張建東， 王占學(xué)， 劉增文， 蔡元虎

（西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西 西安710072）

0 引 言

由于機(jī)械式推力矢量噴管固有的缺點(diǎn)，如發(fā)動(dòng)機(jī)重量的增加、高溫環(huán)境下運(yùn)動(dòng)件的增多、冷卻要求提高、隱身能力差、可靠性下降、成本增大等，使得很多的研究人員開(kāi)始探索不需要機(jī)械調(diào)節(jié)的流體推力矢量噴管，即通過(guò)在噴管壁面的二次流的注入，從而實(shí)現(xiàn)主流方向的改變。這種基于二次流控制的推力矢量噴管與機(jī)械式推力矢量噴管相比具有明顯的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，從而成為噴管矢量控制研究的熱點(diǎn)［1－5］。

綜合起來(lái)，主要集中在三種控制方法，即激波矢量控制（Shock Vectoring controlling，SVC）［3－4］技術(shù)、噴管喉部偏移（Throat Shift，TS）［1－2］技術(shù)、反流控制（Counter Flow，CF）［6］技術(shù)。

本文采用數(shù)值模擬的方法，對(duì)激波矢量控制和喉部偏移兩種噴管氣動(dòng)矢量控制方法的適用范圍和相關(guān)特性進(jìn)行了研究。

1 噴管幾何結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)條件

1.1 幾何結(jié)構(gòu)

噴管幾何外形［5，7－8］如圖1所示。進(jìn)口面積（高度）Ain＝0.09876，喉部面積（高度）Ath＝0.05283，膨脹比Ae／Ath＝1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7，以完全膨脹為原則所得各膨脹比所對(duì)應(yīng)的設(shè)計(jì)落壓比分別是3.059、3.858、4.640、5.432、6.243、7.076、7.933，噴管擴(kuò)張段長(zhǎng)度R＝0.0504，二次流噴射位置x／x1＝0.7247（取噴管喉部為軸向坐標(biāo)0點(diǎn)，x1為噴管擴(kuò)張段尾緣軸向位置），二次流噴射孔與噴管主流方向垂直，二次流噴射孔寬度為噴管喉部寬度的7.7%，二次流進(jìn)口面積大于噴射孔喉部面積，在本文所研究的二次流壓比條件下，二次流噴射孔出口達(dá)到聲速。噴管外型面保持不變，而外型面尾緣隨擴(kuò)張段末端的移動(dòng)而改變。

圖1 噴管幾何型面Fig.1 Nozzle geometry

1.2 氣動(dòng)條件

本研究中，假設(shè)噴管工作于海平面H＝0km，飛行馬赫數(shù)Ma0＝0.3，氣流方向角為0.0°，噴管進(jìn)口氣流總溫321.6K。

2 噴管流場(chǎng)數(shù)值模擬計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格劃分

為了準(zhǔn)確模擬噴管流場(chǎng)，特將整個(gè)計(jì)算域劃分為11個(gè)區(qū)域，其中噴管內(nèi)部流場(chǎng)分為2個(gè)區(qū)域，兩個(gè)二次噴射流共2個(gè)區(qū)域，自由流分為6個(gè)區(qū)域，噴管后部射流分為1個(gè)區(qū)域。對(duì)于遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，以噴管出口截面為參照，來(lái)流取5倍噴管出口長(zhǎng)度，下游取6倍噴管出口長(zhǎng)度，上下邊界取7倍噴管外壁最大截面長(zhǎng)度。需要說(shuō)明的是，擴(kuò)張段噴射孔入口的部分區(qū)域與外界小部分區(qū)域看起來(lái)重合，但實(shí)際相互之間并無(wú)干擾，網(wǎng)格劃分見(jiàn)圖2。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grids distribution

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

整個(gè)區(qū)域共劃分網(wǎng)格點(diǎn)16萬(wàn)，壁面y＋值接近1，并使用壁面插值函數(shù)。流場(chǎng)計(jì)算采用隱式格式求解對(duì)流項(xiàng)，采用有限體積法求解N－S方程，湍流模型選用k－ε模型。進(jìn)口給定總壓、總溫和氣流方向角，出口給定靜壓。相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)均根據(jù)第1節(jié)中的設(shè)計(jì)參數(shù)給出。整個(gè)流場(chǎng)采用噴管進(jìn)口參數(shù)進(jìn)行初始化。

在本研究中，通過(guò)分別位于噴管上下兩側(cè)的噴射孔同時(shí)噴射實(shí)現(xiàn)TS法控制氣動(dòng)推力矢量；通過(guò)位于擴(kuò)張段的噴射孔單獨(dú)噴射而位于喉部上方的噴射孔關(guān)閉實(shí)現(xiàn)SVC法控制流體推力矢量。

3 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

以落壓比NPR＝4.0，二次流噴射孔進(jìn)口總壓與主流總壓之比（稱(chēng)之為二次流壓比）SPR＝1.0，膨脹比Ae／Ath＝1.4為例對(duì)兩種流體推力矢量方式的流場(chǎng)進(jìn)行對(duì)比，當(dāng)位于喉部和擴(kuò)張段的噴射孔都噴射氣流時(shí)的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖3，只有擴(kuò)張段噴射孔噴射時(shí)的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖4。

由圖3可見(jiàn)，當(dāng)噴管上下兩側(cè)噴射時(shí)，噴管氣動(dòng)喉部嚴(yán)重偏離噴管的幾何喉部，噴管出口氣流方向也隨之發(fā)生了偏轉(zhuǎn)。上側(cè)噴射孔前分離區(qū)域位于噴管收縮段，從而對(duì)主流產(chǎn)生了阻塞作用，造成主流流量的減小。位于噴管喉部的噴射孔，其前后分離區(qū)域均小于擴(kuò)張段噴射孔，原因是喉部的氣流靜壓大于擴(kuò)張段，使喉部二次流入射深度較小。

由圖4可見(jiàn)，當(dāng)擴(kuò)張段噴射孔單獨(dú)噴射時(shí)，二次流噴射對(duì)噴管聲速線無(wú)影響（在本算例中，喉部下壁面處聲速線略受擾動(dòng)）。當(dāng)主流壓力不變時(shí)，二次流總壓影響二次流的入射深度，從而影響噴射孔上游分離區(qū)域的大小。噴射孔下游分離區(qū)域內(nèi)呈亞聲速流動(dòng)狀態(tài)，所以該區(qū)域壁面壓力與外界大氣壓相同［5］。

3.2 SVC法與TS法控制噴管矢量性能對(duì)比

為了確定TS法與SVC法控制噴管矢量性能對(duì)不同膨脹比噴管的適應(yīng)范圍，本研究對(duì)NPR分別為4和7時(shí)，噴管喉部高度相同，而膨脹比不同的噴管進(jìn)行了流場(chǎng)特性的數(shù)值模擬，NPR＝4時(shí)噴管性能見(jiàn)圖5，NPR＝7時(shí)噴管性能見(jiàn)圖6。

由圖5（a）和圖6（a）可見(jiàn)，噴管的膨脹比在約為1.5時(shí)是一個(gè)關(guān)鍵的分界點(diǎn)，當(dāng)膨脹比小于1.5時(shí)，采用TS法使噴管的推力矢量角更大；而當(dāng)膨脹比大于1.5時(shí)，采用SVC法使噴管的推力矢量角更大。由圖5（b）和圖6（b）可見(jiàn)，SVC法所對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)更大，這是因?yàn)椴捎肨S法時(shí)，喉部上方的噴射時(shí)主流流量減小，從而使TS法所對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)小于SVC法，同時(shí)，不同膨脹比所對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)有一個(gè)峰值。由圖5（c）和圖6（c）可見(jiàn)，SVC法主、次流流量比小于TS法，這是因?yàn)門(mén)S法有上、下兩個(gè)噴射孔同時(shí)在注入二次流氣體，同時(shí)二次流流量幾乎不隨膨脹比變化，由此可見(jiàn)，決定主、次流流量比的主要因素是二次流與主流總壓比（SPR）。

4 結(jié) 論

根據(jù)對(duì)具有不同膨脹比二元收擴(kuò)噴管的流場(chǎng)數(shù)值模擬計(jì)算，可以得出如下結(jié)論：

（1）TS法與SVC法所對(duì)應(yīng)的噴管聲速線具有不同的分布特征，TS法使噴管聲速線發(fā)生嚴(yán)重扭曲，而SVC法對(duì)噴管聲速線無(wú)影響；

（2）不同膨脹比所對(duì)應(yīng)的最優(yōu)矢量控制方法不同，當(dāng)膨脹比小于1.5時(shí)，宜采用TS法控制噴管推力矢量角，而膨脹比大于1.5時(shí)，則須采用SVC法；

（3）TS法在控制噴管氣動(dòng)矢量角度的同時(shí)，還可以限制噴管主流流量。

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