扩张型双喉道喷管的流动特性和起动方法

额日其太 邓双国 李家军

(北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京 100191)

扩张型双喉道喷管的流动特性和起动方法

额日其太 邓双国 李家军

(北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京 100191)

利用数值模拟方法，对二元扩张型双喉道喷管的流动特性和起动方法进行了研究.结果表明:扩张型双喉道喷管内会出现正激波系，产生了很大的总压损失，使第2喉道壅塞，喷管不能起动.在低落压比条件下，喉道注气可以形成大的分离区，使激波强度减弱、喷管可以起动;在大落压比条件下，喉道注气不能形成大的分离区，喷管不能起动.扩张段注气可以在喷管内形成大的分离区，使正激波转变成斜激波系，减小了总压损失，使第2喉道流通能力增强、喷管起动.

喷管;射流;起动

推力矢量技术是未来作战飞机的必备技术之一.目前采用的机械调节矢量喷管结构复杂、成本高、重量重、可靠性差.为了解决矢量喷管实际应用过程中遇到的这些问题，从20世纪90年代开始，国内外大量开展了流体控制矢量喷管技术的研究［1－2］.

2003年，文献［3］提出了双喉道流体控制矢量喷管方案，在收-扩喷管的基础上，增加了2次收缩段，在喷管出口形成了第2喉道.通过在第1喉道注气，可以控制喷管内部的分离流动，使主流偏转并产生矢量推力.双喉道喷管推力矢量效率高、推力损失较小，因此得到了广泛的关注［3－6］.但是，双喉道喷管的两个喉道面积近似相等，其推力特性接近收敛喷管.在超音速飞行条件下，喷管落压比通常较大，双喉道喷管的欠膨胀损失很大，因此不适合在超音速飞机上应用.为了满足超音速飞行的要求，2007年NASA兰利研究中心提出了第2喉道(喷管出口)面积明显大于第1喉道面积的扩张型双喉道喷管方案，并对其性能进行了研究［7－8］.研究发现，大落压比条件下，这种方案可以提高喷管的性能;但是中低落压比时，由于第2喉道的限制作用，喷管内出现了正激波，喷管不能起动，带来了很大的推力损失.为了解决喷管起动问题，兰利研究中心采用了调节第2喉道面积的方法，这种方法使喷管结构变得复杂、重量和成本增加，对喷管性能的改善程度也有限［7－8］.

为了进一步了解扩张型双喉道喷管的流动特性和起动问题，探索喷管起动的新方法，本文利用数值模拟方法，对二元扩张型双喉道喷管进行了研究，提出了第1喉道注气和扩张段注气等2种解决喷管起动问题的方法，并对这些方法进行了初步研究.

1 数值模拟方法

1.1 计算方法及其验证

本文采用了Fluent软件进行数值模拟研究.数值模拟方法为时间推进的有限体积法，控制方程为一般曲线坐标系下强守恒形式的NS方程.为提高收敛速度和求解精度，离散格式选用隐式二阶迎风格式.

根据以往的研究结果［2］，湍流模型选择了RNG k-ε两方程模型.为了保证数值模拟结果的精度，利用文献［4］中的实验数据对本文的数值模拟方法进行了验证.

图1为计算的马赫数等值线图和试验阴影照片的比较.图2为壁面压力分布的数值模拟和试验结果的对比.从图中可以看到，本文采用的数值模拟方法可以很好地模拟双喉道喷管的流动，流场结构和壁面压力分布与试验结构具有较好的一致性，因此这种计算方法具有较高的可信度.

图1 数值模拟和试验结果的比较

1.2 喷管几何形状和参数

研究对象为二元扩张型双喉道喷管，图3为喷管的几何结构简图.喷管的基本几何参数:腔体扩张角 A=10°，腔体收敛角 B=30°，腔体长度Lt1/Xt=1.74，腔体扩张比 Xe/Xt=1.217(喷管设计落压比为4).为了研究喉道注气和扩张段注气对喷管流动的影响，在喉道和扩张段分别设置了注气缝.注气缝宽度 Ls1/Xt=Ls2/Xt=0.0217.喉道注气角度C=135°;扩张段注气位置Lt2/LD=0.5，注气角度 D=90°.

图2 数值模拟和试验壁面压力分布的比较

图3 喷管几何结构简图

图4所示为计算网格.采用了分区结构化网格，对壁面、注气口、喷管出口等区域进行了加密，壁面处的Y+小于10.0.由于存在对称性，只对一半喷管进行了网格划分和数值模拟.

图4 计算网格图

基本计算条件为:主、次流进口气流总温均为294.44K，外流马赫数为0.025，环境大气压力为101325Pa，环境温度为294.4K.

2 计算结果分析

2.1 扩张型喷管内部流动和起动问题

图5为不同喷管落压比NPR(Nozzle Pressure Ratio)条件下，扩张型双喉道喷管对称面的等压线图.

图5 喷管对称面等压线图

从图5中可以看到，由于气流在喷管内快速膨胀和加速，喷管内气流的静压显著降低，通过正激波才能使气流压力升高并与环境压力平衡.由于激波和边界层的相互干扰，正激波根部形成“λ”波系.随着落压比的增大，激波系的位置向下游略有移动，但是并没有移到喷管出口之外，波系结构也没有发生明显的变化.出现这种现象的原因是:经过正激波之后，气流总压损失很大，而第2喉道的面积相对较小，所能通过的最大流量有限，发生壅塞，因此第2喉道前的压力升高，激波无法继续向后移动，而是停留在喷管凹腔内.本文称这种现象为双喉道喷管的“不起动”现象.在不起动状态，由于存在很大的激波损失，因此喷管的推力性能必然显著降低.

图6所示为落压比对基准喷管和扩张型双喉道喷管推力系数影响的计算结果.落压比较小时(小于8)，由于喷管内出现了很强的激波系，总压损失较大，扩张型喷管推力系数明显低于基准双喉道喷管;当落压比大于8.0时，欠膨胀引起的喷管推力损失增大，超过了激波的影响，扩张型喷管由于有激波增压，欠膨胀损失小于基准喷管，因此推力系数大于基准喷管.由此可见，在大落压比条件下，扩张型双喉道喷管的性能优于普通双喉道喷管，更适合超音速飞行;在中低落压比时，扩张型双喉道喷管的性能较差，需要进一步改善.

图6 落压比对推力系数的影响

2.2 喉道注气对喷管流动和起动的影响

第1喉道注气可以减小喷管流量，有可能使第2喉道不再发生壅塞，实现喷管起动.基于这样的设想，本文提出了喉道注气解决喷管起动的方法，并初步研究了喉道注气对喷管流动和起动的影响.

图7和图8分别为落压比为2.0和不同注气压比SPR(Secondary Pressure Ratio)，即次流与主流总压之比条件下，喉道注气喷管的马赫数分布图和等压线图.从图中可以看到，注气压比较小时(等于0.4)，喉道注气对喷管流动影响很小;当注气压比增大到0.5时，喉道注气显著改变了喷管流动的特征:喷管凹腔内分离区显著增大，使主气流通道变窄，主流马赫数减小.喷管内的激波结构发生了很大的变化.由于分离区扩大，激波和边界层的相互作用消失，因此“λ”波系消失;激波遇到分离区的边界后，反射形成了膨胀波;由于气流在喉道之后的膨胀不均匀，激波前方的气流速度不同，中心区的速度比较高、壁面附近速度较低，因此从中心区向外激波的强度逐渐减弱，所以激波发生弯曲.

图7 低落压比条件下喉道注气喷管的马赫数分布(落压比为2.0)

图9所示为落压比为4.0，注气压比为2.0时，喉道注气喷管的流场图.从图中可以看到，落压比较大时，由于喉道注气的影响，注气口下游出现了分离区，但是这个分离区比较小，没有与腔体底部的分离区汇合形成大分离区.可见虽然注气压比很大，中、高落压比时喉道注气的影响区域仍然较小，对喷管流动的影响也比较小.气流绕过注气口下游的分离区之后，重新附着到壁面，由于超音速气流受到壁面的压缩，形成了再附激波.在这种情况下，激波强度没有显著减弱，喷管内的流动损失依然很大，因此喷管仍然没有起动，推力性能也无法提高.

图9 中等落压比条件下喉道注气喷管的流场(落压比为 4.0，注气压比为 2.0)

由此可见，喉道注气起动喷管的适用范围有限，低落压比时可以使喷管起动，高落压比时不能使喷管起动.

2.3 扩张段注气对喷管流动和起动的影响

在喷管扩张段注气，可以形成大的分离区并改变主流通道形状，减小主气流的马赫数，使激波强度减弱、总压损失减小，第2喉道不再壅塞，从而使喷管起动.基于这样的设想，本文提出了扩张段注气解决喷管起动的方法，并研究了扩张段注气对喷管流动和起动的影响.

图10所示为落压比为4.0，注气压比为2.0时，喷管对称面的马赫数分布和等压线图.从图中可以看到，扩张段注气对喷管流动有很大的影响.注气压比较小时(落压比为0.8)，由于注气及注气产生的分离区的影响，注气口前面出现了弓形激波.超音速气流到达凹腔底部的分离区时，受到分离区的压缩，又出现了一道斜激波.弓形激波和斜激波相交，形成了大的“鱼鳞状”的波系结构，其中还包含了激波在自由边界上反射形成的膨胀波，以及注气口下游出现的膨胀波.弓形激波和斜激波系提高了喷管内气流的压力，减小了气流速度，显著减小了流动损失，因此第2喉道的壅塞问题得以解决，喷管得以起动.

图10 中等落压比条件下扩张段注气喷管的流场(落压比为 4.0，注气压比为 1.0)

3 结论

1)由于气流快速膨胀和第2喉道的限制作用，扩张型双喉道喷管内会出现正激波，以及激波与边界层相互作用产生的“λ”波系.正激波产生了很大的总压损失，使第2喉道发生壅塞，限制了喷管的流通能力，导致喷管不起动.

2)在小落压比条件下，适当的喉道注气可以形成大的分离区，改变了主流通道的形状，使激波强度显著减弱，喷管可以起动.在大落压比条件下，喉道注气不能形成大的分离区，无法使喷管起动.

3)扩张段注气时，注气口前后都形成了大的分离区，改变了主流通道的形状，使正激波转变成斜激波系，减小了总压损失，使第2喉道流通能力增强，喷管得以起动.

References)

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(编 辑:张 嵘)

Flow characteristic and starting method for divergent dual throat nozzle

Eriqitai Deng Shuangguo Li Jiajun

(School of Jet Propulsion，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

The flow characteristic and starting method of two-dimensional divergent dual throat nozzle were studied numerically.The results show that there will be normal shock waves in the divergent zone of the dual throat nozzle，which result in great loss in total pressure and choke at the second throat，thus the nozzle can not start.In the condition of low nozzle pressure ratio，a large separation region，which weakens the shock waves，can be formed by injection in the throat，and the nozzle can start;in the condition of high nozzle pressure ratio，a large separation region will not be formed.A large separation region in the nozzle can be generated by injecting in the divergent，thus the oblique shock is formed instead of the normal shock，the total pressure loss decreases，and the nozzle can start.

nozzles;fluidics;starting

V 231.3

A

1001-5965(2011)03-0320-05

2010-01-08

额日其太(1970－)，男，内蒙古兴安盟人，副研究员，eriqitai@buaa.edu.cn.