.1 邊界條件

采用ANSYS2021R1中的流體動(dòng)力學(xué)分析模塊Fluent模擬分析工況對(duì)排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性的影響。 選用k-ω SST湍流模型，應(yīng)用壓力-速度耦合方程組耦合求解方法，壓力項(xiàng)采用標(biāo)準(zhǔn)離散，其他各項(xiàng)均采用二階迎風(fēng)離散方法，收斂準(zhǔn)則設(shè)置為1×10-4。具體邊界條件設(shè)置如下：

（1）進(jìn)口邊界：尾噴口與二股流均采用壓力進(jìn)口，根據(jù)不同工況進(jìn)行設(shè)置（表2）。

（2）出口邊界：采用質(zhì)量流量出口，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)，結(jié)合飛行高度設(shè)置出口質(zhì)量流量（表2）。

（3）壁面邊界：排氣擴(kuò)壓器混合段與冷卻水接觸面設(shè)置為耦合傳熱邊界；其余壁面設(shè)定為絕熱無(wú)滑移壁面。由于壁面材料為絕熱體，不受環(huán)境溫度影響。

1.3.2 物性參數(shù)

工質(zhì)為空氣，密度設(shè)置為理想氣體，其他相關(guān)物性參數(shù)見(jiàn)表3。

1.4 模擬方法驗(yàn)證

1.4.1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

選擇非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，結(jié)合高級(jí)尺寸功能細(xì)化轉(zhuǎn)角處和狹縫間的網(wǎng)格。由于主流與次流的混合，氣流的壓力、速度、溫度變化較大，為了提高計(jì)算精度和收斂速度，對(duì)引射段、排氣擴(kuò)壓器混合段和冷卻水管道網(wǎng)格加密，其余部位設(shè)置為較稀疏網(wǎng)格以提高模擬運(yùn)算速度。

不同網(wǎng)格劃分方案模擬結(jié)果如表4所示。執(zhí)行網(wǎng)格劃分方案一和網(wǎng)格劃分方案二等形成網(wǎng)格數(shù)量較少的方案時(shí)，由于網(wǎng)格數(shù)較少所以計(jì)算速度很快，但網(wǎng)格質(zhì)量較低且難以收斂，迭代時(shí)的殘差值較大且模擬結(jié)果并不準(zhǔn)確，模擬值與試驗(yàn)值差距較大。當(dāng)網(wǎng)格數(shù)增加到636萬(wàn)左右時(shí)，排氣擴(kuò)壓器出口靜壓隨網(wǎng)格數(shù)的增加變化較小。綜上所述，綜合考慮網(wǎng)格質(zhì)量、網(wǎng)格數(shù)量和計(jì)算時(shí)間，最終確定方案四作為此次的網(wǎng)格劃分方法。

1.4.2 模擬正確性驗(yàn)證

將模擬得到的中間狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器出口靜壓、流量、靜溫與高空臺(tái)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證分析本文數(shù)值模擬方法的正確性，結(jié)果見(jiàn)表5。數(shù)值模擬流量值與試驗(yàn)測(cè)量流量值吻合，因此本文所采用的數(shù)值模擬方法是可行的。

2 結(jié)果與分析

2.1 壓力變化規(guī)律

2.1.1 壓力分布規(guī)律

圖5為飛行高度分別為3 km和 5 km，發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)、最大狀態(tài)下高空艙及排氣擴(kuò)壓器的靜壓云圖。從圖5可以看出，當(dāng)尾噴口的高速燃?xì)馀湃敫呖张摃r(shí)，氣流在引射段內(nèi)通過(guò)一系列的激波-膨脹波系減速增壓，在膨脹與壓縮間往復(fù)循環(huán)。在混合段、擴(kuò)壓段，沿排氣擴(kuò)壓器軸向方向氣流靜壓呈不斷增大趨勢(shì)，最終在排氣擴(kuò)壓器出口達(dá)到峰值。氣流靜壓在排氣擴(kuò)壓器徑向方向變化較小。高空艙內(nèi)部的靜壓較為穩(wěn)定，波動(dòng)范圍小，在3 km 飛行高度與5 km飛行高度下高空艙艙壓基本維持在70.00 kPa與54.00 kPa。

相同飛行高度，中間狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流靜壓最小，在混合段、擴(kuò)壓段靜壓增長(zhǎng)較為緩慢；小加力狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流靜壓大于中間狀態(tài)，較最大狀態(tài)稍小，氣流靜壓在混合段增長(zhǎng)迅速，進(jìn)入擴(kuò)壓段后靜壓逐漸平穩(wěn)；最大狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流靜壓最大，氣流靜壓在混合段增長(zhǎng)最快，隨著氣流在排氣擴(kuò)壓器內(nèi)逐漸混合，擴(kuò)壓段靜壓增長(zhǎng)速度放緩。相同狀態(tài)下，飛行高度越高排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜壓越小。

2.1.2 排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜壓的變化規(guī)律

圖6為不同工況下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)截面平均壓強(qiáng)沿軸向方向的變化曲線。從圖6可以看出，排氣擴(kuò)壓器進(jìn)口截面的平均靜壓與高空艙艙壓基本相同。氣流經(jīng)過(guò)排氣擴(kuò)壓器混合段、擴(kuò)壓段擴(kuò)壓后，發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)和最大狀態(tài)下，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜壓增加了12%，21%，25%，最大狀態(tài)相對(duì)增壓量約為中間狀態(tài)的2倍。

2.2 速度變化規(guī)律

2.2.1 速度分布規(guī)律

圖7為高空艙與排氣擴(kuò)壓器在發(fā)動(dòng)機(jī)不同工況下的速度云圖。由圖7可知，整個(gè)流場(chǎng)中速度都呈對(duì)稱分布，氣流速度在排氣擴(kuò)壓器軸向方向上整體呈不斷減少趨勢(shì)，氣流流動(dòng)速度最大、變化最大區(qū)域位于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口處。隨著主流與次流在排氣擴(kuò)壓器內(nèi)逐步混合，主流與次流之間的速度梯度逐漸減小，氣流速度沿排氣擴(kuò)壓器徑向的分布也越來(lái)越平緩。

中間狀態(tài)下，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度最小，速度分布最為均勻，燃?xì)鈴陌l(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口排出后與高空艙內(nèi)氣體迅速混合，速度迅速衰減至音速以下；小加力狀態(tài)下，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度較大，由于尾噴口排氣的燃?xì)獬跏妓俣容^大，在引射段氣流速度大于音速，因此在引射段能夠產(chǎn)生明顯的馬赫環(huán)現(xiàn)象，隨著氣流的混合，氣流速度梯度逐漸減小；最大狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度最大，經(jīng)過(guò)排氣擴(kuò)壓器混合段減速后，在擴(kuò)壓段徑向方向氣流速度差異較大。相同狀態(tài)下，飛行高度對(duì)排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度影響較小。

2.2.2 排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度的變化規(guī)律

由圖8可以得知，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)截面平均速度沿軸線方向呈非線性變化。在排氣擴(kuò)壓器混合段，距尾噴口1.5～6.0 m內(nèi)，由于主流與次流的混合，混合氣流速度下降明顯；混合段后半段即距尾噴口6.00～8.45 m，氣流下降幅度放緩。在排氣擴(kuò)壓器擴(kuò)壓段，隨擴(kuò)壓器橫截面積的增大，氣流的體積迅速增大，速度陡然下降，動(dòng)能迅速減小，動(dòng)能進(jìn)一步轉(zhuǎn)換為靜壓能。

中間狀態(tài)下氣流經(jīng)過(guò)混合段、擴(kuò)壓段減速后，速度衰減了約79%，小加力狀態(tài)下衰減了約80%，最大狀態(tài)下衰減了約76%。在5 km飛行高度時(shí)，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度變化趨勢(shì)與3 km飛行高度時(shí)基本一致。

混合度ξ表示氣流流速的均勻程度，越接近1表明氣流混合越完全。通常采用截面最大流速vmax與平均流速vavg 之比來(lái)表示，即：

ξ=vmaxvavg（10）

通過(guò)式（10）計(jì)算可得排氣擴(kuò)壓器混合段、擴(kuò)壓段不同截面處的混合度。排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流混合度沿軸向方向變化曲線如圖9所示。由圖9可以看出，混合度在混合段呈先增大后迅速減小趨勢(shì)，在擴(kuò)壓段，雖然氣流的速度還在減緩，但是混合程度已基本保持穩(wěn)定。

中間狀態(tài)下氣流混合度最小，即氣流混合最完全，排氣擴(kuò)壓器出口處混合度為1.48。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大，氣流所攜帶的動(dòng)能越大，氣流的混合程度越低，混合度相應(yīng)越大，小加力狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器出口混合度為1.59。最大狀態(tài)下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)氣流速度最大，主流與次流的混合程度也最低，氣流的混合程度最低，出口處混合度為 1.69；飛行高度對(duì)排氣擴(kuò)壓器內(nèi)混合度影響較小。

2.3 溫度變化規(guī)律

2.3.1 溫度分布規(guī)律

圖10為排氣擴(kuò)壓器不同工況的溫度云圖。由圖10可知，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)越靠近中軸線靜溫越高，在中軸線上氣流靜溫呈不斷減小趨勢(shì)，而在排氣擴(kuò)壓器壁面附近，氣流靜溫則呈先增大后減小趨勢(shì)，在排氣擴(kuò)壓器入口附近由于主流與次流混合程度較低，靜溫沿排氣擴(kuò)壓器徑向方向變化較大。隨著氣流混合，徑向方向變化梯度放緩。

中間狀態(tài)下，高空艙內(nèi)靜溫分布基本均勻，隨著工作狀態(tài)從中間狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)樽畲鬆顟B(tài)，尾噴口排出燃?xì)忪o溫也隨之增大，高空艙內(nèi)被加熱升溫，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜溫也越大。

2.3.2 排氣擴(kuò)壓器內(nèi)溫度的變化規(guī)律

圖11為排氣擴(kuò)壓器內(nèi)截面平均靜溫沿軸向方向變化曲線。從圖11可以看出，同一工作狀態(tài)下，不同高度的靜溫變化規(guī)律相似。排氣擴(kuò)壓器內(nèi)平均靜溫均呈現(xiàn)先增大、在距尾噴口約6.00 m處達(dá)到峰值后減小的趨勢(shì)。其主要原因是主流和次流在進(jìn)入排氣擴(kuò)壓器后迅速混合，次流被加熱，平均靜溫升高。隨著氣流沿軸線方向繼續(xù)流動(dòng)，由于冷卻水的作用，氣流靜溫開(kāi)始下降。

排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜溫從低到高依次為中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)、最大狀態(tài)，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)平均靜溫越高波動(dòng)也越大。中間狀態(tài)下，3 km與 5 km飛行高度時(shí)排氣擴(kuò)壓器出口平均靜溫分別為425.04，420.98 K；小加力狀態(tài)由于3 km與5 km飛行高度下尾噴口氣流靜溫差異較大，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)平均靜溫差異也較大，排氣擴(kuò)壓器出口平均靜溫分別為910.64，1 071.33 K。最大狀態(tài)下，3 km與5 km飛行高度時(shí)排氣擴(kuò)壓器出口靜溫分別為1 446.57，1 493.53 K。

3 結(jié)論

采用 Fluent 軟件數(shù)值模擬分析了3 km和5 km飛行高度發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)和最大狀態(tài)下高空臺(tái)排氣擴(kuò)壓器壓力、速度、溫度等流動(dòng)特性指標(biāo)的變化規(guī)律，得到以下結(jié)論：（1）排氣擴(kuò)壓器流動(dòng)特性影響因素的敏感性主次順序?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)＞飛行高度。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不變時(shí)，飛行高度對(duì)氣流靜壓影響較大，對(duì)氣流速度、溫度影響較小。（2）高空艙艙壓基本保持穩(wěn)定，能夠滿足穩(wěn)態(tài)飛行工作環(huán)境模擬的需要。沿排氣擴(kuò)壓器軸向方向氣流靜壓不斷增大，且排氣擴(kuò)壓器內(nèi)壓力增幅隨發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大而增大。（3）隨發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大，氣流的速度越大，經(jīng)過(guò)排氣擴(kuò)壓器減速后，速度衰減越多；氣流混合度從 1.48 增至1.73，即氣流混合程度隨發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大而降低。（4）排氣擴(kuò)壓器內(nèi)靜溫從低到高依次為中間狀態(tài)、小加力狀態(tài)、最大狀態(tài)，排氣擴(kuò)壓器內(nèi)平均靜溫越高靜溫波動(dòng)也越大，同時(shí)冷卻水對(duì)氣流冷卻效率越低。

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作者簡(jiǎn)介：第一作者，王韜竣（1996— ），男，碩士研究生，E-mail： w798273254@163.com; 通信作者，張健平（1978— ），女，博士，副教授，研究方向?yàn)槎喑叨扰c多相流數(shù)值模擬及應(yīng)用，E-mail： zjp2009@mail.ustc.edu.cn