張留歡,王 君，馬 元,南向誼,張蒙正

(西安航天動(dòng)力研究所,陜西 西安 710100)

0 引言

組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在寬范圍飛行包線(xiàn)內(nèi)均能保持較高的工作性能，其在航天運(yùn)載、高速導(dǎo)彈以及飛機(jī)領(lǐng)域具有巨大的潛在技術(shù)優(yōu)勢(shì)和廣泛的應(yīng)用方向[1]。SIMITAR[2]，SABRE[3-4]及PATR[5]等組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是目前國(guó)內(nèi)外動(dòng)力系統(tǒng)研究方向的熱點(diǎn)，其多采用軸對(duì)稱(chēng)雙流道噴管構(gòu)型。由于上述發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍較寬(Ma0～5)，在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)要滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)流量、推力等需求，噴管有必要進(jìn)行調(diào)節(jié)。

關(guān)于可調(diào)噴管，國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了大量研究，多分為機(jī)械或氣動(dòng)調(diào)節(jié)。Takayuki Kojima等[6-7]設(shè)計(jì)了預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)噴管調(diào)節(jié)方案，其主要采用喉部凸塊方式對(duì)喉部面積進(jìn)行調(diào)節(jié)；徐驚雷等[8-11]開(kāi)展了二元噴管調(diào)節(jié)方案設(shè)計(jì)及試驗(yàn)，其主要采用調(diào)節(jié)唇板等部件改變噴管流道截面積；琚春光等[12-13]采用二次流體噴射的方法實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)塞式噴管推力矢量控制；額日其太等[14]采用喉道注氣實(shí)現(xiàn)軸對(duì)稱(chēng)噴管面積膨脹比調(diào)節(jié)，提高了噴管推力性能。本文研究對(duì)象為類(lèi)似SABRE等組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)外涵流道噴管，其為軸對(duì)稱(chēng)環(huán)形構(gòu)型，與上述噴管構(gòu)型存在明顯不同。如何在保證發(fā)動(dòng)機(jī)流道匹配的同時(shí)降低軸對(duì)稱(chēng)噴管調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，存在較大挑戰(zhàn)性。

本文針對(duì)軸對(duì)稱(chēng)環(huán)形收擴(kuò)噴管基本構(gòu)型，結(jié)合外涵流道噴管工作參數(shù)，提出了一種調(diào)節(jié)簡(jiǎn)便的外涵環(huán)形變幾何噴管方案，開(kāi)展了不同工況的三維流場(chǎng)仿真，并與固定噴管、無(wú)擴(kuò)張段的可調(diào)噴管等進(jìn)行了對(duì)比，可為后續(xù)可調(diào)噴管方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 環(huán)形噴管可調(diào)方案

組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)外涵環(huán)形噴管工作過(guò)程中，通過(guò)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)將作用力施加在沖壓流道噴管外壁，使其沿軸向前后移動(dòng)，進(jìn)而改變外壁與噴管內(nèi)壁之間的最小截面積(即喉道截面積)，調(diào)整噴管擴(kuò)張段面積膨脹比(出口與喉部在垂直于來(lái)流方向投影面積之比Ae/At)，實(shí)現(xiàn)上游燃燒室熱力、流量參數(shù)的準(zhǔn)確匹配，同時(shí)適應(yīng)噴管落壓比的變化。此方案噴管型面固定不變，避免了軸對(duì)稱(chēng)噴管采用調(diào)節(jié)片導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)復(fù)雜問(wèn)題。圖1給出了組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)噴管對(duì)稱(chēng)面視圖。

圖1 可調(diào)噴管半對(duì)稱(chēng)面示意圖Fig.1 Sketch of half symmetry plane of adjustable nozzle

本文研究的可調(diào)噴管工作馬赫數(shù)范圍為2～5，以Ma3.5飛行工況為設(shè)計(jì)點(diǎn)(兼顧高、低工況)，主要采用二次曲線(xiàn)設(shè)計(jì)了外涵流道噴管型面(外壁擴(kuò)張段為直線(xiàn))，如圖1所示。噴管軸向長(zhǎng)度為1 000 mm，外涵流道入口環(huán)高149 mm，內(nèi)涵流道噴管出口半徑350 mm。外涵流道噴管在不同工況下喉部需求面積及外壁平移距離(以?xún)?nèi)壁型線(xiàn)頂點(diǎn)為原點(diǎn))如表1所示，可見(jiàn)喉部面積變比接近3。其中Ma2平移后噴管內(nèi)、外壁出口截面在豎直方向平齊，噴管為全封閉狀態(tài)，其余工況噴管為半封閉狀態(tài)(外壁軸向長(zhǎng)度小于內(nèi)壁)。

本文提出的噴管調(diào)節(jié)方案僅對(duì)喉部面積進(jìn)行調(diào)節(jié)，固定為Ma3.5工況對(duì)應(yīng)出口面積，因此，實(shí)際調(diào)節(jié)后的面積比在Ma3.5工況以上相對(duì)理想值偏低，在Ma3.5工況以下則偏高，如表1所示。

表1 可調(diào)噴管調(diào)節(jié)參數(shù)

2 仿真計(jì)算

2.1 計(jì)算模型及方法

根據(jù)上述噴管結(jié)構(gòu)尺寸及外壁平移量建立了外涵流道可調(diào)噴管計(jì)算模型。利用商用網(wǎng)格生成軟件ICEM進(jìn)行噴管三維模型網(wǎng)格劃分。其中，噴管入口設(shè)為壓力入口，噴管出口遠(yuǎn)場(chǎng)邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，遠(yuǎn)場(chǎng)出口為壓力出口[15]。同時(shí)對(duì)噴管壁面附近進(jìn)行了網(wǎng)格加密，整個(gè)模型網(wǎng)格量約80萬(wàn)。計(jì)算模型中忽略了內(nèi)涵流道，認(rèn)為內(nèi)涵噴管出口氣流完全膨脹且速度方向與飛行速度方向一致。圖2給出了Ma3.5工況對(duì)應(yīng)的可調(diào)噴管三維計(jì)算模型及邊界條件。

基于FLUENT軟件進(jìn)行Ma2，2.5，3，3.5，4，4.5及5飛行工況條件下沖壓流道可調(diào)噴管三維流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算。計(jì)算采用有限體積法，求解方法為基于密度的隱式求解法，采用Sutherland公式計(jì)算分子粘性系數(shù)，壁面取絕熱無(wú)滑移和固體邊界條件，壁面附近采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理，湍流模型采用RNG(Re-Normalization Group)k-ε模型[16]。計(jì)算過(guò)程中監(jiān)測(cè)流量、動(dòng)量、能量等殘差數(shù)量級(jí)降至10-3以下，認(rèn)為迭代達(dá)到收斂。

圖2 可調(diào)噴管計(jì)算模型及邊界條件(Ma3.5)Fig.2 Calculation model and boundary condition of adjustable nozzle for Ma 3.5

2.2 可調(diào)噴管計(jì)算結(jié)果

圖3給出了Ma2～5飛行工況下外涵流道可調(diào)噴管對(duì)稱(chēng)面(一半)流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖。圖3中顯示，Ma2工況收縮段流道先收后擴(kuò)再收，噴管入口亞聲

速氣流在收縮段經(jīng)歷了加速-減速-加速過(guò)程，在喉部達(dá)到聲速。由于出口面積大于理想膨脹對(duì)應(yīng)的出口面積，噴管出口氣流呈過(guò)膨脹狀態(tài)，在出口上、下邊界產(chǎn)生斜激波，波后馬赫數(shù)降低；Ma2.5噴管出口氣流過(guò)膨脹程度減弱，上、下邊界出口斜激波角度減??；Ma3，3.5及4工況噴管出口面積接近理想膨脹面積，噴管下邊界出口激波消失。噴管上邊界出口氣流沿壁面方向繼續(xù)向外膨脹，壓力低于環(huán)境壓力，且由于內(nèi)外流相互作用導(dǎo)致自由流邊界兩側(cè)壓力較環(huán)境壓力升高，使得在上邊界出口外產(chǎn)生一道斜激波。斜激波位于噴管外側(cè)，對(duì)噴管內(nèi)流場(chǎng)影響較??；Ma4.5和Ma5工況出口面積較理想膨脹面積偏小，噴管出口截面氣流靜壓高于環(huán)境壓力，氣流在出口繼續(xù)向外膨脹，但由于內(nèi)外流相互作用導(dǎo)致自由流邊界兩側(cè)壓力升高，使得兩工況出口外同樣產(chǎn)生了斜激波。斜激波前后Ma差別較小(<2.8%)，強(qiáng)度較弱。

圖3 可調(diào)噴管對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)云圖(一半)Fig.3 Mach number contour of half symmetry plane for the adjustable nozzle

2.3 固定噴管

以Ma3.5工況對(duì)應(yīng)的噴管為固定結(jié)構(gòu)，對(duì)不同工況的噴管流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，噴管對(duì)稱(chēng)面(一半)流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖如圖4所示。圖4中顯示Ma2工況下，噴管實(shí)際面積比(4.67)較理想面積比(1.56)差別較大，噴管氣流處于嚴(yán)重過(guò)膨脹狀態(tài)。內(nèi)壁由于逆壓梯度的影響產(chǎn)生了流動(dòng)分離，且分離現(xiàn)象持續(xù)到噴管出口。斜激波位于噴管內(nèi)部，這嚴(yán)重影響噴管推力性能；Ma2.5和3工況噴管內(nèi)壁氣流

分離程度逐漸減弱，其中Ma3工況僅在內(nèi)壁出口存在小區(qū)域的分離；Ma4，4.5及5工況噴管出口截面氣流處于欠膨脹狀態(tài)。出口外氣流沿流動(dòng)方向繼續(xù)膨脹，與自由流邊界相互作用產(chǎn)生斜激波，強(qiáng)度較弱。綜合以上，對(duì)于固定噴管來(lái)說(shuō)，Ma3.5以上工況流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本良好，但Ma3.5以下工況尤其是Ma2流場(chǎng)結(jié)構(gòu)惡化，影響噴管氣動(dòng)性能。

固定噴管喉部面積保持設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)值不變，在相同來(lái)流總溫、總壓條件下，其非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣流質(zhì)量流量無(wú)法匹配發(fā)動(dòng)機(jī)需求?？烧{(diào)噴管由于可調(diào)節(jié)噴管喉部面積，其流量可做到與發(fā)動(dòng)機(jī)上游流量準(zhǔn)確匹配，保證發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能。表2給出了不同工況下固定噴管與可調(diào)噴管的氣流流量。表2中顯示，采用固定噴管，其流量相對(duì)可調(diào)噴管最大偏差約50.6%。如此，若不考慮流量系數(shù)變化，通過(guò)相同流量氣流時(shí)，固定噴管入口總壓將最大偏差約50.6%，難以匹配發(fā)動(dòng)機(jī)需求。

圖4 固定噴管對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)云圖(一半)Fig.4 Mach number contour of half symmetry plane for the fixed nozzle

飛行馬赫數(shù)/Ma可調(diào)噴管流量/(kg·s-1)固定噴管流量/(kg·s-1)217.28.52.516.810.6318.214.13.517.517.5414.819.24.514.119.2511.816.5

2.4 無(wú)擴(kuò)張段噴管計(jì)算結(jié)果

基于前文提出的環(huán)形收擴(kuò)可調(diào)噴管方案，本文同時(shí)計(jì)算了外壁無(wú)擴(kuò)張段構(gòu)型可調(diào)噴管的三維流場(chǎng)。圖5給出了不同飛行工況下外壁無(wú)擴(kuò)張段的噴

管對(duì)稱(chēng)面(一半)流場(chǎng)馬赫云圖。圖5中顯示，不同工況下噴管喉道前流場(chǎng)參數(shù)與帶擴(kuò)張段可調(diào)噴管參數(shù)一致。噴管氣流在噴管喉部達(dá)到聲速，之后核心氣流沿內(nèi)壁繼續(xù)膨脹加速，上邊界喉道出口高壓氣流由于無(wú)固壁約束，向噴管外側(cè)膨脹。不過(guò)由于內(nèi)外流相互作用導(dǎo)致自由流邊界附近靜壓升高，使得噴管上邊界出口外部氣流受到壓縮。相較帶擴(kuò)張段可調(diào)噴管的過(guò)膨脹狀態(tài)，無(wú)擴(kuò)張段噴管流場(chǎng)無(wú)明顯激波結(jié)構(gòu)，如Ma2工況，適應(yīng)環(huán)境壓力能力較強(qiáng)；相較帶擴(kuò)張段可調(diào)噴管的欠膨脹狀態(tài)，無(wú)擴(kuò)張段噴管出口流場(chǎng)上側(cè)高壓氣流向環(huán)境自由發(fā)散膨脹，如Ma5工況，而這部分原本可用于轉(zhuǎn)化為噴管軸向推進(jìn)功的氣流動(dòng)能直接耗散，未被利用。

圖5 無(wú)擴(kuò)張段可調(diào)噴管對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)云圖(一半)Fig.5 Mach number contour of half symmetry plane for the nozzle without divergent part

3 性能分析

根據(jù)流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果，對(duì)可調(diào)噴管、固定噴管及無(wú)擴(kuò)張段噴管的推力系數(shù)Cfx[9]進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果見(jiàn)圖6所示。圖6中顯示，隨著飛行馬赫數(shù)升高，可調(diào)噴管推力系數(shù)由Ma2工況的0.93逐漸升高，并在Ma3工況后保持在0.97附近。其中，在Ma3.5工況達(dá)到最高，約為0.974；固定噴管推力系數(shù)由Ma2工況的0.71先升高后下降，在Ma3.5工況達(dá)到最高；無(wú)擴(kuò)張段噴管推力系數(shù)則由Ma2工況的0.949逐漸降低至Ma5工況對(duì)應(yīng)的0.84。圖7給出了不同型式的噴管在不同工況下對(duì)應(yīng)的理想面積比和實(shí)際面積比。可以看到，除在Ma2工況無(wú)擴(kuò)張段噴管面積比更接近理想面積比，其余工況可調(diào)噴管實(shí)際面積比均較其他型式噴管更接近理想面積比。

對(duì)比圖6和圖7，噴管的推力系數(shù)大小直接受?chē)?/p>

管理想面積比與實(shí)際面積比之差影響。噴管實(shí)際面積比與理想面積比差距越大，噴管的推力系數(shù)越小。其中，Ma2工況下無(wú)擴(kuò)張段噴管面積比更接近理想面積比，故其推力系數(shù)(0.949)大于可調(diào)噴管(0.93)。其余工況可調(diào)噴管的推力系數(shù)均較其他型式噴管高。

本文提出的環(huán)形可調(diào)噴管方案在Ma2～5對(duì)應(yīng)工況條件下，推力系數(shù)均大于0.93，Ma3.5工況達(dá)到最高約0.974；相同工況下，可調(diào)噴管較固定噴管推力系數(shù)提高最高約31%，較無(wú)擴(kuò)張段噴管推力系數(shù)提高最高約14.6%。

圖6 不同工況、型式噴管推力系數(shù)Fig.6 Thrust coefficients of different nozzles under different conditions

圖7 不同工況、型式噴管面積比Fig.7 Area ratio of different nozzles under different conditions

4 結(jié)論

針對(duì)組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)提出了一種外涵流道環(huán)形可調(diào)噴管方案，開(kāi)展了特定工況下噴管三維流場(chǎng)數(shù)值仿真，與固定噴管、無(wú)擴(kuò)張段噴管進(jìn)行了對(duì)比，獲得以下結(jié)論：

1)通過(guò)環(huán)形噴管特定型面外壁沿軸向前后移動(dòng)，可實(shí)現(xiàn)噴管喉部面積、面積膨脹比的連續(xù)調(diào)節(jié)，有效提高噴管推力性能；在Ma2～5典型工況下，可調(diào)噴管推力系數(shù)均大于0.93，最高約0.974。

2)固定噴管在非設(shè)計(jì)點(diǎn)無(wú)法匹配發(fā)動(dòng)機(jī)需求，可調(diào)噴管由于可調(diào)節(jié)噴管喉部面積，其流量可做到與發(fā)動(dòng)機(jī)上游流量準(zhǔn)確匹配。采用固定噴管，其流量相對(duì)可調(diào)噴管最大偏差可達(dá)50.6%。

3)環(huán)形可調(diào)噴管推力系數(shù)總體高于固定噴管和無(wú)擴(kuò)張段噴管。相同工況下可調(diào)噴管較固定噴管推力系數(shù)提高最高約31%，較無(wú)擴(kuò)張段噴管推力系數(shù)提高最高約14.6%。

本文提出的環(huán)形可調(diào)噴管方案可行，推力性能較優(yōu)，可供后續(xù)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)參考。