单侧延伸壁面逆流控制矢量喷管的气动性能研究

2022-09-27王建明夏瑄泽刘晓东

设备管理与维修 2022年17期

王建明，夏瑄泽，刘晓东

（沈阳航空航天大学航空发动机学院/辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室，辽宁沈阳 100136）

0 引言

矢量喷管是实现飞行器超机动性和短距起降的核心技术[1-2]。目前应用于战斗机上的矢量喷管主要是传统的机械调节矢量喷管，但是由于其机械结构复杂、质量过重、维护成本高昂，使得越来越多的科研人员将目光集中在结构简单、易于维修、可靠性高的流体控制矢量喷管上[3]。

流体控制矢量喷管主要指激波控制[4]、双喉道控制[5]、喉道倾斜控制[6]、逆流控制等方案[7]。其中逆流控制与其他流体控制方案相比，具有能够实现较大推力矢量角且喷管推力损失小、二次流流量较小等特点，而且无需高压二次流，适用于亚音速和超音速状态，同时二次流还可以使尾流温度下降，便于飞机整体隐身，以上优点使其成为较瞩目的流体矢量喷管技术之一[8-9]。

国内外科技工作者对于逆流控制方案进行了相应的缩比实验及数值模拟研究。P.J.Strykowski 等人对马赫数为2 的小型逆流控制喷管进行冷热流实验，得出可持续偏转主流角度至少为16°[10]。Washington 等人通过研究2 马赫来流速度的菱形射流将逆流控制矢量方法延伸到多轴推力矢量控制中，表明逆向二次流可以有效控制多轴矢量喷管达到15°的矢量角[11]。Deere 等人通过总结NASA 兰利研究中心的实验数据，找到有利于逆流控制矢量喷管性能的几何参数[12]，并通过实验发现在主流附体前所需的二次流流量小于6%的主流流量，推力系数高于92%，同时确认最佳二次流通道高度为0.625 倍喷嘴高度[13]。汪明生等人通过数值模拟的方法研究了逆流控制矢量喷管的非定常内流特性，发现流动的滞后性对主流附体的影响，并进一步证明了逆流控制的高效性[14]。邹欣华等人研究了不同飞行条件下，不同二次流通道高度对于逆流控制矢量喷管性能的影响[15]。

提升矢量喷管的推力矢量角具有重要的工程应用价值，本文从喷管外套管结构优化出发，在文献［10］设计的实验模型基础上，提出一种单侧延伸壁面型逆流控制矢量喷管，可以称之为增强型喷管。其改进的结构是在外套管尾部沿切线方向，上壁面与两侧壁面增加1/3 外套管的长度。通过数值模拟的方法，探讨增强型喷管相比于原型喷管在推力矢量角与推力系数等重要参数上的优势，并尝试揭示其物理机制。

1 数值计算方法

1.1 计算模型

图1 为原型喷管与增强型喷管的模型示意，其中原型喷管的模型几何参数参考文献［10］，H、G、L 和C 分别为0.013 0 m、0.007 5 m、0.089 7 m 与0.021 0 m；模型的坐标原点位于主喷管出口中心处，X 轴与喷管出口方向平行、Y 轴垂直于X 轴向上、Z 轴与X—Y 平面满足右手定则；增强型喷管改进部位是使外套管尾部上壁面沿切线方向延伸，延伸长度B=0.03 m。逆流控制矢量喷管重要性能参数的计算公式如下：

图1 喷管模型

其中，δ 为推力矢量角，CT为推力系数；P2和P3分别为逆向二次流及同向二次流入口的压力；ρ1和U1表示主流出口处的密度及速度；Pe为外套管出口处的压力；Ry，Rx分别为飞机为发动机提供的轴向Y 及径向X 的支撑力分力；mi为主流的质量流量；T0和P0为主喷管入口处的滞止温度及压力。

1.2 计算网格及参数设置

图2 为模型的计算域网格，网格划分方法参考文献［14］。对于近壁面处的边界层网格进行加密处理，第一层网格的y+<1，对同向及逆向流区域内的剪切层进行加密处理。

图2 计算域及网格

选取FLUENT 软件进行数值模拟，参考文献［10］给定边界条件：喷管主流，同向二次流给定为压力入口；逆向二次流给定压力出口；喷管主流，同向、逆向二次流及引射总温均为300 K；外流场边界条件均给定为压力出口，总温300 K；所有壁面均给定为绝热无滑移固壁边界。

1.3 计算准确性验证

为了验证计算结果的准确性，选取逆流控制矢量喷管的外套管上壁面中线处的静压与文献［10］中的实验结果进行对比，同时对网格进行无关性验证。图3 中230×104和260×104两种网格的计算结果曲线与文献［10］的实验结果基本吻合，但在外套管尾部存在差别。原因是文献［10］中的实验对外套管上壁面采用等间距取点测量出静压，两点之间距离稍远，未能监测到上壁面末端的压力变化。同时选取的4 种网格的计算结果曲线趋势基本一致，当网格数量达到230×104后外套管上壁面静压分布与实验数值基本一致，且计算速度较快。因此选取230×104网格进行计算。

图3 计算结果与实验结果的对比及网格无关性验证

2 计算结果与分析

2.1 增强型喷管与原型喷管的结果对比

为了研究增强型喷管的工作原理，选取抽吸压差为0.2 MPa的工况，对两喷管进行计算。压力系数Cp定义为：

其中，Pin为主喷管进口静压，ρin与vin为主喷管入口气流的密度与速度。

图4 是原型喷管沿Z 轴方向与X 轴方向的外套管内部压力系数截面图。由图中可见，喷管在外套管内部沿Y 轴方向分为主流及主流上下两侧共3 个区域，其中在主流上侧的负压区可以发现，不同截面的压力系数有细微变化，由此可以体现流场的三维性质。而所有截面压力系数的结构基本相同，在喷管Z=0（对称面）处附近无明显变化，流场结构在X—Y 截面产生明显变化。因此通过研究Z=0 处截面的流动变化来探索喷管主要流动结构的变化是可行的。

图4 原型喷管沿Z 轴与X 轴不同截面的压力系数分布

图5 为原型喷管与增强型喷管在Z=0 截面处的马赫分布云图，可以发现增强型喷管的矢量角明显大于原型喷管：原型喷管的主流出口截面位于X=0.089 7 m（截面1）处，喷管的推力矢量角为12.9°，推力系数为96.05%；增强型喷管的主流在通过截面1 前，其偏转的角度与原型喷管基本相同，当主流通过截面1后在截面1与截面2 的区域内仍然向上有所偏转，此时喷管的推力矢量角为15.41°，推力系数为95.93%。在抽吸背压P2为0.8 个大气压的工况下，增强型喷管对推力矢量角提高了2.51°推力系数基本不变。

图5 原型喷管与增强型喷管Z=0 处截面马赫数分布云图

2.2 喷管推力矢量角增加的机理分析

图6 为原型喷管与增强型喷管Z=0 处截面的压力系数云图对比。在图6a）中可以看到，外套管内部区域A 对比压力系数可以分为低压区1 和过渡区2。其中低压区1 通过抽吸二次流通道提供的负压维持，过渡区2 连通低压区1 与外流场，由于外流场大气受到主流的卷吸，经过过渡区进入外套管内部，因此过渡区内的压力从左到右逐渐增大。从图6b）可以看到，增强型喷管外套管内部区域B 同样存在低压力区1 和过渡区域2，对比图6a）可以发现增强型喷管的区域1 明显大于原型喷管，同时区域2 大部分对应原型喷管的外流场区域，其压力系数明显低于原型喷管的相同区域。由于逆流控制矢量喷管的矢量角产生，主要依靠抽吸二次流通道提供的负压，使外套管内主流上下两侧产生压差，主流两侧压差的大小决定着推力矢量角的大小。结合图5 的马赫数分布分析其原因可知，增强型喷管的延伸壁面使得主流上侧逆向二次流区域增大，外流场气流被延伸壁面阻挡进入外套管内部需要的时间更长，在内部的低压气流无法及时提高压强，使得增强型喷管的低压区增大，过渡区压力降低；而两喷管外套管下壁面结构一致，所以压力系数基本相同。由于截面1、2之间为增强型喷管的过渡区域，主流上下间存在压差；而原型喷管相同区域为外流场，主流上下压力相等，因此主流在增强型喷管1、2 截面之间会继续向上偏转。

图6 原型喷管与增强型喷管Z=0 处截面压力系数分布

图7 为原型喷管与增强型喷管上壁面中线处的压力系数分布，通过线图的对比可以更清楚地看见两喷管在抽吸二次流区域的压力变化：原型喷管在X=0～0.04 m 区域内，压力轻微上升后再下降；当X＞0.04 m 后，压力迅速上升。增强型喷管在X 在0～0.05 m 区域内，压力同样是先上升后下降；当X＞0.05 m后，压力上升趋势略缓于原型喷管，且在X 在0.08～0.1 m 区域内压力变化趋于平缓。两喷管在外套管尾部均有压力波动，并且压力分布曲线的变化趋势基本相同。结合图6 分析，外套管上壁面静压分布曲线可以更加清楚地了解到，增强型喷管在主流上侧的压力更低且低压力值区域更大。

图7 原型喷管与增强型喷管上壁面静压分布对比

2.3 不同工况下增强型喷管的性能

图8为原型喷管与增强型喷管在不同抽吸压差下的推力矢量角和推力系数对比，具体数据见表2。从图8可以看到，抽吸压差从0.5 MPa增大到2.5 MPa的过程中，增强型喷管的推力矢量角始终大于原型喷管，且随着抽吸压差的增大矢量角增长的幅度越大，在抽吸压差=2.5 MPa时涨幅最大、达到3.09°；两喷管的推力系数均随着抽吸压差的增大而减小，其中抽吸压差为0.5 MPa、1.5 MPa和2.0 MPa时增强型喷管的推力系数低于原型喷管；抽吸压差为1.0 MPa 和2.5 MPa 时，推力系数高于原型喷管；但无论推力系数增高或降低，推力系数的变化量均小于0.002，因此两喷管在相同工况下推力系数基本一致。