塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响

王　旭，张靖周，单　勇

（南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室，南京210016）

塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响

王旭，张靖周，单勇

（南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室，南京210016）

塞式喷管是1种具有质量轻、红外隐身效果好等优点的典型喷管。为分析矢量偏转角和塞锥的几何参数对涡扇发动机轴对称塞式矢量喷管排气系统气动特性的影响，采用CFD方法进行了数值模拟研究。结果表明：尾喷流随喷管偏转而有效偏转，推力系数随矢量偏转而减小，在高空状态下较为严重。在地面状态下偏转20°时的推力系数较无矢量偏转时减小了1.2%，在高空状态下偏转20°时的推力系数减小了2.5%；塞锥前体的导圆半径变化没有使气流分离，对气动性能影响不大；塞锥后体长度增加使喷管内部压力提升，塞锥尾缘低压区缩小。

塞式矢量喷管；排气系统；气动性能；数值模拟；涡扇发动机

0　引言

塞式喷管是1种典型的矢量喷管形式，在20世纪70年代，国外针对轴对称塞式喷管和2元塞式喷管进行了一系列试验研究［1-6］。早期的研究工作验证了塞式喷管的气动性能和流动传热特征，初步揭示了塞式喷管相对于常规轴对称喷管具有较低的红外辐射特征，但相对较大的流动损失限制了其应用。进入21世纪，塞式喷管再度引起国外的关注［7-10］，缘于其具有良好的矢量控制特性、降低排气噪声和抑制红外辐射的特点。

Steffen［11］研究了推力矢量/反推轴对称塞式喷管的跨声速特性；Samanich等［12］对F-106B战机上的轴对称塞式喷管跨声速气动性能进行了试验研究；Kawecki等［13］对塞锥可移动的2元塞式喷管的气动性能稳定性进行了模型试验研究；Miyamoto等［14］通过数值模拟的方法研究了真实工况下2元塞式喷管的流动特性，表明2元塞式喷管在跨声速条件下的推力损失较大，但通过结构优化设计能有效提升喷管的推力水平；Verma等［15］试验研究了塞式喷管底部压力、喷管侧壁以及外部自由流对喷管气动性能的影响；Cler等［16］对具有推力矢量和反向功能的2元塞式喷管的气动性能进行了试验研究；Jana M K［17］等以特征线法为基础，以推力最大为目标，优化了内喷管倾角、内膨胀比、总膨胀比、燃气总压和飞行高度的取值。国内对塞式喷管进行了初步研究。李录贤等［18］对不同截短长度塞式喷管进行了试验和数值模拟；郑孟伟等［19］对塞式喷管的流场进行了数值模拟并探讨了塞式喷管的设计参数。

以上塞式喷管的基础性研究工作大多针对固体火箭发动机排气系统，而对涡扇排气系统用轴对称矢量喷管的气动特性的研究很少。本文对小涵道比涡扇发动机塞式矢量喷管开展了有/无矢量动作、塞锥结构对气动性能影响的数值研究。

1　模型介绍

1.1计算模型

涡扇发动机排气系统如图1所示。包括外涵、内涵、合流环、支板、火焰稳定器、加力燃烧室、塞锥、尾喷管等。内、外涵气体在合流环下游自由剪切混合，混合气体经过火焰稳定器、球面段和塞锥排出。当喷管矢量偏转时，球面段后面所有结构整体以球面段的球心为中心偏转。本文讨论偏转角度为0°、5°、10°、15°和20°5种情况。

图1　塞锥偏转10°的涡扇发动机排气系统

图2　塞锥结构

塞锥的整体结构如图2所示。塞锥径向最大直径Dmax=762 mm。塞锥前端为不同形状时对系统气动性能的影响，即导圆半径R=150、70 mm和尖角（可认为半径为0）。R与D的比值R/D分别为0、0.0918和0.1960。数值模拟3种不同长度的尾锥模型，其尾锥伸出喷口的长度L分别为710、852和994 mm，则与D的比值L/D分别为0.931，1.118，1.304。塞锥结构参数见表1。

表1　塞锥结构参数

火焰稳定器结构复杂，因此采用非结构化网格，其他部分均采用结构化网格。对塞锥处的网格局部加密。采用400万、700万和1000万的网格量进行网格独立性计算，计算结果差别很小，不超过5%。本文采用网格量为400万的计算模型，使用Fluent软件对模型的流场进行计算。

计算了高空（H=11000 m，来流马赫数Ma=0.85）和地面（H=0 m，Ma=0）2种情况。在高空条件下采用的边界条件如下：进口边界为质量流量入口，内涵入口的质量流量为30 kg/s，总温850 K，外涵入口的质量流量为10 kg/s，总温370 K。在地面状态下采用的边界条件如下：进口边界为质量流量入口，内涵入口的质量流量为100 kg/s，总温1100 K，外涵入口的质量流量为30 kg/s，总温480 K。在2种情况下均假定进口参数均匀分布。由于喷管出口处的压力并不是外界大气压力，且出口截面流动并未充分发展，所以在尾喷口出口外选取1个足够大的区域作为外场（轴向约为尾喷口直径的30倍，周向约为尾喷口直径的10倍），如图3所示。其边界压力取外界大气压力，其他变量按流向偏导数为零处理。固体壁面采用无滑移固壁边界条件，排气系统内部各部件设定为流-固耦合面，所有壁面发射率均设为0.7。在计算时加入了组分输运模型以确定排气系统的气体组分分布。假设喷管内涵入口气体为完全燃烧的燃气，成分主要是氮气、二氧化碳和水蒸气，质量分数分别为0.70604、0.20862、0.08534；外涵入口气体为空气，成分主要为氧气和氮气，质量分数分别为0.233、0.767。对于流场计算，本文采用标准k-ε紊流模型和近壁区采用标准壁面函数。

图3　外场

流动与传热的控制方程采用2阶迎风差分格式离散，压力与速度耦合采用SIMPLEC算法，各变量的收敛精度为10-6。

2　计算结果与分析

2.1矢量偏转对气动性能的影响

喷口下游沿轴向1D至10D处压力分布（D为喷口直径）如图4所示。尾喷流在喷口下游10D的位置就基本膨胀到与环境一致。

图4　排气喷口下游压力分布

在H=0、Ma=0情况下，在不同偏转角下的马赫数等值线分布如图5所示。无论是有矢量偏转还是无矢量偏转，尾喷流在塞锥上以及其下游的流动特征都较为相似：在塞锥斜面上先膨胀加速，后压缩；在大气环境中，先膨胀加速，后压缩，再膨胀等。气动矢量角与几何偏转角的差值如图6所示。在矢量状态下，喷流在塞锥上、下表面的流动特征基本对称，说明塞式矢量喷管在矢量动作下不会造成排气尾焰周向不均匀，归功于喷管在球面段偏转，对排气的膨胀加速几乎没有影响，这一点也可从图中见到。气动矢量角和几何矢量角的偏差极小。

图5　不同矢量角下的马赫数等值线（H=0 km、Ma=0）

在H=0 km、Ma=0情况下，喷管在不同偏转角下的推力系数如图7所示。从图中可见，推力系数随矢量偏转角增大而略微减小，而且偏转角越大，推力系数减小得越大，当偏转角达到20°时，推力系数减小了1.2%。总的看来，矢量偏转给喷管气动性能带来的负面影响不大。

图6　气动矢量角与几何偏转角的差值（H=0 km、Ma=0）

图7　不同偏转角下的推力系数（H=0 km、Ma=0）

H=11 km、Ma=0.85情况下，喷管在不同偏转角的马赫数等值线分布如图8所示，气动矢量角与几何偏转角的差值如图9所示。从图中可见，在高空高马赫数飞行时，喷流受到矢量偏转和飞行来流的影响也不大，气动矢量角和几何偏转角最大相差1°。

图8　不同矢量角下的马赫数等值线（H=11 km、Ma=0.85）

图9　气动矢量角与几何偏转角的差值（H=11 km、Ma=0.85）

在H=11 km、Ma=0.85情况下，喷管在不同偏转角下的推力系数如图10所示。与地面状态类似，矢量偏转对推力系数随矢量偏转角的增大而减小；减小的程度要比地面状态的大，当偏转角为20°时，推力系数减小了2.5%。在高空状态下的气动性能受几何偏转的影响要大于地面状态的。

图10　不同偏转角下的推力系数（H=11 km、Ma=0.85）

2.2塞锥前端导圆半径对气动性能的影响

不同R/D的塞锥在不同偏转角下的喷管推力系数如图11所示。

图11　不同半径塞锥尖角下的推力系数

从图中可见，塞锥尖角的半径对推力系数几乎没有影响。不论是在地面状态下还是在高空状态下，塞锥迎风面尖角的曲率半径对推力系数几乎没有影响。

2.3塞锥尾端长度对气动性能的影响

4种不同长度的尾锥在H=0 km、Ma=0情况下的压力如图12所示。

图12　不同长度塞锥的压力

4　种不同尾锥在H=0 km、Ma=0情况下的推力系数如图13所示。

图13　不同长度塞锥的推力系数

从图12、13中可见，随着塞锥长度的增长，喷管内部的压力增大；塞锥越长，需要更高的压力将气流排出。塞锥越长，塞锥后面的低压区越小，低压值也越大。随着塞锥长度的增加，推力系数先增大后减小，推力最大处出现在L/D=0.931附近。

4种不同长度尾锥在H=11 km、Ma=0.85情况下的压力如图14所示。

图14　不同长度塞锥的压力

4种不同长度尾锥在H=11 km、Ma=0.85情况下的推力系数如图15所示。

图15　不同长度塞锥的推力系数

从图14、15中可见，在H=11 km、Ma=0.85情况下，气动状态和H=0 km、Ma=0情况下的类似，在喷管表面的球面段和塞锥段会产生低压区；随着塞锥的增长，喷管内部的压力增大；塞锥越长，需要更高的压力将气流排出。塞锥越长，塞锥后面的低压区越小。推力系数先增大后减小，在R/D=0.931处最大。

3　结论

（1）喷流在脱离塞锥后10倍喷口直径的气流压力和环境压力几乎无差别。

（2）气动偏转角随几何偏转角的变动而变动，气动偏转角比几何偏转角大，范围在1°之内，可以忽略，认为尾喷流能有效地随几何结构偏转而偏转。

（3）推力系数随偏转角增大而减小，在高空状态下尤为严重。偏转20°时，在地面状态和高空状态下的推力系数减小1.2%和2.5%。

（4）塞锥前端的导圆半径变化没有使气流分离，对推力系数几乎无影响，对气动性能影响很小。

（5）随着塞锥长度的增加，喷管内部的压力增大。塞锥越长，塞锥后面的低压区越小，低压值也越大。随着塞锥长度的增加，推力系数先增大后减小，推力最大处出现在L/D=0.931附近。

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（编辑：张宝玲）

Effects of Plug Shape and Vectoring Angle on Aerodynamic Performance of Axisymmetric Plug Nozzle

WANG Xu，ZHANG Jing-zhou，SHAN Yong
（Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power Systems，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Plug nozzle is regarded as a typical exhaust nozzle with lighter weight and lower infrared radiation.In order to analysis the effects of vectoring deflection angle and plug geometric parameters on the aerodynamic performance of the plug nozzle，numerical simulations on the flow fields were performed by CFD method.Results show that jet effectively deflect with nozzle deflection，the thrust coefficient decreases as the increase of vectoring deflection angle，especially under high altitude.The thrust coefficients under vectoring deflection angle of 20 degree decrease relatively about 1.2%and 2.5%for the ground status and high altitude status.Radius change at the plug front body does not make the flow separate and have little effect on the aerodynamic performance.Increase of the plug rear body length increases the pressure inside the nozzle and shortens the lower pressure zone near the plug trailing edge.

plug vectored nozzle；exhaust system；aerodynamic performance；numerical simulation；turbofan engine

V 231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.01.003

2015-03-20

王旭（1990），男，在读硕士研究生，研究方向为红外抑制、传热与燃烧；E-mail：736913151@qq.com。

引用格式：王旭，张靖周，单勇.塞锥形状和偏转角对轴对称塞式喷管气动性能的影响［J］.航空发动机，2016，42（1）：11-15.WANG Xu，ZHANG Jingzhou，SHAN Yong.Effects of plugshape and vectoring angle on aerodynamic performance of axisymmetric plugnozzle［J］.Aeroengine，2016，42（1）：11-15.