林 卉，李志強(qiáng)

（北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京 100191）

0 引言

作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件之一，噴管的性能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能有著重要影響。如果噴管的面積比按設(shè)計(jì)降壓比定出，則當(dāng)噴管的工作狀態(tài)發(fā)生變化時(shí)，其面積比就不再適應(yīng)變化后的噴管降壓比，使噴管處于不完全膨脹或過(guò)度膨脹狀態(tài)，從而使噴管推力下降。為此，國(guó)內(nèi)外的工程應(yīng)用和機(jī)理研究主要集中在噴管喉道處通過(guò)機(jī)械或氣動(dòng)方式來(lái)控制噴管流量以適應(yīng)不同的工作狀態(tài)。而相比于機(jī)械調(diào)節(jié)造成的噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大等缺點(diǎn)，射流控制技術(shù)從20世紀(jì)90年代開始得到了廣泛關(guān)注[1-2]。與傳統(tǒng)的機(jī)械式方案相比，射流方案具有機(jī)械部件少、質(zhì)量輕、費(fèi)用低等優(yōu)點(diǎn)[3]。目前研究較多的射流方案主要有：激波操縱[4-5]、喉道偏移[6-7]以及在此基礎(chǔ)上發(fā)展的雙喉道偏移[8-11]和逆流控制[12]。而近年來(lái)在高性能噴管方面的研究大多集中于雙喉道偏移產(chǎn)生矢量效應(yīng)技術(shù)。國(guó)內(nèi)在射流推力矢量技術(shù)方面的研究起步較晚，在雙喉道噴管領(lǐng)域的研究還很少，一些高校的少許研究仍然集中在矢量效應(yīng)方面，而對(duì)其增推原理尚未進(jìn)行研究。

為了進(jìn)一步研究射流控制技術(shù)對(duì)噴管內(nèi)部流動(dòng)和推力性能的影響，促進(jìn)噴管出口射流控制技術(shù)的發(fā)展，本文將雙喉道噴管的出口喉道設(shè)計(jì)為1個(gè)氣動(dòng)喉道，而不再是幾何固體喉道，從而建立1種“固－氣雙喉道噴管”。利用數(shù)值模擬手段，探索該噴管出口處射流控制氣動(dòng)喉道對(duì)軸對(duì)稱超聲速收擴(kuò)噴管性能的影響規(guī)律。

1 傳統(tǒng)雙喉道噴管

雙喉道噴管（Dual-Throat Nozzle，簡(jiǎn)稱DTN）是在傳統(tǒng)的喉道偏移噴管后增加1個(gè)收縮段，形成1個(gè)凹腔（如圖1所示），并在上游喉道處引入二次流扭曲了該處的聲速面，通過(guò)凹腔內(nèi)流動(dòng)分離產(chǎn)生的上、下壁面壓力差使主流進(jìn)一步偏轉(zhuǎn)。采用雙喉道方案可以比采用傳統(tǒng)的喉道偏移方案獲得更大的推力矢量效率，且不減小推力系數(shù)。文獻(xiàn)[9]的試驗(yàn)研究表明，在噴管落壓比PRN=4時(shí)，該方案實(shí)現(xiàn)了最大為15°的推力矢量角，最大推力效率是6.1°/單位引射量，對(duì)應(yīng)的推力比為0.968，與非推力矢量相比，推力損失小于0.5%。如此良好的表現(xiàn)使得雙喉道噴管成為目前國(guó)內(nèi)外航空界探索研究的熱點(diǎn)，但該噴管的優(yōu)勢(shì)也僅僅局限在良好的矢量效果上，而卻不能得到增推效果。

圖1 雙喉道噴管（DTN）結(jié)構(gòu)

2 物理模型和計(jì)算方法

2.1 計(jì)算模型

本文的研究對(duì)象為小收擴(kuò)比噴管[13]，其幾何模型如圖2所示。原始噴管幾何形狀如圖2（a）所示，噴管出口面半徑為0.01273 m，出口面積與喉道面積之比為1.055，具體幾何尺寸見文獻(xiàn)[13]。為了實(shí)現(xiàn)氣固雙喉道思想，在噴管出口處增加了1個(gè)二次流控制的氣動(dòng)喉道，如圖 2（b）所示。

圖2 噴管幾何模型

2.2 計(jì)算網(wǎng)格

采用商用Fluent軟件進(jìn)行2維模擬，考慮對(duì)稱性，計(jì)算網(wǎng)格為實(shí)際流場(chǎng)的一半，均為6面體網(wǎng)格，如圖3（a）所示，網(wǎng)格數(shù)量約為4萬(wàn)個(gè)，在壓力變化較大和近壁面處進(jìn)行加密，使得壁面處的y+≤3，從而保證該網(wǎng)格質(zhì)量滿足SA湍流模型的需要。噴管氣動(dòng)喉道處的網(wǎng)格細(xì)化如圖3（b）所示。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格

2.3 計(jì)算方法與邊界條件

流場(chǎng)計(jì)算基于求解2維Reynolds時(shí)平均N-S方程。采用4階R-K進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)求解，對(duì)流項(xiàng)采用2階迎風(fēng)格式離散求解，黏性項(xiàng)采用中心差分格式求解。

主流為超聲速流動(dòng)，進(jìn)口為壓力進(jìn)口，狀態(tài)給定總壓、總溫、初始靜壓和速度方向。射流流動(dòng)假設(shè)為均勻流動(dòng)，進(jìn)口也為壓力進(jìn)口。出口采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，假設(shè)壁面絕熱無(wú)滑移。自由流馬赫數(shù)為0.03，主次流入口總溫為300 K，環(huán)境溫度為297 K，環(huán)境壓力為9.895 MPa，設(shè)計(jì)落壓比PRN=3.16，二次流入口細(xì)縫長(zhǎng)度為0.64 mm。

分別計(jì)算了不同二次流的壓比（PRS）和噴射角度時(shí)的噴管推力性能。

2.4 參數(shù)計(jì)算

式中：Wip/is為主流/射流理論流量[16]；Wp/s為主流/射流實(shí)際流量；Ue為噴管出口速度；P9為出口靜壓；P0為大氣壓；A9為出口面積；A8為固體喉道面積；A10為氣體喉道面積；為主流/射流進(jìn)口總壓；Ft1為射流后主流實(shí)際推力；Ft0為無(wú)射流時(shí)主流實(shí)際推力；X1為氣體喉道與出口的軸向距離；D為噴管出口直徑。

2.5 數(shù)值方法的驗(yàn)證

利用文獻(xiàn)[13]的結(jié)果對(duì)所采用的計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證。原始噴管出口軸線速度分布如圖4所示，在無(wú)射流、PRN=3.16時(shí)，在噴管出口軸線速度分布的試驗(yàn)值和計(jì)算值吻合較好，表明本文所采用的計(jì)算方法比較精確，能用于固氣雙喉道噴管研究。

圖4 原始噴管出口軸線速度分布

3 數(shù)值結(jié)果及分析

3.1 二次流壓力對(duì)噴管性能的影響

噴管出口射流控制處形成氣動(dòng)喉道的二次流的壓力對(duì)噴管出口主流流場(chǎng)、推力系數(shù)和流量系數(shù)的影響規(guī)律如圖5、6所示。

從圖中可見，在PRN=2.135時(shí)，對(duì)于主流流場(chǎng)來(lái)說(shuō)，當(dāng)二次流壓比為0.8時(shí)，射流壓縮主流作用開始明顯，主流流量系數(shù)開始減?。划?dāng)二次流壓比增大至1.0時(shí)，由于主流壓縮造成的流量系數(shù)減小7%，此時(shí)二次流所占出口流量增大。同時(shí)，隨著二次流壓比的增大，主流出口有效面積減小，擴(kuò)張段超聲氣體被再次壓縮，出口靜壓增大，當(dāng)PRS＞0.7時(shí)，二次流能有效地在噴管出口處形成1個(gè)氣體喉道，即噴管變成固-氣雙喉道噴管，可以通過(guò)調(diào)節(jié)氣體喉道面積來(lái)有效控制出口截面的流動(dòng)，從而增大噴管的推力系數(shù)。另外，隨著氣動(dòng)喉道的形成，主流受環(huán)境作用的影響減弱，即有效減弱了主流和環(huán)境相互作用所產(chǎn)生的激波效應(yīng)，從而進(jìn)一步提升噴管的推力。在沒有二次流所形成的氣動(dòng)喉道，即PRN=2.135、PRS=0時(shí)，噴管出口靜壓小于外界大氣壓，屬于過(guò)膨脹狀態(tài)，存在過(guò)膨脹損失，則其推力系數(shù)小于有氣動(dòng)喉道的噴管推力系數(shù)。

圖5 推力系數(shù)和主流流量系數(shù)隨PRS變化

圖 6 PRN=2.135、θ=30°時(shí)不同 PRS 主流流場(chǎng)

噴管軸線出口無(wú)量綱壓力變化情況如圖7所示。圖中橫坐標(biāo)表示軸線遠(yuǎn)離出口距離X與出口直徑D的比值，縱坐標(biāo)表示軸線出口壓力與環(huán)境大氣壓之比，2個(gè)參數(shù)均為無(wú)量綱數(shù)。從圖7中可見，當(dāng)PRN=2.135 時(shí)，在無(wú)射流情況下，即 PRS=0 時(shí)，P/P0＜1，即噴管出口壓力小于反壓，出口超聲速氣體受到強(qiáng)壓縮產(chǎn)生激波，出口壓力突然增大，氣體經(jīng)過(guò)激波推力有所損失，推力系數(shù)減??；當(dāng)PRS=0.5時(shí)，出口為超聲速，并且仍有激波出現(xiàn)；繼續(xù)增大PRS時(shí)，主氣流量也隨之增加，激波前壓力增大，因此激波強(qiáng)度減弱，激波往外移動(dòng)，噴管出口處為亞聲速，激波出現(xiàn)在外界大氣中，并且隨著PRS的增大，激波與出口截面的距離在增大，使得激波對(duì)噴管出口影響減小，推力系數(shù)隨之增大。[14-15]

圖7 軸線出口壓強(qiáng)變化

3.2 二次流噴入角對(duì)噴管性能的影響

當(dāng)PRN=2.135和PRS=0.7時(shí)，不同射流噴入角對(duì)主流流場(chǎng)的影響如圖8所示。圖中紅色區(qū)域?yàn)槌晠^(qū)，藍(lán)色區(qū)域?yàn)閬喡晠^(qū)，中間分界線為聲速線。當(dāng)噴入角為30°時(shí)，主流被壓縮；當(dāng)噴入角增大到60°時(shí)，主流被明顯壓縮，出口有效面積減小，同時(shí)聲速線靠近出口，出口速度增加，噴管出口激波被抑制，推力系數(shù)增大；而當(dāng)噴入角增大到90°時(shí)，主流被壓縮效果又變得不明顯；噴入角繼續(xù)增大到120°時(shí)，主流又重新被有效壓縮，但此時(shí)聲速線卻向噴管出口處靠近，出口壓力減小，推力系數(shù)增大但小于60°時(shí)的值。由此可見，順向二次射流能獲得更好的推力效果。射流噴入角影響主流流場(chǎng)，從而影響噴管性能的變化如圖9所示。

圖8 PRN=2.135、PRS=0.7,不同射流噴入角時(shí)主流流場(chǎng)

圖9 PRN＝2.135、PRS=0.7時(shí)推力系數(shù)隨射流噴入角的變化

3.3 氣動(dòng)喉道對(duì)噴管主流推力的影響

當(dāng)PRN=2.135、θ=30°時(shí)，不同氣動(dòng)喉道位置和面積對(duì)噴管主流推力的影響如圖10所示。

圖10 不同CA下主流推力系數(shù)變化曲線

由于射流的屏蔽作用，主流從噴管出口到氣動(dòng)喉道這段距離不受大氣影響。因此在氣動(dòng)喉道截面運(yùn)用動(dòng)量方程獲得主流在射流影響下的實(shí)際推力，并且與無(wú)射流狀況下主流實(shí)際推力作比較，得到主流推力系數(shù)Cfg1。同時(shí)，為了比較不同PRS下的氣動(dòng)喉道位置，設(shè)定系數(shù)CA為固體喉道面積與氣體喉道面積之比，系數(shù)Cx為氣體喉道遠(yuǎn)離出口距離與出口半徑之比。

隨著PRS的增大，氣動(dòng)喉道面積相應(yīng)減小，CA逐漸增大，射流對(duì)出口氣流進(jìn)行再次壓縮，主流推力系數(shù)先增大后減小。對(duì)于主流推力而言，氣動(dòng)喉道等同新的出口，而PRN小于設(shè)計(jì)值時(shí)，相應(yīng)的最佳CA值增大，主流膨脹更充分，主流推力系數(shù)隨之增大，且大于1，表示射流控制能有效提高主流推力。但隨著PRS的增大，氣動(dòng)喉道面積減小，Cx增大，喉道位置遠(yuǎn)離出口，主流出口速度減小，整個(gè)噴管類似收斂噴管，主流推力系數(shù)隨之減小。在PRN=2.135時(shí)，CA在0.97～0.99內(nèi)能有效提高主流推力系數(shù)。

4 結(jié)論

（1）噴管出口注氣改變了主流有效出口面積，使得有過(guò)膨脹損失的噴管被再次壓縮膨脹，從而增大推力系數(shù)。在保證流量比小于0.1范圍內(nèi)，當(dāng)PRN=2.135、PRS=1時(shí)，推力系數(shù)達(dá)到0.995，比無(wú)射流時(shí)的提高了1.7%，達(dá)到預(yù)期的固-氣雙喉道目的。

（2）射流角度對(duì)噴管出口實(shí)際面積和流場(chǎng)有一定影響；順向射流能獲得更好的推力效果。

（3）調(diào)節(jié)氣動(dòng)喉道面積能有效增大噴管主流推力系數(shù)，使噴管工作點(diǎn)向設(shè)計(jì)點(diǎn)靠攏，達(dá)到最優(yōu)效果。

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