组合循环发动机轴对称环形可调喷管方案研究

张留欢,王 君，马 元,南向谊,张蒙正

(西安航天动力研究所,陕西 西安 710100)

0 引言

组合循环发动机在宽范围飞行包线内均能保持较高的工作性能，其在航天运载、高速导弹以及飞机领域具有巨大的潜在技术优势和广泛的应用方向[1]。SIMITAR[2]，SABRE[3-4]及PATR[5]等组合循环发动机是目前国内外动力系统研究方向的热点，其多采用轴对称双流道喷管构型。由于上述发动机工作马赫数范围较宽(Ma0～5)，在宽马赫数范围内要满足发动机流量、推力等需求，喷管有必要进行调节。

关于可调喷管，国内外开展了大量研究，多分为机械或气动调节。Takayuki Kojima等[6-7]设计了预冷涡喷发动机喷管调节方案，其主要采用喉部凸块方式对喉部面积进行调节；徐惊雷等[8-11]开展了二元喷管调节方案设计及试验，其主要采用调节唇板等部件改变喷管流道截面积；琚春光等[12-13]采用二次流体喷射的方法实现火箭发动机塞式喷管推力矢量控制；额日其太等[14]采用喉道注气实现轴对称喷管面积膨胀比调节，提高了喷管推力性能。本文研究对象为类似SABRE等组合循环发动机外涵流道喷管，其为轴对称环形构型，与上述喷管构型存在明显不同。如何在保证发动机流道匹配的同时降低轴对称喷管调节结构的复杂性，存在较大挑战性。

本文针对轴对称环形收扩喷管基本构型，结合外涵流道喷管工作参数，提出了一种调节简便的外涵环形变几何喷管方案，开展了不同工况的三维流场仿真，并与固定喷管、无扩张段的可调喷管等进行了对比，可为后续可调喷管方案设计提供参考。

1 环形喷管可调方案

组合循环发动机外涵环形喷管工作过程中，通过驱动机构将作用力施加在冲压流道喷管外壁，使其沿轴向前后移动，进而改变外壁与喷管内壁之间的最小截面积(即喉道截面积)，调整喷管扩张段面积膨胀比(出口与喉部在垂直于来流方向投影面积之比Ae/At)，实现上游燃烧室热力、流量参数的准确匹配，同时适应喷管落压比的变化。此方案喷管型面固定不变，避免了轴对称喷管采用调节片导致的结构复杂问题。图1给出了组合循环发动机可调喷管对称面视图。

图1 可调喷管半对称面示意图Fig.1 Sketch of half symmetry plane of adjustable nozzle

本文研究的可调喷管工作马赫数范围为2～5，以Ma3.5飞行工况为设计点(兼顾高、低工况)，主要采用二次曲线设计了外涵流道喷管型面(外壁扩张段为直线)，如图1所示。喷管轴向长度为1 000 mm，外涵流道入口环高149 mm，内涵流道喷管出口半径350 mm。外涵流道喷管在不同工况下喉部需求面积及外壁平移距离(以内壁型线顶点为原点)如表1所示，可见喉部面积变比接近3。其中Ma2平移后喷管内、外壁出口截面在竖直方向平齐，喷管为全封闭状态，其余工况喷管为半封闭状态(外壁轴向长度小于内壁)。

本文提出的喷管调节方案仅对喉部面积进行调节，固定为Ma3.5工况对应出口面积，因此，实际调节后的面积比在Ma3.5工况以上相对理想值偏低，在Ma3.5工况以下则偏高，如表1所示。

表1 可调喷管调节参数

2 仿真计算

2.1 计算模型及方法

根据上述喷管结构尺寸及外壁平移量建立了外涵流道可调喷管计算模型。利用商用网格生成软件ICEM进行喷管三维模型网格划分。其中，喷管入口设为压力入口，喷管出口远场边界为压力远场，远场出口为压力出口[15]。同时对喷管壁面附近进行了网格加密，整个模型网格量约80万。计算模型中忽略了内涵流道，认为内涵喷管出口气流完全膨胀且速度方向与飞行速度方向一致。图2给出了Ma3.5工况对应的可调喷管三维计算模型及边界条件。

基于FLUENT软件进行Ma2，2.5，3，3.5，4，4.5及5飞行工况条件下冲压流道可调喷管三维流场数值计算。计算采用有限体积法，求解方法为基于密度的隐式求解法，采用Sutherland公式计算分子粘性系数，壁面取绝热无滑移和固体边界条件，壁面附近采用标准壁面函数处理，湍流模型采用RNG(Re-Normalization Group)k-ε模型[16]。计算过程中监测流量、动量、能量等残差数量级降至10-3以下，认为迭代达到收敛。

图2 可调喷管计算模型及边界条件(Ma3.5)Fig.2 Calculation model and boundary condition of adjustable nozzle for Ma 3.5

2.2 可调喷管计算结果

图3给出了Ma2～5飞行工况下外涵流道可调喷管对称面(一半)流场马赫数云图。图3中显示，Ma2工况收缩段流道先收后扩再收，喷管入口亚声

速气流在收缩段经历了加速-减速-加速过程，在喉部达到声速。由于出口面积大于理想膨胀对应的出口面积，喷管出口气流呈过膨胀状态，在出口上、下边界产生斜激波，波后马赫数降低；Ma2.5喷管出口气流过膨胀程度减弱，上、下边界出口斜激波角度减小；Ma3，3.5及4工况喷管出口面积接近理想膨胀面积，喷管下边界出口激波消失。喷管上边界出口气流沿壁面方向继续向外膨胀，压力低于环境压力，且由于内外流相互作用导致自由流边界两侧压力较环境压力升高，使得在上边界出口外产生一道斜激波。斜激波位于喷管外侧，对喷管内流场影响较小；Ma4.5和Ma5工况出口面积较理想膨胀面积偏小，喷管出口截面气流静压高于环境压力，气流在出口继续向外膨胀，但由于内外流相互作用导致自由流边界两侧压力升高，使得两工况出口外同样产生了斜激波。斜激波前后Ma差别较小(<2.8%)，强度较弱。

图3 可调喷管对称面马赫数云图(一半)Fig.3 Mach number contour of half symmetry plane for the adjustable nozzle

2.3 固定喷管

以Ma3.5工况对应的喷管为固定结构，对不同工况的喷管流场进行了数值计算，喷管对称面(一半)流场马赫数云图如图4所示。图4中显示Ma2工况下，喷管实际面积比(4.67)较理想面积比(1.56)差别较大，喷管气流处于严重过膨胀状态。内壁由于逆压梯度的影响产生了流动分离，且分离现象持续到喷管出口。斜激波位于喷管内部，这严重影响喷管推力性能；Ma2.5和3工况喷管内壁气流

分离程度逐渐减弱，其中Ma3工况仅在内壁出口存在小区域的分离；Ma4，4.5及5工况喷管出口截面气流处于欠膨胀状态。出口外气流沿流动方向继续膨胀，与自由流边界相互作用产生斜激波，强度较弱。综合以上，对于固定喷管来说，Ma3.5以上工况流场结构基本良好，但Ma3.5以下工况尤其是Ma2流场结构恶化，影响喷管气动性能。

固定喷管喉部面积保持设计点数值不变，在相同来流总温、总压条件下，其非设计点的气流质量流量无法匹配发动机需求。可调喷管由于可调节喷管喉部面积，其流量可做到与发动机上游流量准确匹配，保证发动机总体性能。表2给出了不同工况下固定喷管与可调喷管的气流流量。表2中显示，采用固定喷管，其流量相对可调喷管最大偏差约50.6%。如此，若不考虑流量系数变化，通过相同流量气流时，固定喷管入口总压将最大偏差约50.6%，难以匹配发动机需求。

图4 固定喷管对称面马赫数云图(一半)Fig.4 Mach number contour of half symmetry plane for the fixed nozzle

飞行马赫数/Ma可调喷管流量/(kg·s-1)固定喷管流量/(kg·s-1)217.28.52.516.810.6318.214.13.517.517.5414.819.24.514.119.2511.816.5

2.4 无扩张段喷管计算结果

基于前文提出的环形收扩可调喷管方案，本文同时计算了外壁无扩张段构型可调喷管的三维流场。图5给出了不同飞行工况下外壁无扩张段的喷

管对称面(一半)流场马赫云图。图5中显示，不同工况下喷管喉道前流场参数与带扩张段可调喷管参数一致。喷管气流在喷管喉部达到声速，之后核心气流沿内壁继续膨胀加速，上边界喉道出口高压气流由于无固壁约束，向喷管外侧膨胀。不过由于内外流相互作用导致自由流边界附近静压升高，使得喷管上边界出口外部气流受到压缩。相较带扩张段可调喷管的过膨胀状态，无扩张段喷管流场无明显激波结构，如Ma2工况，适应环境压力能力较强；相较带扩张段可调喷管的欠膨胀状态，无扩张段喷管出口流场上侧高压气流向环境自由发散膨胀，如Ma5工况，而这部分原本可用于转化为喷管轴向推进功的气流动能直接耗散，未被利用。

图5 无扩张段可调喷管对称面马赫数云图(一半)Fig.5 Mach number contour of half symmetry plane for the nozzle without divergent part

3 性能分析

根据流场计算结果，对可调喷管、固定喷管及无扩张段喷管的推力系数Cfx[9]进行了计算，结果见图6所示。图6中显示，随着飞行马赫数升高，可调喷管推力系数由Ma2工况的0.93逐渐升高，并在Ma3工况后保持在0.97附近。其中，在Ma3.5工况达到最高，约为0.974；固定喷管推力系数由Ma2工况的0.71先升高后下降，在Ma3.5工况达到最高；无扩张段喷管推力系数则由Ma2工况的0.949逐渐降低至Ma5工况对应的0.84。图7给出了不同型式的喷管在不同工况下对应的理想面积比和实际面积比。可以看到，除在Ma2工况无扩张段喷管面积比更接近理想面积比，其余工况可调喷管实际面积比均较其他型式喷管更接近理想面积比。

对比图6和图7，喷管的推力系数大小直接受喷

管理想面积比与实际面积比之差影响。喷管实际面积比与理想面积比差距越大，喷管的推力系数越小。其中，Ma2工况下无扩张段喷管面积比更接近理想面积比，故其推力系数(0.949)大于可调喷管(0.93)。其余工况可调喷管的推力系数均较其他型式喷管高。

本文提出的环形可调喷管方案在Ma2～5对应工况条件下，推力系数均大于0.93，Ma3.5工况达到最高约0.974；相同工况下，可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%，较无扩张段喷管推力系数提高最高约14.6%。

图6 不同工况、型式喷管推力系数Fig.6 Thrust coefficients of different nozzles under different conditions

图7 不同工况、型式喷管面积比Fig.7 Area ratio of different nozzles under different conditions

4 结论

针对组合循环发动机提出了一种外涵流道环形可调喷管方案，开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真，与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比，获得以下结论：

1)通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动，可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节，有效提高喷管推力性能；在Ma2～5典型工况下，可调喷管推力系数均大于0.93，最高约0.974。

2)固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求，可调喷管由于可调节喷管喉部面积，其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管，其流量相对可调喷管最大偏差可达50.6%。

3)环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%，较无扩张段喷管推力系数提高最高约14.6%。

本文提出的环形可调喷管方案可行，推力性能较优，可供后续吸气式发动机变几何排气系统设计参考。