王建明，夏瑄澤，劉曉東，王成軍

(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空發(fā)動機學(xué)院;2.沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省航空推進系統(tǒng)先進測試技術(shù)重點實驗室,遼寧 沈陽 110136)

隨著航空工業(yè)的發(fā)展，未來飛行器對于超機動性和短距離起降的需求愈發(fā)緊迫，而矢量噴管技術(shù)正是提高飛行器的機動性與操縱性的關(guān)鍵技術(shù)[1-3]。矢量噴管分為機械矢量噴管和流體矢量噴管[4]，其中流體矢量噴管具有結(jié)構(gòu)簡單、易于維修、可靠性高等優(yōu)點[5]。如今流體矢量噴管已經(jīng)發(fā)展出激波矢量控制[6]、雙喉道控制[7]、喉道傾斜控制[8]、逆流控制[9]等。逆流控制由于具有能夠?qū)崿F(xiàn)較大的推力矢量角，且推力損失少、二次流量的需求小、噴管出口主流為亞音速或超音速均可使用等優(yōu)點，成為較矚目的流體矢量噴管技術(shù)之一[10-11]。逆流控制矢量噴管的工作原理是在矩形收擴噴管外部加裝一個外套，并在噴管出口上下形成二次流通道，啟動二次流通道內(nèi)的抽吸系統(tǒng)，外套上下產(chǎn)生壓差，使主流發(fā)生偏轉(zhuǎn)。

逆流控制矢量噴管是Strykowski等率先提出的一種流體矢量噴管，其對二元噴管出口馬赫數(shù)為2的單軸逆流推力矢量的技術(shù)方案進行實驗，得到的最大矢量角為16°[12-13]。此后國內(nèi)外學(xué)者對于逆流控制矢量噴管進行了相應(yīng)的研究，Deere總結(jié)了NASA蘭利研究中心的實驗與數(shù)值仿真計算結(jié)果，找到了有利于逆流控制矢量噴管性能的幾何參數(shù)[14]。Lim等通過數(shù)值仿真計算研究了不同主噴管壓力比條件下，主流附體現(xiàn)象發(fā)生時的附體點的位置，得出當(dāng)抽吸質(zhì)量流量與主流質(zhì)量流量比為5%時會產(chǎn)生矢量推力[15]。汪明生等通過數(shù)值模擬的方法研究了逆流控制矢量噴管的非頂層內(nèi)流特性，及幾何參數(shù)對噴管性能影響[16-17];史經(jīng)緯等研究了逆流控制矢量噴管主流附體的產(chǎn)生機理及實現(xiàn)附體主流脫體的方法[18]；劉趙淼等研究了外流馬赫數(shù)對逆流控制矢量噴管性能的影響[19]。

為了能夠進一步提高逆流控制矢量噴管的矢量推力性能，本文在原噴管模型的基礎(chǔ)上，提出了一種引射式逆流控制矢量噴管，稱為改進型噴管。其改進的結(jié)構(gòu)是在外套管尾部沿切線方向增加一個引射通道，并分析引射及其壓強變化對于噴管流場及矢量角的影響。

1 數(shù)值計算方法

1.1 計算模型

本文研究的引射式逆流控制矢量噴管是基于文獻[13]的逆流控制矢量噴管模型所改進的。原型結(jié)構(gòu)如圖1(a)所示，噴管出口截面高度H=0.013 m，主噴管膨脹比(主噴管出口面積/喉道面積)π=1.69，設(shè)計落壓比NPRD=7.824,二次流通道高度G=0.007 54 m，外套管軸向長度L=0.089 7 m，橫向高度C=0.021 m，模型坐標(biāo)原點在主噴管出口中心處，其中X軸平行于噴管出口方向，Y軸垂直于噴管出口方向向上，Z軸與XY軸滿足右手定則。在原型噴管的基礎(chǔ)上，于外套管尾部處增加一個引射通道，改進后的噴管如圖1(b)所示，引射角度θ=23°，引射通道高度B=0.002 m。

圖1 計算模型

1.2 計算網(wǎng)格及參數(shù)設(shè)置

對引射式流逆流控制矢量噴管模型采用分區(qū)生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格方法，共分成6個區(qū)：主噴管內(nèi)流區(qū)域、逆向流區(qū)域、同向流區(qū)域、引射區(qū)域、外套管內(nèi)的矢量化流場區(qū)域以及外流場區(qū)域。對于近壁面處的邊界層進行加密處理，第一層網(wǎng)格的y+<1，對同向及逆向流區(qū)域內(nèi)的剪切層進行局部加密處理。圖2為三維引射式流逆流控制矢量噴管的計算域及噴管模型的內(nèi)流場網(wǎng)格。

圖2 計算域及內(nèi)流場網(wǎng)格

選用Fluent軟件進行數(shù)值模擬，選用可實現(xiàn)的k-ε湍流模型，參考文獻[13]給定的邊界條件：噴管主流進口總壓強為0.79 MPa，同向二次流總壓強為0.10 MPa，引射總壓強為0.11～0.20 MPa，三者均給定為壓力入口；逆向二次流抽吸壓為0.08 MPa，給定為壓力出口；噴管主流，同向、逆向二次流及引射總溫度均為300 K；外流場入口總壓強為0.10 MPa，給定為壓力出口，總溫度300 K；所有壁面均給定為絕熱無滑移固壁邊界。

噴管內(nèi)流各性能參數(shù)計算公式如下:

推力矢量角

(1)

推力系數(shù)

(2)

其中,P2、P3分別為逆向二次流及同向二次流入口的壓力,ρ1、U1表示主流出口處的密度及速度，Pe為外套管出口處的壓力，Ry、Rx分別為飛機為發(fā)動機提供的軸向y及徑向x的支撐力分力,mi為主流的質(zhì)量流量,T0、P0為主噴管入口處的滯止溫度及壓力。

2 計算結(jié)果與分析

2.1 計算準(zhǔn)確性驗證

圖3 計算結(jié)果與實驗結(jié)果的對比及網(wǎng)格無關(guān)性驗證

為了驗證數(shù)值模擬計算的準(zhǔn)確性，保持其他參數(shù)不變，取抽吸壓力P2=0.076 MPa進行計算，同時網(wǎng)格的數(shù)量關(guān)系著數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性，為了保證計算的準(zhǔn)確性，同時對網(wǎng)格進行無關(guān)性驗證。如圖3所示，分別對170×104、200×104、230×104和260×1044種網(wǎng)格進行計算，其中當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量為230×104時，計算結(jié)果曲線與文獻[13]的實驗結(jié)果基本吻合，但是在外套管上壁面末端計算數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)存在差別。分析其原因：實驗中對于外套管上壁面的壓力監(jiān)測采用取點測量的方法，兩點之間距離稍遠，未能監(jiān)測到上壁面末端在兩點之間的壓力變化，仿真計算的網(wǎng)格節(jié)點更加密集，因此能監(jiān)測到外套管尾部的壓力變化。當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量≥230×104時，外套管上壁面靜壓分布基本不再變化，且此時計算速度相對較快。因此選取模型網(wǎng)格數(shù)量為230×104進行計算。綜上所述，本文的數(shù)值模擬研究結(jié)果是可信的。

2.2 增強型噴管與原型噴管的結(jié)果對比

為研究引射式逆流控制矢量噴管的流場和性能參數(shù)，并與原型噴管進行比較，確保兩噴管的其他參數(shù)不變，取改進型噴管的引射壓強為0.20 MPa，對原型和改進型噴管進行計算。

壓力系數(shù)

(3)

其中,Pin為主噴管進口靜壓，ρin與vin為主噴管入口氣流的密度與速度。

圖4為沿原型噴管與改進型噴管Z軸方向與X軸方向壓力系數(shù)分布的截面圖。圖4(a)、4(b)分別為兩噴管的一系列Z截面，在外套管下游主流上側(cè)處，原型噴管的壓力系數(shù)大于改進型噴管的壓力系數(shù)。在外套管出口位置處原型噴管的主流上下兩側(cè)壓力系數(shù)基本一致，而相同區(qū)域的改進型噴管主流上側(cè)壓力系數(shù)明顯小于主流下側(cè)壓力系數(shù)，具體差別如圖5所示。

圖4(c)、4(d)分別為兩噴管的一系列X截面，原型噴管與改型噴管在外套管內(nèi)以X=0.045 m處(圖中箭頭所指截面)為界，改進型噴管在X>0.045 m區(qū)域的壓力系數(shù)小于原型噴管。兩噴管在X<0.045 m區(qū)域的主流上下兩側(cè)壓力系數(shù)基本一致。

圖4 兩噴管沿Z軸與X軸不同截面的壓力系數(shù)分布

圖5 兩噴管外套管出口處主流上下兩側(cè)壓力系數(shù)分布

通過沿Z軸與X軸截面對比可以看出改進型噴管的引射明顯改變了外套管內(nèi)部及出口處主流上側(cè)的流場結(jié)構(gòu)，使上側(cè)壓力降低，導(dǎo)致主流上下兩側(cè)壓差增大，使得主流偏轉(zhuǎn)角度增加。從圖4可以看到，兩噴管的壓力系數(shù)分布沿對稱面兩側(cè)基本一致，因此通過研究對稱面(Z=0)處的流動結(jié)構(gòu)來揭示噴管三維流場結(jié)構(gòu)的變化是可行的。

圖6為原型噴管與改進型噴管在Z=0處截面的馬赫分布云圖。如圖6所示，此時原型噴管的推力矢量角為10.42°，推力系數(shù)為96.33%；改進型噴管的推力矢量角為13.31°，推力系數(shù)為97.05%，與原型噴管相比，改進型噴管在外套管尾部增加一股引射射流。由于引射射流與主流都屬于高速射流，在外流場流動時會卷吸周圍大氣，且引射射流與主流之間距離較近，兩股氣流之間相互吸引使得主流向上偏移。改進型噴管在同等工況下，通過高速引射射流使推力矢量角提升2.89°，推力系數(shù)提升0.72%。

圖6 兩噴管在Z=0處截面的馬赫數(shù)分布

2.3 引射式逆流控制矢量噴管的機理分析

圖7為原型噴管與改進型噴管Z=0處截面的壓力系數(shù)云圖對比。如圖7(a)所示，在原型噴管的外套管內(nèi)部上側(cè)，壓力系數(shù)沿X軸方向，從左側(cè)低壓力系數(shù)區(qū)向右逐漸增大，經(jīng)由過渡區(qū)域，最終與外流場大氣相同，在外套管出口位置，通過觀察等值線可以發(fā)現(xiàn)，主流上下兩側(cè)的壓力系數(shù)沿X軸基本相同，當(dāng)主流射出外套管后，主流兩側(cè)不再出現(xiàn)壓差。在圖7(b)中，由于外套管尾端引射的影響，在改進型噴管的外套管內(nèi)部上側(cè)，左側(cè)低壓力系數(shù)區(qū)與過渡區(qū)域同時向外擴張，并且過渡區(qū)域在外套管出口處，形成一道弧形邊界(圖7(b)中圓圈標(biāo)識區(qū)域)。與原型噴管相比，改進型噴管的外套管內(nèi)部上側(cè)的總體壓力系數(shù)更低，當(dāng)主流射出外套管后，在一定區(qū)域內(nèi)，主流兩側(cè)仍存在壓差。

低壓力系數(shù)區(qū)域與過渡區(qū)域向外擴張的原因在于：弧形邊界所在的區(qū)域上下存在引射射流與主流兩股高速氣流，這兩股高速氣流在弧形邊界右側(cè)匯合射出，使得外套管內(nèi)部的低壓氣流無法與外流場大氣直接接觸提高壓強，導(dǎo)致低壓力系數(shù)區(qū)與過渡區(qū)域向外擴張，并在射流與主流匯合處形成弧形邊界。結(jié)合Z軸與X軸各截面與Z=0處截面的壓力系數(shù)分析可知，改進型噴管矢量角增大的原因在于：總體上主流兩側(cè)的壓差增大。這是改進型噴管推力矢量角提高的第一個原因。

圖7 兩噴管在Z=0處截面的壓力系數(shù)分布

圖8為原型噴管與改進型噴管外套管內(nèi)及出口處Z=0的矢量流線分布。如圖8(a)所示，主流流線在外套管尾部區(qū)域沿來時白色箭頭方向射出，而在圖8(b)中，主流上側(cè)出現(xiàn)大尺度渦結(jié)構(gòu)，同時在圓圈處可以看到，主流上側(cè)的流體先隨著渦結(jié)構(gòu)向上偏轉(zhuǎn)接觸到引射氣流，而后隨引射氣流再次匯入主流。結(jié)合前文Z=0處截面的馬赫數(shù)分析所述，驗證了距離較近的兩股高速射流產(chǎn)生的卷吸效應(yīng)，會相互吸引流體匯合，使得主流上側(cè)流體向上偏轉(zhuǎn)，同時帶動主流整體向上。這是改進型噴管推力矢量角提高的第二個原因。

圖8 兩噴管在Z=0處截面的矢量流線分布

2.4 引射壓強對引射式逆流控制矢量噴管性能參數(shù)的影響

為了進一步探索引射壓強對改進型噴管性能參數(shù)及流場結(jié)構(gòu)的影響，本文保持其他參數(shù)不變，以引射壓強P4為變量，取P4為0.11～ 0.20 MPa時分析引射壓強變化對噴管推力矢量角與推力系數(shù)的影響。

圖9為引射式逆流控制矢量噴管推力矢量角和推力系數(shù)CT隨引射壓強P4的變化曲線。從圖9(a)可以看到，在引射壓強P4從0.11 MPa增加到0.20 MPa的過程中，推力矢量角整體呈線性增長趨勢。從圖9(b)中可以看到隨著引射壓強的增加，CT在初期呈下降趨勢(P4<0.13 MPa)，隨著引射壓強的繼續(xù)增加,在0.14～0.18 MPa，CT開始出現(xiàn)下降、增大再下降的波動現(xiàn)象，其中0.15 MPa與0.18 MPa對應(yīng)的推力系數(shù)都處于對應(yīng)波動的最低點。當(dāng)引射壓強增大到0.19 MPa以上時，推力系數(shù)增大到最高點并保持不變。具體數(shù)據(jù)如表1所示，當(dāng)P4=0.20 MPa時，推力矢量角達到了13.31°，推力系數(shù)達到97.05%，此時的噴管具有最好的矢量性能。

圖9 不同引射壓強對推力矢量角和推力系數(shù)的影響

推力系數(shù)產(chǎn)生波動的原因：如前文所述，引射會對外套管內(nèi)部的壓力及流場產(chǎn)生影響，主要變化部位在外套管出口處，因此會對Pe產(chǎn)生影響，進而影響推力系數(shù)。隨著引射壓強逐漸增加，引射中的氣流從隨大氣被吸入近外套管，到直接匯入進主流的過程中，Pe相較于原型噴管的數(shù)值一直在逐漸降低，因此從整體上看推力系數(shù)有所提高。但Pe的數(shù)值對于推力系數(shù)整體計算而言影響較小，因此推力系數(shù)整體會存在數(shù)值較小的波動現(xiàn)象。

表1 不同引射壓強下推力矢量角與推力系數(shù)

圖10 不同引射壓強下外套管上壁面靜壓分布

推力矢量角和推力系數(shù)是噴管氣動效率的重要參數(shù)之一，隨著引射壓強的增加改進型噴管的推力矢量角持續(xù)增大，推力系數(shù)雖然有所波動，但從整體看呈上升趨勢，因此引射壓強的增大對改進型噴管的氣動效率有明顯提高。

圖10為引射式逆流控制矢量噴管在不同引射壓強下外套管上壁面的靜壓分布。從圖中可以看到隨著射流壓力的增加，在外套管前方(X<0.04 m)的靜壓有所降低，相對于前方外套管后方的部靜壓開始變大，并在尾部出現(xiàn)壓力快速增大。當(dāng)引射壓強為0.11 MPa時，在外套管(X>0.08)位置壓力先由增長轉(zhuǎn)為平穩(wěn)后再在尾部有小幅度的快速增大。當(dāng)引射壓強由0.12 MPa變化到0.20 MPa時，外套管壓力分布曲線變化趨勢基本相同，只有尾部位置的靜壓隨引射壓強的增大而提高。外套管上下壁面的壓力分布是逆流控制矢量噴管推力矢量角的重要影響因素，外套管上壁面的壓力分布整體上隨著引射壓強的增大而減小，外套管下壁面壓力分布基本保持不變，因此使主流兩側(cè)的壓力差增大從而導(dǎo)致推力矢量角增大。

3 結(jié)論

在逆流推力矢量噴管的基礎(chǔ)上提出了一種引射式逆流推力矢量噴管的設(shè)計理念，并通過數(shù)值模擬的方法研究了該噴管三維模型的靜態(tài)特性，研究結(jié)果表明：

(1)相比于原型噴管，同等工況下改進型噴管的推力矢量角提高2.89°，推力系數(shù)提高0.72%。引射式逆流控制矢量噴管相比于原型噴管有更好的推力性能。

(2)增加的引射能夠改變噴管外套管內(nèi)部的流場結(jié)構(gòu)，使主流上側(cè)的低壓區(qū)域增大，導(dǎo)致主流兩側(cè)總體的壓差增大，增加了主流偏轉(zhuǎn)角度；同時引射與主流兩股高速氣流在外流場中距離較近，相互間產(chǎn)生卷吸效應(yīng)，使得主流向上偏轉(zhuǎn)。

(3)改進型噴管在引射壓強P4從0.11 MPa到0.20 MPa的過程中，推力矢量角從10.45°增大到13.31°，推力系數(shù)在96.71%～97.05%波動，但總體呈現(xiàn)增大趨勢；當(dāng)P4=0.20 MPa時，引射式逆流控制矢量噴管能夠獲得最大矢量角13.31°與最大推力系數(shù)97.05%。