激波控制矢量噴管流動(dòng)與工作特性研究

(北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191)

吳 盟，額日其太

1 引言

推力矢量技術(shù)可顯著提高飛機(jī)和導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性、靈活性、生存能力，是未來(lái)高性能飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一。激波控制矢量噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕，是矢量噴管技術(shù)的重要發(fā)展方向。與機(jī)械調(diào)節(jié)噴管相比，激波控制矢量噴管可使噴管重量減輕24%～80%，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比提高7%～12%，噴管成本和維護(hù)費(fèi)用降低37%～53%[1]。另外，通過(guò)消除運(yùn)動(dòng)部件和縫隙，還可減小雷達(dá)散射截面，提高飛機(jī)隱身性能。

激波控制矢量噴管是在噴管擴(kuò)張段注入射流，產(chǎn)生一道斜激波，噴管主流通過(guò)斜激波時(shí)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生矢量推力，實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。激波控制矢量噴管可產(chǎn)生較大的矢量角度。對(duì)于其工作機(jī)理及特性，國(guó)內(nèi)外均進(jìn)行了較多研究，發(fā)現(xiàn)隨著落壓比的增大，噴管的推力矢量性能降低[2～6]，較高飛行馬赫數(shù)下噴管的推力矢量性能降低[7]，但仍未完全研究清楚外流馬赫數(shù)和落壓比對(duì)噴管推力矢量性能的影響機(jī)制。為此，本文利用數(shù)值模擬方法，研究了噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，軸向推力和推力矢量隨射流流量、外流馬赫數(shù)、落壓比的變化規(guī)律，并在此基礎(chǔ)上分析了以上因素對(duì)噴管推力矢量性能的影響機(jī)制。

2 數(shù)值模擬方法

2.1 計(jì)算格式及驗(yàn)證

本文采用的數(shù)值模擬方法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法，控制方程為一般曲線坐標(biāo)系下強(qiáng)守恒形式的N-S方程。為提高收斂速度和求解精度，離散格式選用隱式二階迎風(fēng)格式，湍流模型為RNGk-ε二方程模型。

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)文獻(xiàn)[4]中激波控制矢量噴管方案1進(jìn)行數(shù)值模擬，并與其試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，圖1為壁面壓力分布對(duì)比結(jié)果。圖中，p/p0為壁面壓力與噴管進(jìn)口總壓之比，X/Xt為噴管不同位置與噴管長(zhǎng)度之比。從圖中看，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合很好，說(shuō)明本文采用的數(shù)值模擬方法可很好地模擬激波控制矢量噴管的流動(dòng)。

2.2 計(jì)算有關(guān)參數(shù)

研究對(duì)象為軸對(duì)稱收擴(kuò)噴管，設(shè)計(jì)落壓比NPRD=7。噴管喉道直徑為30.00 mm，噴管總長(zhǎng)度Xt=69.06 mm，擴(kuò)張段長(zhǎng)度Lt=40.78 mm，注氣縫位于擴(kuò)張段上，且其中心線到噴管進(jìn)口的長(zhǎng)度Xi=58.06 mm，注氣縫寬度為2.00 mm，注氣縫周向角度為60°，射流方向垂直于噴管軸線方向。

圖2所示為計(jì)算用的分區(qū)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為提高計(jì)算精度，對(duì)壁面和注氣縫附近區(qū)域進(jìn)行了加密。

基本計(jì)算條件為：主流和射流進(jìn)口總壓均為500 kPa，進(jìn)口總溫均為300 K。外流馬赫數(shù)為0.01，環(huán)境壓力為100 kPa，環(huán)境總溫為300 K。

3 結(jié)果分析

3.1 噴管軸向推力與矢量力分析

噴管的軸向推力Fx可用下式描述：

式中：m為噴管質(zhì)量流量，Vex為噴管出口截面氣流軸向速度，p為噴管出口截面氣流壓力，pa為環(huán)境壓力。由于噴管出口截面氣流參數(shù)并不均勻，因此應(yīng)將式(1)寫(xiě)成如下積分形式，并在噴管出口截面進(jìn)行積分運(yùn)算。

式中：ρ為氣體密度。噴管推力包括兩部分，第一部分來(lái)源于氣體的高速運(yùn)動(dòng)(動(dòng)量推力，記作Fx1)，第二部分來(lái)源于噴管出口壓力與環(huán)境壓力之差(壓差推力，記作Fx2)。則：

噴管產(chǎn)生的矢量力Fy可寫(xiě)成如下形式：

式中：Vey為噴管出口截面垂直于軸向的氣流速度。則噴管的矢量角α為：

為對(duì)比研究，將氣流速度與噴管軸線不重合所產(chǎn)生的矢量角定義為速度矢量角αV，即噴管氣流偏轉(zhuǎn)角。

3.2 落壓比NPR=5時(shí)的噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

由文獻(xiàn)[1]可知，噴管在小落壓比下推力矢量性能較好，且小落壓比下試驗(yàn)比較容易實(shí)現(xiàn)。本文重點(diǎn)研究NPR=5時(shí)噴管的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

圖3為NPR=5時(shí)噴管對(duì)稱面馬赫數(shù)和壓力分布圖，以及噴管對(duì)稱面注氣縫附近的速度矢量圖。從圖中看，噴管擴(kuò)張段注氣縫注入射流后，主流受到射流干擾，在注氣縫上游產(chǎn)生弓形激波、分離區(qū)和分離激波。弓形激波與分離激波匯合，形成斜激波和λ波系，噴管氣流通過(guò)斜激波時(shí)發(fā)生偏轉(zhuǎn)。分離區(qū)內(nèi)氣流馬赫數(shù)較低，壓力較高，在噴管上壁面形成高壓區(qū)；在噴管注氣縫下游，形成一與外界環(huán)境連通的開(kāi)放回流區(qū)，回流區(qū)及其臨近壁面壓力受環(huán)境壓力影響，并與環(huán)境壓力接近。在本算例計(jì)算條件下，噴管下壁面未受射流影響，壁面壓力分布沒(méi)有發(fā)生變化；由于上壁面壓力升高，下壁面壓力無(wú)變化，因此噴管上、下壁面形成很大壓差，產(chǎn)生矢量推力。

3.3 射流流量對(duì)噴管性能的影響

為研究射流流量對(duì)噴管性能的影響，在其它參數(shù)不變的條件下，將射流流量比的變化范圍調(diào)整為4.10%～8.18%。

表1所示為射流流量對(duì)噴管推力矢量性能的影響(ms/mm表示擴(kuò)張段射流占主流的百分比，η為噴管的推力矢量效率)。從表中可以看到，隨著射流流量的增大，F(xiàn)x與Fy均增大且Fx增大量較小，因此矢量角增大。但是，隨著射流流量的增大，噴管推力矢量效率逐漸降低，因此小射流流量時(shí)矢量角變化較快，大射流流量時(shí)變化較慢。如射流流量從4.10%增加到6.83%時(shí)，矢量角增大2.09°；射流流量從6.83%增大到8.18%時(shí)，矢量角只增加了0.21°。

表1 射流流量對(duì)噴管推力性能的影響Table 1 Nozzle performance for different injection flow rates

圖4所示為不同射流情況下噴管的壁面壓力分布圖(圖中0°表示射流一側(cè)的壁面中心線，90°、180°分別為側(cè)邊和與注氣縫相對(duì)的壁面中心線，下同)，圖5為不同射流流量時(shí)噴管對(duì)稱面的壓力分布圖。由圖中可看出，隨著射流流量的增大，射流的穿透深度增大，分離激波的位置前移、強(qiáng)度增大，分離區(qū)擴(kuò)大，使上壁面高壓區(qū)范圍擴(kuò)大、壓力升高，而下壁面壓力分布未受影響，所以噴管上、下壁面壓差增大，矢量角逐漸增大。但矢量角的變化率低于射流流量的變化率，因此推力矢量效率逐漸降低。當(dāng)射流流量增大到一定程度(如8.18%)時(shí)，斜激波在下壁面發(fā)生反射，造成噴管出口附近的下壁面壓力升高，上、下壁面壓差減小，產(chǎn)生的矢量角與6.83%時(shí)的基本相同，但噴管的推力矢量效率顯著降低。

3.4 外流馬赫數(shù)對(duì)噴管性能的影響

外流馬赫數(shù)Ma(far)的變化范圍為0.01～2.50，其余計(jì)算參數(shù)不變。

Table 2 Nozzle performance for different flight Mach number

外流馬赫數(shù)對(duì)噴管性能的影響見(jiàn)表2。可見(jiàn)，隨著馬赫數(shù)的增大，F(xiàn)x與Fy均減小且Fy減小較多，因此噴管推力矢量性能降低。不過(guò)激波控制矢量噴管在實(shí)際應(yīng)用中還要考慮飛行器飛行速度的影響。

圖6、圖7分別為外流馬赫數(shù)對(duì)噴管壁面壓力和對(duì)噴管對(duì)稱面流場(chǎng)壓力分布的影響(為了強(qiáng)調(diào)對(duì)比，圖中壓力分布范圍為進(jìn)口總壓的0.12～0.48倍)。可見(jiàn)，隨著外流馬赫數(shù)的增加，噴管注氣縫下游壓力降低，下壁面基本無(wú)變化，因此上、下壁面壓差減小，噴管推力矢量性能下降。原因?yàn)橥饬黢R赫數(shù)較大時(shí)，外流沿噴管外壁面膨脹，并在噴管出口附近形成大的分離區(qū)，使得噴管出口附近壓力顯著降低。外流馬赫數(shù)越大，分離區(qū)越大，分離區(qū)內(nèi)壓力就越低。另外，由于噴管注氣縫下游形成了開(kāi)放的回流區(qū)(見(jiàn)圖3)，且回流區(qū)內(nèi)速度較低、壓力受環(huán)境壓力影響很大，因此擴(kuò)張段上壁面注氣縫下游壓力與出口附近壓力接近，并隨著外流馬赫數(shù)的增大而降低；下壁面未受環(huán)境壓力影響，壁面壓力分布無(wú)變化，因此噴管上、下壁面壓差降低，噴管推力矢量性能降低。

3.5 落壓比對(duì)噴管性能的影響

落壓比變化范圍為4～50，其余計(jì)算參數(shù)不變。

表3為落壓比對(duì)噴管軸向推力的影響。從表中可以看到，隨著落壓比的增大，F(xiàn)x1/Fx減小，F(xiàn)x2/Fx增大。圖8所示為落壓比對(duì)矢量角和速度矢量角的影響。從圖中看，落壓比較小時(shí)，噴管矢量角略大于速度矢量角；落壓比較大時(shí)，噴管矢量角小于速度矢量角，推力矢量性能下降。其原因是：噴管落壓比從較小值開(kāi)始增大的過(guò)程中，會(huì)經(jīng)歷過(guò)度膨脹、完全膨脹和欠膨脹等不同工作狀態(tài)。由式(2)可知，當(dāng)落壓比較小、噴管工作在過(guò)度膨脹狀態(tài)時(shí)，噴管出口壓力低于環(huán)境壓力，F(xiàn)x2為負(fù)值，導(dǎo)致Fx1大于Fx，因此矢量角大于速度矢量角；隨著落壓比的增大，噴管出口壓力高于環(huán)境壓力，F(xiàn)x2為正值，這時(shí)Fx1小于Fx，因此矢量角小于速度矢量角。而且，噴管欠膨脹程度越高，F(xiàn)x2越大，矢量角和速度矢量角的差就越大。

表3 落壓比對(duì)噴管推力組成的影響Table 3 Thrust component for differentNPR

圖9為落壓比對(duì)噴管壁面壓力分布的影響。由圖中可以看到，隨著落壓比的增大，注氣縫上游產(chǎn)生的分離激波位置略有后移，分離區(qū)減小，在噴管上壁面形成的高壓區(qū)減小，注氣縫上游區(qū)域的平均壁面壓力降低；落壓比增大時(shí)，環(huán)境壓力降低，由于注氣縫下游的回流區(qū)與環(huán)境連通，注氣縫下游的壁面壓力也降低；而噴管下壁面壓力未受落壓比的影響，因此噴管上、下壁面的壓差減小，矢量性能降低。

4 結(jié)論

(1)隨著外流馬赫數(shù)的增大，噴管推力矢量效率降低。在激波控制矢量噴管應(yīng)用過(guò)程中，要考慮飛行速度的影響，并盡量避免噴管出口形成大的低壓區(qū)。

(2)增大射流流量可有效增大噴管矢量推力，不過(guò)當(dāng)射流流量過(guò)大時(shí)，斜激波可能會(huì)影響下壁面的壓力分布，導(dǎo)致推力矢量性能下降。

(3)落壓比增大使得噴管的推力矢量性能降低。在落壓比增大過(guò)程中，噴管工作狀態(tài)從過(guò)膨脹狀態(tài)向欠膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變，壓差推力越來(lái)越大，噴管的矢量角和氣流偏轉(zhuǎn)角相差也越來(lái)越大。

(4)噴管推力矢量性能對(duì)噴管壁面的壓力分布變化較為敏感，激波控制矢量噴管可通過(guò)提高上壁面壓力或降低下壁面壓力來(lái)提高其推力矢量性能。

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