落压比对射流控制矢量喷管性能影响研究*

张泽远，郭颜红，额日其太，吴 盟

（中国空空导弹研究院，河南洛阳471009）

0 引言

推力矢量技术可以显著提高飞机和导弹的机动性、灵活性和生存能力，是未来高性能飞行器的关键技术之一。射流控制矢量喷管结构简单，重量轻，是矢量喷管技术的重要发展方向，得到了国内外研究人员的广泛关注[1－7]。

在以往的研究中，人们发现落压比增大影响扩张段射流的膨胀，从而改变了注气口前方分离区的大小和分离激波的位置，导致矢量角减小。但是，这只是落压比对喷管性能影响的一个方面。为了认清落压比对射流控制矢量喷管性能影响的机理，文中利用数值模拟方法，研究了落压比对射流控制矢量喷管流动和性能的影响。

1 数值模拟方法

1.1 计算方法及验证

文中采用的数值模拟方法为时间推进的有限体积法，控制方程为一般曲线坐标系下强守恒形式的N.S.方程。为提高收敛速度和求解精度，离散格式选用隐式二阶迎风格式，湍流模型为RNGk－ε 二方程模型。

对文献[4]中的射流控制矢量喷管进行了数值模拟，并与试验结果进行了对比。图1为壁面压力分布的数值模拟和试验结果的对比。从图中可以看到，文中采用的数值模拟方法可以很好的模拟射流对喷管流动的影响。

图1 数值模拟和试验结果的比较

1.2 喷管设计参数和计算条件

图2 计算网格

研究对象为扩张段注气的收扩喷管，设计落压比NPRD＝10，注气压比（次流与主流总压比）分别为SPR＝1和1.8。主次流进口条件不变（主、次流进口总温300K，主流进口总压为1MPa），通过改变环境压力来改变喷管落压比，NPR的变化范围是4.0～100.0。外流马赫数为0.1，环境温度为300K。计算网格如图2所示。

2 计算结果分析

2.1 落压比对喷管性能的影响

图3和图4所示分别为SPR＝1时，NPR对喷管推力系数和矢量角的影响。

从图3中可以看到，当NPR＜NPRD时，喷管工作在过度膨胀状态，推力损失较大；NPR ＞NPRD时，喷管工作在欠膨胀状态，推力系数减小。

图3 落压比对推力系数的影响

图4 落压比对矢量角的影响

从图4可以看到，NPR较小时，矢量角比较大，随着NPR的增大，矢量角显著减小，这是射流控制矢量喷管的典型特征。

2.2 落压比对喷管流动的影响

图5和图6分别为NPR＝8，SPR＝1条件下，射流控制矢量喷管流场的马赫数分布和静压等值线图。从图中可以看到，喷管扩张段上壁面注入二次气流之后，注气口前方产生了弓形激波和分离区。在分离区的前方，产生了分离激波。弓形激波和分离激波在喷管流场中合并形成了新的斜激波。由于NPR＜NPRD，喷管出口截面压力低于环境压力，因此喷管出口下壁面附近出现了斜激波，超音速气流通过斜激波增压，达到与环境压力的平衡。

图5 喷管流场马赫数分布（NPR＝8）

图6 喷管流场等压线图（NPR＝8）

图7所示为SPR＝1.8条件下NPR对喷管壁面压力分布的影响。从图中可以看到，由于上壁面扩张段注气，注气口前方的壁面压力升高，上下壁面产生压差，从而产生矢量推力。通过分析壁面压力分布的变化，可以发现矢量角随着NPR增大而减小的两个原因：①NPR增大时，注气口前方激波的位置后移，使上壁面压力降低。由于下壁面压力变化很小，因此上下壁面压差减小，矢量角减小；②NPR增大时，由于注气口下游分离区的压力降低，回流区及其临近壁面的压力降低，因此上下壁面压差减小，矢量角减小。

图7 落压比对壁面压力分布的影响

2.3 落压比对喷管状态和矢量角的影响

静止状态下喷管的轴向推力Fx为：

其中：ρ为气体密度。可见喷管推力包括两个部分，第一部分推力来源于气体的高速运动，记作Fx1；第二部分推力来源于喷管出口压力与环境压力之差，记作Fx2，则：

喷管产生的矢量力Fy为：

其中：Vey为喷管出口截面垂直于轴向的气流速度。则喷管的矢量角α为：

为了进行对比研究，定义了速度矢量角αV，其物理意义为：由于气流速度与喷管轴线不重合所产生的矢量角。速度矢量角实际上是可以观测到的喷管气流偏转角。

图8所示为SPR＝1.8时NPR对喷管矢量角和速度矢量角的影响。从图中可以看到，NPR较小时，矢量角略大于速度矢量角，即实际的矢量角略大于气流偏转角。NPR较大时，喷管的矢量角小于速度矢量角。因此，在同样的气流偏转角条件下，小落压比情况喷管的矢量角要大于大落压比情况，这也是随着NPR增大，矢量角减小的原因之一。

产生这种现象的原因是：NPR＜NPRD时，喷管出口气流过度膨胀，喷管出口气流静压低于环境压力，式（1）中的第二项（Fx2）为负值（见表1），导致Fx1＞Fx，因此α＞αV。NPR＞NPRD时，喷管出口气流压力高于环境压力，Fx2为正值，Fx1＜Fx，因此α＜αV。通过以上分析可以知道，喷管矢量角α和速度矢量角αV的相对大小取决于喷管的工作状态，过度膨胀状态下α＞αV，欠膨胀状态则相反。

图8 NPR对矢量角和速度矢量角的影响

3 结论

随着落压比增大，射流控制矢量喷管的矢量角逐渐减小，减小的原因有三个：

1）注气口前方的分离区减小、分离激波的位置后移，使上下壁面的压差减小，因此推力矢量角减小；

2）注气口下游形成了与环境联通的分离区，随着落压比增大，分离区内的压力降低，也使上下壁面的压差减小，矢量角减小；

3）喷管推力产生包括两个部分，分别是速度产生的推力和压差产生的推力，在落压比增大的过程中，喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变，压差产生的推力越来越大，因此喷管的矢量角和气流偏转角相差越来越大，喷管矢量角越来越小。

[1]Wing D J.Static investigation of two fluidic thrust－vectoring concepts on a two－dimensional convergent－divergent nozzle，NASA TM－4574[R].

[2]Wing D J，Giuliano V J.Fluidic thrust vectoring of an axisymmetric exhaust nozzle at static conditions，ASME FEDSM97－3228[R].

[3]Deere K A.Computational investigation of the aerodynamic effects on fluidic thrust vectoring，AIAA 2000－3598[R].

[4]Waithe K A，Deere K A.Experimental and computational investigation of multiple injection ports in a convergent－divergent nozzle for fluidic thrust vectoring，AIAA－2003－3802[R].

[5]王庆伟，张相毅，徐学邈，等.射流角度对双缝射流喷管流场影响的研究[J].燃气涡轮试验与研究，2006，19（4）：27－29.

[6]邓远灏，钟梓鹏，宋文艳.收敛－扩张喷管中运用次流推力矢量控制技术的计算研究[J].固体火箭技术，2004，28（1）：29－32.

[7]吴雄，焦绍球，张为华，等.燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟[J].固体火箭技术，2007，30（3）：191－195.