蔡 佳，李子杰，黃河峽，張可心，譚慧俊

(1.南京工業(yè)職業(yè)技術大學 航空工程學院，江蘇 南京 210023；2.南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著當前航空航天飛行器朝著更高速度、更強機動、更寬包線方向發(fā)展，以燃氣渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組合形式的推進系統(tǒng)(turbine based combined cycle engine,TBCC)，具有水平起降、可重復使用、用途廣泛的特點，并可發(fā)揮這兩類發(fā)動機在低速和高速的優(yōu)勢[1]，因此受到工程界和學術界的高度重視，并入選中國科協(xié)2020年發(fā)布的10個重大工程技術難題之一。尾噴管作為TBCC推進系統(tǒng)的重要部件，其主要是使發(fā)動機出口的燃氣在尾噴管中充分膨脹，將其攜帶的熱能和壓力能轉變?yōu)閯幽?，以增大發(fā)動機出口氣流的沖量，從而增大發(fā)動機的推力[2]。

由于TBCC尾噴管在很大的落壓比范圍內工作，且通過的質量流量變化幅度也較大，其擴張比從起飛狀態(tài)下的2變化至超聲速巡航狀態(tài)時的15～20[3]，必須采用一定的技術手段實現(xiàn)噴管喉道及面積擴張比的調節(jié)。目前，主要的調節(jié)方式均是機械式調節(jié)法為主，如外筒壁平移[4]、中心體局部轉動[5]、中心體和尾緣獨立轉動方案[6]等，這增加了噴管構型的復雜程度，并且噴管變幾何結構安裝于機匣外，在一定程度上又增加了發(fā)動機的阻力。氣動式可調噴管具有更加簡單的構型，工程實現(xiàn)難度較小又不帶來附加阻力[7]，獲得了學術界和工程領域研究人員的廣泛關注，其中典型的代表即引射噴管。其將來自進氣道唇罩一側邊界層的溢流(次流)引入噴管內與流出主噴管的氣體(主流)進行剪切及動能的摻混[8]，從而提高次流的動能，有效提升了噴管的推進性能，降低了噴管出口面積的調節(jié)需求，拓寬了進氣道—噴管的寬速域工作性能[9]。這種調節(jié)概念在美國SR—71飛行器的J—58發(fā)動機上得到成功應用[10]。由于次流來自于進氣道，其未經過燃燒，溫度相對較低，因此次流的存在可在一定程度上隔絕主噴管高溫氣流對噴管壁面加熱。Ordonez等驗證了引射噴管在發(fā)動機排氣系統(tǒng)溫度關鍵區(qū)域內引射冷卻空氣的有效性，并建立了引射噴管冷卻效率模型[11]。引射噴管在飛行器上的另一個典型應用即協(xié)和號飛機的Olympus 593發(fā)動機。Olympus 593引射噴管設計的初衷之一在于降低噴流噪聲[12]。Bradshaw等認為引射噴管降噪的主要機制在于主次流摻混可更多的噴射噪聲將在噴管內壁面中產生并被物理屏蔽；其次，高速排氣與引射的低速次流的混合使得引射排氣羽流的平均速度和剪切水平較低[13]。此外，Olympus 593的引射噴管還可以起到調節(jié)亞聲速狀態(tài)下的排氣流以及在著陸時產生反向推力的作用[12]。綜上可見，引射噴管這類排氣系統(tǒng)在改善推進系統(tǒng)氣動性能、降低冷卻需求和噪聲水平方面都有一定的優(yōu)勢。

盡管國外已有相關引射噴管的工程應用，但現(xiàn)有的研究更關注于引射噴管的推力性能，對其內部的流動結構、主次流之間的摻混特性等研究相對較少。而引射噴管內部的流動結構以及剪切層特性是決定其推進性能的關鍵，為此，本文設計了一種TBCC推進系統(tǒng)引射噴管，并仿真研究了引射噴管內部的流動特征，旨在為推進引射噴管的工程化奠定一定的理論基礎。

1 物理模型

根據發(fā)動機總體需求，本文所設計的引射噴管工作范圍為0～4Ma，其中4Ma為該發(fā)動機的巡航狀態(tài)，巡航狀態(tài)主噴管落壓比為75，總壓為2 100 K?；谥鲊姽芎淼澜孛孢_到臨界以及發(fā)動機的流量可確定主噴管喉道直徑Dp?；诎l(fā)動機主噴管尺寸、落壓比以及飛行器對引射噴管最大外廓尺寸約束，對引射噴管內部型面進行參數(shù)化設計，獲得了各設計參數(shù)(如引射套筒喉道直徑Dt、主噴管喉道到引射套筒喉道距離Lt、引射噴管出口直徑De、引射噴管長度Le等)對推力系數(shù)的影響規(guī)律，具體的參數(shù)化研究過程可參考文獻[14]，從而獲得了推力性能較優(yōu)的引射噴管結構，如圖 1所示。該引射噴管主要是由主噴管、次流通道、引射套筒、第三流路輔助進氣門以及出口面積調節(jié)片組成。當飛行馬赫數(shù)低于1.4時，由于主噴管落壓比較低，為了避免引射噴管內出現(xiàn)嚴重的過膨脹現(xiàn)象，第三流路輔助進氣門開啟，部分噴管外界氣流被吸入至引射噴管內，同時引射套筒尾部的出口面積調節(jié)片內折減小噴管面積擴張比；當飛行馬赫數(shù)大于1.4之后，第三流路輔助進氣門關閉[15]，出口面積調節(jié)片在內外壓差作用下逐漸往外旋轉，在4Ma狀態(tài)下到達最大面積位置，此時調節(jié)片外表面保持水平狀態(tài)。其中引射噴管的主要設計參數(shù)在表 1中列出，引射噴管各設計參數(shù)通過主噴管進口直徑D無量綱化，下文涉及的設計參數(shù)值均為無量綱量。由于引射噴管實際工作過程中次流通道的氣流來源于進氣道唇罩放氣，為了簡化研究，通過控制次流壓力實現(xiàn)引射噴管與進氣道的流量匹配。

圖 1 引射噴管子午面結構示意圖Fig.1 Illustration of the symmetrical plane of ejector nozzle

表1 引射噴管主要設計參數(shù)

2 仿真方法與算例檢驗

本文采用商業(yè)CFD軟件Fluent進行數(shù)值計算，由于引射噴管為軸對稱結構，故使用二維仿真方法獲得其內部流動特性。選用基于密度修正的N—S方程求解器，其中無黏對流通量采用Roe-FDS格式進行分裂，并以隱式格式的時間推進法加速數(shù)值計算的收斂；流動控制方程采用二階迎風格式進行離散。湍流模型選用S—A模型。設定的材料為理想氣體，使用Sutherland公式求解分子黏性系數(shù)；考慮到研究中噴管內的氣流溫度較高，其Cp(定壓熱容)是溫度的復雜函數(shù)，為此采用變比熱法來進行仿真研究。根據文獻[15]采用七次多項式來描述Cp與溫度的函數(shù)關系。采用ANSYS ICEM軟件對引射噴管計算域進行網格劃分。整個計算域采用結構化網格，二維仿真的網格量約為7萬，在壁面處進行了局部網格加密，保證引射噴管壁面的y+值范圍在1左右。圖 2給出了仿真計算域以及計算所用到的邊界條件，其中主噴管和次流噴管入口采用壓力進口邊界，自由來流采用壓力遠場邊界，所有的固體壁面均按照絕熱壁面處理。

圖2 仿真計算域以及邊界條件示意Fig.2 Schematic of computational domain and boundary conditions

為了驗證本文所采用計算方法對引射噴管內部流動預測的準確性，選用NASA風洞試驗[16]結果進行了算例驗證。圖 3為采用本文仿真方法的仿真結果與NASA風洞試驗結果的對比。圖3中給出了采用主噴管進口總壓Pp無量綱化的引射噴管壁面靜壓ρ/Pp分布，可以看出，采用本文仿真方法得到的仿真結果與試驗結果吻合良好，說明該數(shù)值仿真方法可以準確模擬引射噴管內主次流的摻混過程，可以用于開展包含兩股流體引射噴管的設計及其流動機理的研究。

圖3 仿真和試驗獲得的引射噴管壁面靜壓分布對比Fig.3 Comparison between numerical and experimental surface pressure

3 結果與討論

3.1 引射噴管巡航點基本流動特性

圖 4給出了飛行馬赫數(shù)Ma=4.0，主噴管落壓比NPRp=75，引射系數(shù)ω為0.02狀態(tài)下引射噴管內的流場結構，其中引射系數(shù)[17]

圖4 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number contour of the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

由于次流與主流存在速度差，主流與次流流體相互剪切、摻混形成超—亞聲速剪切層，通過剪切層進行動量傳遞。由于主流壓力較高，次流對主流的束縛作用較弱，使得主次流形成的剪切層逐漸附著在引射噴管套筒壁面，如圖 4中圓圈所示。此時由主次流形成的剪切層撞擊引射噴管套筒壁面形成若干弱壓縮波，弱壓縮波在引射噴管內匯聚形成一道斜激波。此外，引射噴管出口壓力仍然高于外界環(huán)境壓力，處于欠膨脹狀態(tài)，氣流將在外界環(huán)境中進一步膨脹。當噴管內流體流出噴管后與高速外流相撞，在外流一側形成一道激波，在內流一側形成膨脹波，從而實現(xiàn)內外壓力平衡，該狀態(tài)下具體的波系結構如圖 5所示。

圖6(a)顯示了引射噴管分流流線及亞/超聲速區(qū)域的分布情況，從圖中可以清晰看到，分流流線將引射噴管內部的流通區(qū)域劃分為主流區(qū)和次流區(qū)。在主流區(qū)內，主流在收縮主噴管出口附近達到聲速，形成聲速線，引射噴管套筒形成的擴張型面使主流進一步逐漸加速至超聲速。

圖5 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,設計點 引射噴管流場結構示意圖Fig.5 Schematic of the flow structure within the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

圖6 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管亞/超 聲速流動區(qū)及壁面靜壓變化曲線Fig.6 Subsonic/supersonic flow region and surface pressure of the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

在引射噴管出口位置，主流壓力顯著高于次流的壓力，主流處于欠膨脹狀態(tài)，因此在引射噴管尾緣產生一系列膨脹波使主流繼續(xù)膨脹。在次流區(qū)內，氣流一直加速，可以看到在靠近引射噴管出口附近加速至聲速，這主要是因為a～c點之間次流的流通面積逐漸減小，亞聲速次流在面積逐漸減小的通道內逐漸加速至聲速，c點后次流流通面積略有增大，達到聲速的次流在擴張型通道內繼續(xù)加速至超聲速，因此在次流區(qū)出現(xiàn)了聲速線及超聲速流動區(qū)。圖 6(b)給出了引射噴管套筒的壁面靜壓曲線，在a～b點之間壁面靜壓逐漸增大，并在b點達到最大值，b點同時也是主/次流剪切層在引射噴管套筒附壁點；b～c點由于流通面積繼續(xù)減小，亞聲速次流進一步加速至聲速，對應段的壁面靜壓呈下降趨勢；超聲速次流在c～d點的擴張型流通通道內加速膨脹，對應的壁面靜壓進一步下降。

為進一步分析由剪切層附壁誘導產生的斜激波特性，圖7顯示了由主噴管發(fā)出的流線1～5，e～i分別為流線與噴管內斜激波的交點。圖8為流線流經斜激波前后的壓力變化曲線，可以看出，圖中壓力突變是由斜激波對氣流的壓縮引起，其中，點i2后氣流壓力繼續(xù)增大，主要是由于對稱軸附近斜激波反射，流線5經過反射激波導致。表 2給出了流線在斜激波前后的壓比值及波前馬赫數(shù)，可以發(fā)現(xiàn)沿著激波方向(從外向內)，激波前后的壓比逐漸增大，說明沿著激波方向其強度在逐漸增強。

圖7 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,引射噴管內流線Fig.7 Streamlines in the ejector nozzle under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

圖8 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,不同流線的 激波前后壓力變化曲線Fig.8 Pressure across the shock points on different streamlines under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

表2 Ma=4,NPRp=75,ω=0.02,流線1～5激波前后壓比Tab.2 Pressure ratios across the shock points on streamlines 1～5 under Ma=4,NPRp=75,ω=0.02

3.2 引射系數(shù)對引射噴管流場結構的影響

實際引射噴管工作時，次流流過的流量應由進氣道—引射噴管一體化之后所決定。為了給后續(xù)一體化研究提供必要的數(shù)據和技術支撐，本文專門研究了不同次流通道流量(或引射系數(shù)ω)對引射噴管流場結構的影響，其中引射系數(shù)ω變化范圍為0～0.57。圖 9顯示了不同引射系數(shù)下的引射噴管流場馬赫數(shù)云圖。可以看出，當引射系數(shù)ω為0時，次流通道沒有入流，該狀態(tài)為一種極限狀態(tài)，此時引射噴管內的剪切層處于“附壁”狀態(tài)，當其附著在壁面時，超聲速氣流撞擊在引射套筒壁面形成了一道強激波。隨著ω逐漸增加至0.03時，次流對主流的束縛作用逐漸開始體現(xiàn)，但由于流量較小，剪切層仍然處于附壁狀態(tài)，其在引射噴管內附壁位置逐漸后移。當引射系數(shù)進一步逐漸增大時(ω=0.06～0.57)，剪切層逐漸脫離引射噴管壁面，此時的剪切層為“脫體”狀態(tài)；當ω增大到0.33以后，此時次流流量顯著增加，其對主流的束縛作用增強，剪切層偏向引射噴管對稱軸一側，流場中剪切層附壁產生的斜激波消失。當引射系數(shù)ω增大到0.57時，由于次流進氣速度很高，當次流流過主噴管背部折角時膨脹加速至超聲速。由于加速之后氣流壓力降低，低于當?shù)丨h(huán)境壓力，從而在次流通道擴張段出現(xiàn)一道弓形激波；此外，引射噴管喉道附近的次流速度已達到聲速，當引射噴管開始擴張時，次流流體加速至超聲速并迅速膨脹，而膨脹后的氣流方向與引射噴管壁面方向不一致，因此在引射噴管喉道后產生了弱壓縮波匯聚而成的斜激波，該道斜激波穿越剪切層折射至對稱軸，并在對稱軸反射。因此，當引射系數(shù)較低或較高時均可以在引射噴管內產生斜激波，但其形成原因不同：引射系數(shù)較低時，管內斜激波是由剪切層撞擊引射噴管壁面產生；而當引射系數(shù)較高時，管內斜激波是由次流通道內的斜激波穿越剪切層折射形成。

圖10對比了不同引射系數(shù)的主次流分流流線，可以看出，當引射系數(shù)ω為0時，分流流線附壁流動，隨著引射系數(shù)逐漸增大，分流流線逐漸遠離引射噴管壁面。因此，引射系數(shù)的大小將直接影響剪切層的流動特性，當引射系數(shù)較大時，剪切層處于脫體狀態(tài)，主流被剪切層束縛而無法充分膨脹；只有當剪切層處于附壁狀態(tài)時，主流獲得最大程度的膨脹。

圖 11給出了不同引射系數(shù)的引射噴管壁面靜壓曲線，可以看出，在A區(qū)內，當引射系數(shù)在0～0.03范圍內時，剪切層處于附壁狀態(tài)，剪切層附壁點為靜壓曲線最高點，因此該狀態(tài)在引射噴管擴張段的壁面靜壓曲線呈現(xiàn)為先升后降的趨勢。

圖11 Ma=4,NPRp=75,不同引射系數(shù)的 引射噴管壁面靜壓曲線Fig.11 Surface pressure distribution with different ejecting coefficients under Ma=4, NPRp=75

當剪切層處于附壁狀態(tài)時，增大引射系數(shù)使剪切層附壁點逐漸后移，且附壁點的靜壓峰值逐漸下降；在次流通道內，隨著引射系數(shù)增大，流體的靜壓水平逐漸提高，其流動的逆壓力梯度降低。當ω>0.33時，剪切層處于脫體狀態(tài)，此時次流為超聲速流體(1

為進一步探究引射系數(shù)引射噴管內激波特性的影響，圖 12給出了ω=0.006～0.06范圍時引射噴管內部斜激波前后壓比變化曲線?？梢钥闯觯丶げǚ较?r/Re遞減方向)激波前后壓比逐漸增大，激波強度逐漸增加。此外，還可以看到隨著引射系數(shù)的增大，p2/p1呈下降趨勢，這表明引射系數(shù)的增加使得引射噴管內斜激波的強度逐漸減弱，這主要是因為隨著引射系數(shù)增加，次流流量增大迫使剪切層逐漸脫離引射噴管壁面，剪切層對壁面的沖擊作用減弱，由此產生的斜激波強度變弱。

圖12 Ma=4,NPRp=75,ω=0.006～0.06,引射噴管內 斜激波前后壓比變化曲線Fig.12 Pressure ratios along the oblique shock under Ma=4, NPRp=75,ω=0.006～0.06

3.3 引射系數(shù)對引射噴管推力性能的影響

為了進一步評估引射系數(shù)對引射噴管推力性能的影響，表 3列出了不同引射系數(shù)條件下引射噴管出口的主要性能參數(shù)?？梢钥吹?，隨著引射系數(shù)的增加，次流絕對質量流量迅速增加，出口速度呈現(xiàn)出先增加后降低的趨勢，這主要是因為在小引射系數(shù)條件下，主流得以充分膨脹，出口速度較高，靜壓較低；隨著引射系數(shù)的增加，次流的束縛能力增強，主流膨脹減弱，因此出口速度逐漸降低，氣流處于較高的欠膨脹狀態(tài)。

表3 Ma=4,NPRp=75,不同引射系數(shù)條件下引射噴管出口性能參數(shù)Tab.3 Exit performance parameters of the ejector nozzle with different ejecting coefficient under Ma=4, NPRp=75

由于該引射噴管包含兩個流路，其推力系數(shù)的計算需要綜合考慮主/次流的推進性能，推力系數(shù)

式中:Fa為出口沖量；Fi為主次流的等熵推力。

表3給出了巡航點下不同引射系數(shù)下的引射噴管推力系數(shù)。由表3可知，推力系數(shù)隨引射系數(shù)的增大先增加后減小，引射系數(shù)在0.006～0.06的范圍內推力系數(shù)可以達到0.95以上。由于推力是由壓差推力和動量推力兩部分組成，結合前面的分析可知動量推力先增加后降低，而壓差推力先降低后增加，因此動量推力占據主導地位。過大的引射系數(shù)下，盡管增加了次流流量，但畢竟其本身的落壓比相比于主流要低得多，流體所具有的機械能要低，其能產生的推力增益有限。因此，在實際引射噴管設計中，在巡航點下，引射噴管的引射系數(shù)應不宜超過0.33，否則引射噴管的推力優(yōu)勢很難體現(xiàn)出來，甚至會產生負增益。維持引射系數(shù)在0.006～0.06時，可獲得較優(yōu)的推力性能。

4 結論

1)巡航狀態(tài)下，引射噴管內部主要的流動結構為主/次流剪切層、匯聚激波；沿著匯聚激波方向，激波逐漸增強。

2)剪切層將主次流分隔開，對于主流，其在引射噴管內膨脹加速至超聲速；對于次流，其從亞聲速逐漸加速，在出口附近加速至超聲速；剪切層存在“附壁”和“脫體”2種典型的流動狀態(tài)。當引射系數(shù)較低時，剪切層為“附壁”狀態(tài)；當引射系數(shù)逐漸增加，剪切層附壁的位置逐漸后移并最終完全脫離壁面。

3)隨著引射系數(shù)的增加，次流對主流的束縛作用越強，推力系數(shù)呈現(xiàn)出先增加后降低的趨勢，當引射系數(shù)在0.006～0.06時，引射噴管的推力系數(shù)可達到0.95以上。