吳 盟 額日其太 王猛杰 杜江毅

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

推力矢量控制技術(shù)通過(guò)控制發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流方向來(lái)控制飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行，它可補(bǔ)充或取代常規(guī)飛行控制面產(chǎn)生的氣動(dòng)力來(lái)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行飛行控制.大量研究表明，采用推力矢量控制技術(shù)能實(shí)現(xiàn)過(guò)失速機(jī)動(dòng)，改進(jìn)飛機(jī)性能和機(jī)動(dòng)性，縮短起落滑跑距離，減小飛機(jī)阻力和重量，從而提高飛機(jī)的作戰(zhàn)效能和生存力，降低其全壽命周期成本［1-3］.推力矢量控制技術(shù)的核心是矢量噴管，主要包括機(jī)械調(diào)節(jié)式矢量噴管和射流控制矢量噴管.機(jī)械式矢量噴管由于其復(fù)雜的作動(dòng)部件和管壁結(jié)構(gòu)，增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性，降低了排氣系統(tǒng)的可靠性和可維修性.因此，射流控制矢量噴管技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生，并逐漸走向?qū)嶋H應(yīng)用，是未來(lái)推力矢量控制技術(shù)重要的發(fā)展方向［4-7］.

射流控制矢量噴管的核心問(wèn)題是射流與主流的相互作用及其對(duì)壁面壓力分布的影響.在射流控制矢量噴管中，由于噴管擴(kuò)壓段存在壓力梯度和速度梯度，很難確定影響噴管推力矢量性能的具體因素，以平板橫向射流作為研究對(duì)象可以消除軸向壓力梯度和速度梯度的影響，能有效分析影響射流與主流相互作用的機(jī)理.國(guó)內(nèi)外針對(duì)平板橫向射流的研究多側(cè)重于平板橫向射流的波系結(jié)構(gòu)，對(duì)平板橫向射流的壁面壓力分布研究較少［8-10］，射流角度對(duì)噴管矢量性能影響的研究也主要集中于二次推力矢量性能［11-12］，射流角度對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響研究較少.本文通過(guò)試驗(yàn)與數(shù)值結(jié)合的方法研究射流角度對(duì)平板橫向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及壁面壓力分布的影響，同時(shí)驗(yàn)證數(shù)值方法的正確性，針對(duì)試驗(yàn)條件有限的缺陷，用數(shù)值模擬的方法對(duì)一些算例條件進(jìn)行補(bǔ)充，為進(jìn)一步提高噴管推力矢量性能提供理論依據(jù).

1 試驗(yàn)設(shè)備及方法

1.1 供氣系統(tǒng)

試驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)小型超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，風(fēng)洞由穩(wěn)定段、噴管收斂段及試驗(yàn)段組成(如圖1所示)，風(fēng)洞供氣壓力為7×105Pa.氣流經(jīng)過(guò)穩(wěn)定段時(shí)在蜂窩器和阻尼網(wǎng)作用下，來(lái)流中的大旋渦破碎成小旋渦，小旋渦逐級(jí)破碎，湍流度降低，氣流變得比較均勻，從而保證試驗(yàn)段流場(chǎng)的品質(zhì);均勻的氣流流經(jīng)圓轉(zhuǎn)方收斂段收縮成矩形通道，收斂曲線為維氏曲線以保證氣流均勻收斂，然后在矩形通道上接Ma=2的小型風(fēng)洞模型.

圖1 試驗(yàn)臺(tái)

1.2 流動(dòng)顯示技術(shù)

本文使用雙反射式紋影儀來(lái)實(shí)現(xiàn)流動(dòng)顯示，其基本原理圖如圖2所示，通過(guò)透明窗口對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行可視化觀察，分析流場(chǎng)結(jié)構(gòu).圖3所示火焰對(duì)空氣擾動(dòng)的紋影圖，從圖中可以看到火焰上方的空氣從層流發(fā)展到湍流的變化過(guò)程，能夠明顯區(qū)分圖像的明暗變化，達(dá)到了本試驗(yàn)的精度要求.

1.3 平板橫向射流模型

圖2 紋影儀測(cè)試原理

圖3 通過(guò)紋影系統(tǒng)拍攝的照片

圖4所示為設(shè)計(jì)加工的平板橫向射流實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停O(shè)計(jì)模型的前半段為Ma=2的超音速風(fēng)洞，后半段在超音速風(fēng)洞出口接上平板，平板上下高度為37.78mm，左右寬度為32mm，在模型后半段有注氣模塊可以替換，圖5所示為可替換的90°，120°及135°射流角度縫隙模型(其中90°縫射流表示垂直于平板射入，120°縫射流表示射流方向與來(lái)流方向夾角為120°，以此類推)，射流縫寬度為0.982 mm.本試驗(yàn)主要研究射流角度對(duì)模型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及上壁面壓力的影響.

圖4 平板橫向射流模型

圖5 注氣模型

2 平板橫向射流結(jié)果分析

2.1 數(shù)值模擬與試驗(yàn)對(duì)比

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RNG k-ε二方程模型.數(shù)值模擬與試驗(yàn)對(duì)比的目的是驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的可靠性，通過(guò)分析得出不同射流模塊對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及壁面壓力變化的趨勢(shì)，本文主要對(duì)直縫在來(lái)流總壓為4×105Pa，SPR為0.5(SPR表示射流總壓與來(lái)流總壓之比)條件下進(jìn)行了試驗(yàn)與數(shù)值模擬的對(duì)比.

圖6所示為平板橫向射流的基本原理:從平板壁面開縫注入射流，主流是超音速流動(dòng)，壓強(qiáng)低于射流處的壓強(qiáng)，因此射流迅速膨脹加速并滲透到主流中，受主流流動(dòng)影響，發(fā)生偏轉(zhuǎn)，占據(jù)主流流動(dòng)通道，對(duì)超音速主流形成阻礙，超音速主流受到壓縮停滯，形成高壓分離區(qū)，流場(chǎng)中產(chǎn)生弓形激波，主流經(jīng)弓形激波后的主氣流流動(dòng)方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，與噴管軸線成一定夾角從噴管流出，產(chǎn)生矢量角度.

圖6 推力矢量偏轉(zhuǎn)原理圖

圖7所示為SPR為0.5條件下90°縫射流的數(shù)值模擬密度梯度云圖與對(duì)應(yīng)試驗(yàn)紋影圖對(duì)比結(jié)果，圖8所示為SPR為0.5及SPR為0.7情況下平板橫向射流數(shù)值模擬和試驗(yàn)獲得的上壁面壓力分布.

圖7 NPR為4.0，SPR為0.5下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

圖8 數(shù)值模擬與試驗(yàn)對(duì)比

從圖7和圖8中可以看出，數(shù)值與試驗(yàn)具有很好的一致性，數(shù)值模擬的馬赫數(shù)分布圖與試驗(yàn)紋影圖的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相同，波系結(jié)構(gòu)及上游高壓區(qū)基本接近，其中數(shù)值模擬的弓形激波及下壁面反流要略靠前;由于試驗(yàn)條件有限，當(dāng)SPR為0.5時(shí)射流上游壁面的高壓區(qū)域的壓力分布并沒(méi)有測(cè)出來(lái)，當(dāng)SPR為0.7時(shí)，高壓區(qū)域能測(cè)出一部分;從圖中可以看出，壁面壓力變化試驗(yàn)數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬較為接近，可以驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的正確性.

2.2 射流角度的影響

圖9 射流角度對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

圖9所示為不同射流角度下的試驗(yàn)紋影圖，表1所示為射流角度對(duì)平板橫向射流的影響(高壓區(qū)域?yàn)闊o(wú)量綱參數(shù)，為高壓區(qū)起點(diǎn)到射流縫的距離與試驗(yàn)段高度之比，弓形激波反射位置表示弓形激波下壁面反射位置到射流縫的距離與試驗(yàn)段高度之比)，從圖及表中可以看出，隨著射流角度的增加，射流上游分離區(qū)范圍擴(kuò)大，弓形激波前移，激波角度增大，下壁面的反射激波前移，;射流角度從90°增大到135°，流場(chǎng)弓形激波強(qiáng)度增加，高壓區(qū)域更加寬廣，由此可知，隨著射流角度的增加，射流與主流相互作用的能力加強(qiáng)，使得弓形激波變強(qiáng)，射流角度向上游傾斜使得其對(duì)于主流的阻礙作用增大，導(dǎo)致噴口上游高壓分離區(qū)增大，能有效改善平板射流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu).

表1 射流角度對(duì)平板橫向射流的影響

圖10射流角度對(duì)射流穿透深度數(shù)值模擬的結(jié)果，從圖中可以看出，通過(guò)流線可以很明顯辨別出射流滲透邊界，有圖10a與圖11c對(duì)比可知，135°射流的穿透深度比90°射流增大80%，射流對(duì)主流的阻塞作用更強(qiáng)，因此射流前面的高壓分離區(qū)范圍更大;圖10c與圖11d對(duì)比可知，在135°與150°兩種射流條件下對(duì)主流的阻塞作用基本相同，原因是在150°射流下，射流垂直于平板上的分量降低，雖然水平力作用較強(qiáng)，但是徑向力降低;由此可知，射流角度達(dá)到一定大小，對(duì)主流產(chǎn)生的阻塞不再增加.

圖10 射流角度對(duì)穿透深度的影響

3 射流角度對(duì)矢量噴管的影響

有以上研究得之，射流角度對(duì)超音速流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)有較大影響，增加射流角度能有效提高射流前高壓區(qū)，而增大高壓區(qū)能有效提高射流式矢量噴管的推力矢量性能.為此，本文把改變射流角度應(yīng)用到射流控制矢量噴管上，噴管選自NASA蘭利研究中心的試驗(yàn)噴管［6］，設(shè)計(jì)落壓比為8.78，擴(kuò)壓段擴(kuò)張角為11.01°，主要計(jì)算了NPR為4.6時(shí)，SPR為0.5及0.7條件下噴管的推力矢量性能.

圖11及表2所示為射流角度對(duì)射流控制矢量噴管偏轉(zhuǎn)角度的影響，從圖中可以看出，其變化規(guī)律與平板橫向射流得出的結(jié)論一致，增加射流角度能有效提高噴管的推力矢量性能，在SPR為0.5時(shí)，射流角度從90°增加到130°，偏轉(zhuǎn)角度提高21.6%;在SPR為0.7時(shí)，射流角度從90°增加到130°，偏轉(zhuǎn)角度提高28.3%;因此，在較大的SPR下，射流角度對(duì)噴管的推力矢量性能影響更大.

圖11 射流角度對(duì)偏轉(zhuǎn)角度的影響

表2 射流角度對(duì)偏轉(zhuǎn)角度的影響

圖12和圖13所示為不同射流角度下噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和壁面壓力分布.

圖12 射流角度對(duì)噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

圖13 射流角度對(duì)噴管壁面壓力分布的影響

從圖12和圖13中可以看出，增加射流角度能增加射流上游分離區(qū)，即上游高壓區(qū)增加，使得弓形激波前移;射流角度增加到一定大小，壁面壓力分布變化不再明顯.

4 結(jié)論

1)本文對(duì)平板橫向射流進(jìn)行試驗(yàn)及數(shù)值研究發(fā)現(xiàn)，數(shù)值模擬的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)紋影吻合較好，采用的數(shù)值方法適合模擬平板橫向射流及噴管內(nèi)流場(chǎng)的真實(shí)流動(dòng).

2)改變射流角度能使得平板橫向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，可以把得出的結(jié)論應(yīng)用在矢量噴管上;針對(duì)射流控制矢量噴管，提高射流角度使得弓形激波位置前移，增大射流上游的高壓區(qū)，提高射流控制矢量噴管的推力矢量性能;在 NPR為4.6，SPR為0.7條件下，射流角度從79°增加到130°，推力矢量性能提高42.7%.

References)

［1］王永華，李本威，蔣科藝.加裝推力矢量噴管對(duì)飛機(jī)起飛性能影響研究［J］.海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2008，23(6):626-628 Wang Yonghua，Li Benwei，Jiang Keyi.Research on take off performance of an aircraft installing thrust-vectoring nozzles［J］.Journal of Naval Aeronautical and Astronautically University，2008，23(6):626-628(in Chinese)

［2］曲東才.推力矢量控制技術(shù)發(fā)展及關(guān)鍵技術(shù)分析［J］.航空科學(xué)技術(shù)，2002，1(03):30-33 Qu Dong cai. Development for thrustvector controltechnology and analysis critical technology［J］.Aeronautical Science ＆ Technology，2002，1(03):30-33(in Chinese)

［3］ Kowal H J.Advances in thrust vectoring and the application of flow-control technology［J］.Canadian Aeronautics and Space Journal，2002，48(1):145-151

［4］羅靜，王強(qiáng)，額日其太.兩種流體控制矢量噴管內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算及分析［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2004，30(7):597-601 Luo Jing，Wang Qiang，Eriqitai.Computational analysis of two fluidic thrust-vectoring concepts on nozzle flow field［J］.Journal ofBeijing University of Aeronautics and Astronautics，2004，30(7):597-601(in Chinese)

［5］吳盟，額日其太.激波控制矢量噴管流動(dòng)與工作特性研究［J］.燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2012，25(1):29-34 Wu Meng，Eriqitai.Research on structure and performance of shock wave control vector nozzle flow field［J］.Gas Turbine Experiment and Research，2012，25(1):29-34(in Chinese)

［6］ Waithe K A，Deere K A.Experimental and computational investigation of multiple injection ports in a convergent-divergent nozzle for fluidic thrust vectoring［R］.AIAA-2003-3802，2003

［7］ Deere K A.Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at nasa langley research center［R］.AIAA-2003-3800，2003

［8］ Beresh S J，Henfling J F，Erven R J，et al.Stereoscopic piv for crossplane vorticity measurement of a supersonic jet in subsonic compressible crossflow［R］.AIAA-2004-2181，2004

［9］ Deskman D A，Lu F K.Jet in supersonic crossflow on a flat plate［R］.AIAA-2006-3451，2006

［10］ Forliti1 D J，Echavarria D I.Thrust vector control using transverse injection and countercurrent shear［R］.AIAA-2008-3879，2008

［11］ Sadiq M.Performance analysis and flowfield characterization of secondary injection thrust vector control for 2DCD nozzle［D］.Los Angeles:Master of Science(Astronautical Engineering)，U-niversity of Southern California，2007

［12］吳雄.固體發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛螄娚淅碚撆c試驗(yàn)研究［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，2007 Wu Xiong.Theoretical and experimental research on hot gas secondary injection for solid rocket motor［D］.Chang Sha:College of Aerospare and Material Engineering，National University of Defense Technology，2007(in Chinese)