一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究

2014-08-02姬俊威吕增亮

中国科技纵横 2014年10期

关键词：开缝喉道射流

姬俊威吕增亮

(中航工业沈阳黎明航空发动机有限责任公司,辽宁沈阳 110043)

一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究

姬俊威吕增亮

(中航工业沈阳黎明航空发动机有限责任公司,辽宁沈阳 110043)

推力矢量概念的引入使现代战斗机获益匪浅,增强了敏捷性和机动性,允许飞机作过失速机动,提升了在近距格斗中的战术优势,改善了所有飞行条件下的控制效率,减少了对水平和垂直尾翼的依赖,从而降低与之相关的阻力和雷达反射截面,进一步提高了超视距战斗能力,改进了短距起落能力等。推力矢量技术被认为是第四代战斗机和先进无人作战飞机的必备技术。

新型双喉道射流矢量喷管扩张段开缝

1 引言

由于射流矢量喷管的几何固定,以及在与后机身融合方面相对于机械方式有一定优越性,所以射流矢量喷管是现代技术发展的必然。本文对一种新型双喉道射流矢量喷管进行了数值模拟研究,分析了此新型二元双喉道射流矢量喷管的流动结构及性能特征,继而探索了扩张开缝方案对其推力矢量性能的改善作用,获得了扩张开缝方案设计规律。研究结果表明,新型喷管的扩张段能显著提高矢量角,但是却导致了一定的推力损失。研究中所采用的扩张段开缝措施能显著改善推力的损失,且改善幅度随着开缝率的增加以及开缝数的增加而增加,研究还发现,离下游喉道近的缝对喷管的推力矢量性能正面影响较大;平均缝宽相等的情况下,缝宽等差减小时喷管的性能优于等缝宽,缝宽等差增大性能最差;开缝角为35度左右时喷管性能最佳;当开缝数减少,缝的位置前移时,喷管矢量角增大,而推力系数略有降低。

2 推力矢量的研究分析

推力矢量的产生主要包括传统的机械方法和目前正处于研究的射流矢量法。由于射流矢量喷管几何固定,结构简单,有利于减轻发动机重量和进行维修,并且在与后机身融合方面与机械方式相比有较大优越性,因此目前国内外都加大了对射流矢量喷管的研究投入。

根据应用射流产生推力矢量方式的不同,目前的射流推力矢量技术主要基于三种方法：激波矢量控制法、喉道偏斜方法、逆流方法。其中比较热门的是NASA LaRC提出的基于“喉道偏斜法”理论的“双喉道射流矢量喷管”。双喉道射流矢量喷管在喷管进口和出口都有一喉道,喉道间为空腔,通过在上游喉道处注入射流使主流在空腔中发生偏转,主流在流出喷口时与水平面产生夹角,从而产生了推力矢量。但此方法获得的最佳设计方案是以2.55%的次流消耗率获得14.34的矢量角,且推力系数为0.967,矢量效率为5.63。但是15%左右的矢量角还远远满足不了实际应用的需求,为此需要采取一些新的方法来解决矢量角距离实际应用偏小这一问题。

为了解决矢量角偏小的问题,本文在双喉道射流矢量喷管后加了扩张段,主要分析它内部流动机理。当下缝注入二次流时,偏转气流在扩张段下板面产生附壁效应,当扩张段扩张角合适,主流沿着扩张段下板面流动,矢量角增大,即扩张段的存在,可以显著增大矢量角。

本文所讨论的二元新型双喉道射流矢量喷管是上下完全对称的,所以本文数值模拟研究中均采用下缝注入次流的方式。在外流Ma为0.05下,对新型二元双喉道射流矢量喷管进行了初步数值模拟研究,以了解其流动结构和性能特征,进而对喷管扩张段开缝的设计问题进行了初步的探索。研究工作主要分为两个部分。第一：对新型二元双喉道射流矢量喷管下缝注入射流的流动进行数值模拟,分析其内流流动特性和性能。第二：对扩张段采用开缝方案设计,研究开缝对喷管流动结构和性能的影响,并主要针对扩张段的开缝率、开缝角、缝宽以及开缝数与位置这些参数进行系统研究,比较这些参数变化对喷管性能的影响,得到这些参数的设计规律。

通过上述两个方面的研究工作,主要得到以下结论：第一,增加扩张段对喷管矢量角有改善作用,但是扩张段也对射流矢量喷管的性能带来一些不利影响,导致了推力系数的急剧下降;第二,扩张段开缝,通过外界气流在压差作用下自动填充扩张段,抑制了出口气流的过膨胀,减少了推力损失,提高了推力系数;第三,开缝率的增大对于喷管的推力系数有一定改善作用,但会造成矢量角的降低,离下游喉道近的缝,对喷管矢量性能的正面影响较大,平均缝宽相等的情况下,缝宽等差减小时喷管的性能优于等缝宽,缝宽等差增大性能最差,当开缝角为35度左右时喷管性能最佳;第四,当开缝数减少,且缝的位置前移时,喷管的矢量角增大,而推力系数略有降低。第五,在扩张段前半部分开缝不会引起附面层分离点大幅前移,矢量角变化不大,并且还能提高推力系数,而在扩张段后半部分开缝时会导致附面层分离点大幅前移,矢量角急剧下降,不过可以大幅提高推力系数,即离下游喉道近的缝对喷管性能正面影响较大,而离喷口近的缝能显著提高推力系数,但是也造成矢量角大幅下降。