基于微型渦噴發(fā)動機的軸對稱矢量噴管特性

樊開崗，陳 鑫，董立偉，張威江

(1.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院, 西安, 710038; 2.北京航空工程技術(shù)研究中心，北京, 100076)

矢量噴管是實現(xiàn)發(fā)動機推力矢量技術(shù)的關(guān)鍵，原理上可分為機械調(diào)節(jié)式、等離子體射流調(diào)節(jié)式、氣動射流調(diào)節(jié)式等，其中機械調(diào)節(jié)式矢量噴管(Technical of Vector-nozzle, TVC)技術(shù)最成熟，應(yīng)用最廣泛，主要包括：二元矢量噴管、軸對稱矢量噴管、三軸承偏轉(zhuǎn)噴管等幾種。

軸對稱矢量噴管(Axial-Symmetric Vectoring Exhaust Nozzle，AVEN)是在收斂-擴張型噴管基礎(chǔ)上，通過液壓作動筒等使收斂及擴散段在全周向偏轉(zhuǎn)一定角度，實現(xiàn)俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)。20世紀(jì)80年代，GE公司研制其第一款軸對稱矢量噴管，并安裝在F110-GE-100發(fā)動機上，同時，P&W公司研制P/YBBN[1-2]噴管，安裝在F100-PW-229發(fā)動機上。兩型噴管都先后經(jīng)過地面冷態(tài)模擬、熱態(tài)臺架、高空和野外試車臺架部件級及系統(tǒng)實驗，均參與到美國空軍F-16 MATV[3-4](Multi-Axis Thrust Vectoring)多軸推力矢量計劃和F-15 S/MTD(STOL/Maneuvering Technology Demonstrator)短距起降/機動性技術(shù)驗證機測試、F-15 ACTIVE[5-6](Advanced Control Technology for Integrated Vehicles)集成飛行器先進控制技術(shù)驗證機的飛行測試，兩型噴管原理相同，在結(jié)構(gòu)與技術(shù)指標(biāo)上有一定差異，GE公司的噴管最大偏轉(zhuǎn)角17°，最大偏轉(zhuǎn)速率60°/s；P&W公司P/YBBN噴管最大偏轉(zhuǎn)角20°，最大偏轉(zhuǎn)速率45°/s。P/YBBN噴管為俯仰/偏航平衡梁噴管，收斂段部分作動裝置為空氣作動系統(tǒng)，二者都提升了大迎角高機動穩(wěn)定性。此外，歐洲英、德、意、西聯(lián)合研制的EJ200發(fā)動機的軸對稱矢量噴管由西班牙渦輪發(fā)動機工業(yè)公司研制[7]，該矢量噴管設(shè)計新穎，最大偏轉(zhuǎn)速率可達110°/s。俄羅斯80年代開始進行推力矢量技術(shù)的相關(guān)研究，并在蘇-27平臺上進行了二元矢量噴管和軸對稱矢量噴管的性能對比工作，比較后認(rèn)為軸對稱矢量噴管更有希望[8]。軸對稱矢量噴管優(yōu)點十分明顯，但其紅外隱身性能較弱，隨著發(fā)動機冷卻技術(shù)的進步，新型軸對稱矢量噴管紅外隱身性已取得突破[9]。

近年來，我國在發(fā)動機推力矢量領(lǐng)域開展了大量研究，取得了一些研究成果：北京航空航天大學(xué)金捷等[10]利用縮比模型對軸對稱矢量噴管不同落壓比條件下噴管內(nèi)流特性和壁面靜壓分布進行試驗研究，發(fā)現(xiàn)落壓比低于氣體完全膨脹落壓比會使管內(nèi)流出現(xiàn)斜激波及分離區(qū)；西北工業(yè)大學(xué)馬會民等利用數(shù)值模擬研究了軸對稱矢量噴管的分離流動對矢量推進性能的影響[11]；北京航空航天大學(xué)邵萬仁采用數(shù)值模擬的方法對軸對稱矢量噴管內(nèi)流特性進行了相關(guān)研究[12]。以上研究主要是對收斂擴張型噴管進行研究，缺乏針對性的實驗驗證。李穎杰等以微型航空發(fā)動機推力矢量系統(tǒng)為研究對象對先進戰(zhàn)機縮比驗證機的推力矢量系統(tǒng)進行了建模與控制研究[13]。本文以德國Jet Cat公司生產(chǎn)P550-PRO型微型渦噴發(fā)動機設(shè)計狀態(tài)參數(shù)為依據(jù)，采用FLUENT對收斂型軸對稱矢量噴管進行CFD數(shù)值仿真研究，研究了不同矢量偏轉(zhuǎn)角條件下流場特征和推力特性，分析了矢量偏轉(zhuǎn)角對各參數(shù)的影響情況，并以該微型渦噴發(fā)動機為平臺進行實驗驗證。

1 矢量噴管氣動型面設(shè)計

設(shè)計微型渦噴發(fā)動機收斂型軸對稱矢量噴管時需考慮幾何匹配和性能匹配。為保證噴管推力、流通能力滿足性能要求，需從以下兩方面開展工作：

1)矢量噴管參數(shù)化建模及仿真：提取矢量噴管幾何型面的關(guān)鍵幾何參數(shù)，基于CFD數(shù)值仿真，研究不同幾何構(gòu)型、典型工況下，噴管的流場特性及推力性能，獲取噴管關(guān)鍵氣動幾何參數(shù)的影響規(guī)律。在幾何尺寸的約束下，找到最優(yōu)的流動損失小、推力系數(shù)大的模型。

2)矢量噴管流通能力的修正：在獲得噴管最優(yōu)幾何構(gòu)型的基礎(chǔ)上，比較設(shè)計噴管與原裝噴管的流通能力，并反復(fù)迭代，使設(shè)計噴管與原裝噴管流通能力一致。

最終設(shè)計軸對稱矢量噴管幾何構(gòu)型共5套，如圖1所示，出于實際考慮，本文設(shè)計加工收斂型軸對稱矢量噴管，涵蓋噴管出口幾何偏轉(zhuǎn)角δ：0°、5°、10°、15°、20°。

圖1 軸對稱矢量噴管幾何構(gòu)型

2 矢量噴管推力矢量特性數(shù)值仿真

2.1 CFD數(shù)值仿真方法

本文所研究的噴管內(nèi)流動特性是燃?xì)庠谌S范圍內(nèi)黏性可壓縮湍流運動，忽略重力效應(yīng)、熱輻射和化學(xué)反應(yīng)，因此對Navier-Stokes(N-S)方程進行雷諾平均化，并作為控制方程。

本文使用SSTk-ω模型進行計算，西北工業(yè)大學(xué)劉剛[14]、史經(jīng)緯[15]分別使用SSTk-ω模型進行了推力矢量噴管的研究，驗證了該湍流模型的精確性，其k、ω方程如下：

(1)

(2)

本文對軸對稱矢量噴管進行三維數(shù)值模擬計算，由ICEM進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，計算域網(wǎng)格如圖2所示，噴管出口遠(yuǎn)場均為圓柱形，其延噴管出口軸線距離為15倍噴管直徑，向周向延伸10倍噴管直徑距離，在噴管壁面處及出口位置進行加密處理，總體上網(wǎng)格數(shù)量低于200萬，網(wǎng)格質(zhì)量較高可保證計算準(zhǔn)確性。

圖2 軸對稱矢量噴管網(wǎng)格全局圖

根據(jù)P550-PRO型微型渦噴發(fā)動機的技術(shù)說明書，設(shè)置模型邊界條件具體數(shù)值為噴管入口總溫1 100 K，總壓為1.56×105Pa，噴管出口截面背壓為1.01×105Pa，外部遠(yuǎn)場靜壓為1.01×105Pa，總溫固定為300 K，自由來流0.05Ma。

2.2 性能參數(shù)計算

對于發(fā)動機推力計算，本文采用動量定理求推力。軸向力Fx為壓差力Fxp與動量力Fxm之和：

(3)

同理噴管出口垂直方向Fy、周向Fz分別為：

(4)

(5)

總推力F為：

(6)

推力系數(shù)Cfg為噴管實際推力值與等熵完全膨脹流動理想推力Fi的比值：

Cfg=F/Fi

(7)

2.3 軸對稱矢量噴管流場特征分析

圖3～4為軸對稱矢量噴管在噴管出口幾何偏轉(zhuǎn)角δ為0°狀態(tài)下對稱面速度矢量及流線圖、總壓云圖。由噴管對稱面的總壓云圖可知，燃?xì)饬鹘?jīng)尾錐進入噴管時，由于通道面積突然變大，致使尾錐后部產(chǎn)生了低壓回流區(qū)，流速降低，尾錐周向外部燃?xì)饬骼@過這個低壓回流區(qū)后與噴管中部燃?xì)饬鬟M行混合，沿噴管軸向運動過程中，流速逐漸升高。氣流通過噴管收斂段時，速度逐漸增加，密度、壓力、溫度逐漸減小，在噴管出口截面速度達到最大值(小于當(dāng)?shù)芈曀?，其速度最大值由噴管進出口壓比和氣體總溫決定，由于噴管進出口壓比較小，處于亞臨界狀態(tài)。由速度矢量、流線等分布可知，在δ為0°狀態(tài)下燃?xì)饬髟趪姽軆?nèi)保持良好的流動對稱性，在噴管出口壁面沒有發(fā)生氣體流動分離現(xiàn)象。

圖3 0°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖4 0°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖5～7為軸對稱矢量噴管δ為5°狀態(tài)下對稱面速度矢量及流線圖、總壓云圖和噴管出口截面總壓云圖。與δ為0°時流場特征圖相比，可明顯看出噴管內(nèi)流動對稱性被打破，燃?xì)饬髁骶€向噴管偏轉(zhuǎn)方向傾斜。與0°偏轉(zhuǎn)角時相似，燃?xì)饬髟谖插F后部產(chǎn)生了低壓回流區(qū)，不過此低壓回流區(qū)由于噴管存在矢量角也向上偏轉(zhuǎn)，并且該低壓區(qū)域范圍變小，這是由于氣流偏轉(zhuǎn)后尾錐周向外部燃?xì)饬髋c噴管中部燃?xì)饬骰旌铣潭仍鰪?，由噴管出口截面總壓云圖可知，壓力分界為3層，由于幾何矢量角的存在導(dǎo)致在出口截面總壓分布不再對稱，上部出現(xiàn)一個左右對稱的低壓區(qū)。燃?xì)庋貒姽茌S向流動過程中逐漸膨脹加速，速度最大值依舊在噴管出口處。軸對稱矢量噴管在δ為10°、15°及20°偏轉(zhuǎn)角狀態(tài)與5°偏轉(zhuǎn)角流場特征相似，尾錐后部低壓回流區(qū)及周向外部燃?xì)饬髋c噴管中部燃?xì)饬骰旌犀F(xiàn)象依舊存在，不同點在于燃?xì)饬髁骶€傾斜角度更大。同樣燃?xì)庋貒姽茌S向加速，速度最大值在噴管出口處。相較于5°、10°和15°偏轉(zhuǎn)角狀態(tài)，20°偏轉(zhuǎn)角狀態(tài)下尾錐后部產(chǎn)生的低壓回流區(qū)范圍變大，如圖8～10，速度矢量及流線圖中可以看到尾錐周向外部燃?xì)饬髋c噴管中部燃?xì)饬骰旌犀F(xiàn)象影響了出口馬赫數(shù)分布，使其在出口產(chǎn)生一個低馬赫數(shù)區(qū)域。出口截面的低壓區(qū)域也發(fā)生明顯變化，原先3層壓力分布變?yōu)?層壓力分布，最內(nèi)層低壓區(qū)域范圍明顯變小，低壓區(qū)域整體從上向中部移動。同樣燃?xì)庋貒姽茌S向加速運動，速度最大值在噴管出口處。

圖5 5°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖6 5°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖7 5°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的噴管出口截面總壓云圖

圖8 20°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的速度矢量及流線圖

圖9 20°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的總壓云圖

圖10 20°偏轉(zhuǎn)角軸對稱矢量噴管的噴管出口截面總壓云圖

由仿真結(jié)果可知，當(dāng)噴管存在幾何偏角時，由于噴管進出口壓比相同，噴管偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生氣動矢量角，且氣動矢量角會隨著噴管偏轉(zhuǎn)角增大而增大。又由于氣動矢量角的存在，使得噴管內(nèi)部流場變化更加復(fù)雜，噴管實際出口面積減小,噴管流量減小，流通能力變差[16]，噴管向上偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致上下壁面的收斂角改變，流場向噴管幾何矢量角方向傾斜，呈現(xiàn)非對稱形式，而此時上、下壁面噴管出口處氣流流動狀態(tài)有一定的變化，下壁面相對于上壁面角度增大易發(fā)生分離，幾何矢量角越大分離也會越嚴(yán)重，流動狀態(tài)的不一致也使得壓力、速度的分布會出現(xiàn)差異。

2.4 對稱矢量噴管矢量特性分析

本文在對不同矢量角噴管流場特征進行分析后，對其性能參數(shù)進行分析，主要關(guān)注的性能參數(shù)為發(fā)動機總推力F、推力系數(shù)Cfg、流量系數(shù)Cd、俯仰推力矢量角δp和總壓恢復(fù)系數(shù)σ。

表1為軸對稱矢量噴管不同偏轉(zhuǎn)角度下具體發(fā)動機推力性能參數(shù)，由表1可知，總體上隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度的增加，壓差力Fxp和動量力Fxm都逐漸減小，俯仰推力Fy則從零逐漸增大，總推力F、推力系數(shù)Cfg逐漸減小。

表1 軸對稱矢量噴管推力性能參數(shù)

圖11為軸對稱噴管軸向推力Fx、總推力F隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線圖，可知隨噴管偏轉(zhuǎn)角δ增大，F(xiàn)x、F并沒有單調(diào)下降，在0°～5°區(qū)間二者會有小幅度的上升，5°～20°區(qū)間則會單調(diào)下降，并且下降斜率也在逐步變大；此外二者下降幅度不同，F(xiàn)x從噴管偏轉(zhuǎn)角δ為0°～20°，推力值下降29.22 N，幅度達到6.51%，而同等情況下推力值F下降15.95 N，幅度為3.56%，下降值僅為Fx的一半，即說明推力矢量的獲得不會對推力有過多損失。

圖11 軸向推力、總推力隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線

圖12為軸對稱噴管推力系數(shù)Cfg隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線圖，可知噴管在亞臨界條件下其推力系數(shù)均低于0.925，且隨偏轉(zhuǎn)角δ增大推力系數(shù)也是先有小幅度上升，而后單調(diào)下降。δ=20°時，推力系數(shù)降幅為3.55%。

圖12 推力系數(shù)隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線

表2 軸對稱矢量噴管其它性能參數(shù)

圖13為軸對稱噴管流量系數(shù)Cd隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化的曲線圖，可知在0°～5°區(qū)間由于流量的小幅度上升，流量系數(shù)相對也有小幅度上升，而后則單調(diào)下降，偏轉(zhuǎn)角0°～20°，流量系數(shù)降幅為3.15%。流量的減小主要是由于氣動矢量角的存在，使得噴管實際出口面積減小，進出口壓比條件不變，而出口面積減小使得噴管流量減小，流通能力變差。

圖13 流量系數(shù)隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線

圖14～15為軸對稱噴管俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線圖，可知俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角δ基本呈線性關(guān)系變化，根據(jù)最小二乘法對俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角δ關(guān)系進行線性擬合，得其擬合線性方程為y=0.706x-0.063。

圖14 俯仰推力與噴管偏轉(zhuǎn)角關(guān)系

圖15 俯仰推力矢量角隨噴管偏轉(zhuǎn)角變化曲線

圖16為軸對稱噴管總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨噴管偏轉(zhuǎn)角δ變化曲線圖，可知在0°～15°區(qū)間噴管出口總壓變化很小，即使偏轉(zhuǎn)角到15°，總壓也只減少34.07 Pa，而15°～20°區(qū)間，總壓驟減了495.47 Pa，致使總壓恢復(fù)系數(shù)在20°時驟減，而即使驟減也只減小了0.343%，降幅很小。分析驟減的原因為偏轉(zhuǎn)角20°時，噴管中部燃?xì)饬骰旌犀F(xiàn)象影響了噴管出口馬赫數(shù)分布，使其在出口產(chǎn)生一個低馬赫數(shù)區(qū)域，損失增大。

圖16 總壓恢復(fù)系數(shù)隨矢量偏轉(zhuǎn)角變化曲線

3 軸對稱矢量噴管綜合特性實驗

3.1 實驗系統(tǒng)介紹

本實驗所用發(fā)動機最大推力550 N，轉(zhuǎn)速26 000～83 000 r/min，采用裝有盒式六分量天平的微型渦噴發(fā)動機綜合特性實驗臺架測量發(fā)動機的矢量推力，如圖17所示。

圖17 微型渦噴發(fā)動機綜合特性實驗臺架

出于對微型渦噴發(fā)動機安全性、實用性及使用壽命考慮，試車實驗時轉(zhuǎn)速達到相應(yīng)工況后會短暫持續(xù)一段時間，本次實驗分別對發(fā)動機轉(zhuǎn)速n為nidle、40%nmax、50%nmax、60%nmax及70%nmax以及相應(yīng)轉(zhuǎn)速下5種不同矢量角軸對稱噴管進行研究。

3.2 實驗結(jié)果及數(shù)據(jù)分析

3.2.1 發(fā)動機原型噴管實驗數(shù)據(jù)分析

對發(fā)動機原型噴管進行實驗測得的數(shù)據(jù)見圖18和表3。由圖18和表3可知，發(fā)動機推力隨轉(zhuǎn)速提高而相應(yīng)增大。

圖18 發(fā)動機原型噴管推力時間散點圖

表3 發(fā)動機原型噴管試車數(shù)據(jù)

3.2.2 軸對稱矢量噴管實驗及結(jié)果分析

將設(shè)計好的軸對稱矢量噴管模型選擇鈦合金材料進行加工，加工完成的噴管如圖19所示。發(fā)動機原型噴管測試實驗結(jié)束后依次安裝偏轉(zhuǎn)角δ為5°、10°、15°、20°的幾何矢量角軸對稱矢量噴管進行實驗。不同矢量角下的推力時間曲線見圖20。

圖19 5種偏轉(zhuǎn)角的軸對稱噴管實物

圖20 不同矢量角下的軸對稱矢量噴管推力時間曲線

由圖20可知，不同矢量角軸對稱噴管轉(zhuǎn)速推力曲線變化趨勢保持高度一致，表4為安裝各矢量噴管后發(fā)動機在典型工況下的推力數(shù)值，由圖21可知，相同工況不同矢量角下推力數(shù)值存在差異，但差異不大，即噴管內(nèi)燃?xì)馓幱趤喤R界條件時，矢量角大小不會對推力值產(chǎn)生明顯影響。

圖21 不同矢量角下軸對稱矢量噴管轉(zhuǎn)速-推力曲線圖

表5是各矢量噴管各工況下俯仰推力Fy的具體數(shù)值，可知相同工況轉(zhuǎn)速下俯仰推力Fy隨著噴管矢量角δ的增加而增加，由圖22可知，推力增加速率即曲線斜率也隨矢量角δ增加而逐漸增大，以70%轉(zhuǎn)速為例，偏轉(zhuǎn)角δ由5°增加至10°時，俯仰推力Fy增加16.51 N，偏轉(zhuǎn)角δ由15°增加至20°時，俯仰推力Fy增加21.25 N。

表5 軸對稱矢量噴管試車數(shù)據(jù)(Fy)

圖22 不同矢量角的軸對稱矢量噴管俯仰推力曲線圖

圖23為俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ的關(guān)系圖。由圖23可知，所有噴管實際推力矢量角均小于其幾何矢量角，且具有明顯的線性關(guān)系。實際推力矢量角均小于其幾何矢量角是由于噴管下壁面附近氣體受到下壁面阻礙使氣壓較高，流速較緩，發(fā)生分離現(xiàn)象，且?guī)缀问噶拷窃酱蠓蛛x也會越嚴(yán)重，實際推力矢量角與幾何矢量角相差越大。對n為40%nmax、50%nmax、60%nmax、70%nmax工況下的俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ的數(shù)據(jù)進行線性擬合，得其擬合線性方程為y=0.763 4x-0.088 22。

圖23 軸對稱矢量噴管俯仰推力矢量角與噴管偏轉(zhuǎn)角度關(guān)系圖

對于本次實驗，該方程能在一定誤差范圍內(nèi)表示出δp與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ的關(guān)系。圖24為俯仰推力Fy與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ關(guān)系圖。由圖24可知，不同轉(zhuǎn)速工況下，俯仰推力Fy與噴管偏轉(zhuǎn)角度均存在良好的線性關(guān)系。

圖24 軸對稱矢量噴管俯仰推力與偏轉(zhuǎn)角度關(guān)系圖

4 結(jié)論

本文以微型渦噴發(fā)動機為平臺，對收斂型軸對稱矢量噴管的俯仰推力矢量角特性、推力特性等進行了數(shù)值模擬和實驗驗證，得出了以下結(jié)論：

1)軸對稱矢量噴管的噴管偏轉(zhuǎn)角度δ在0°到20°之間，微型渦噴發(fā)動機噴管內(nèi)燃?xì)馓幱趤喤R界條件時，矢量角大小不會對總推力值產(chǎn)生明顯影響，總推力損失較少。

2)軸對稱矢量噴管產(chǎn)生的俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ具有良好的線性關(guān)系，俯仰推力Fy、俯仰推力矢量角δp隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度δ的增加而線性增加，不同發(fā)動機轉(zhuǎn)速工況下俯仰推力矢量角與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ關(guān)系可近似滿足方程：y=0.763 4x-0.088 22；

3)軸對稱矢量噴管俯仰推力矢量角δp均小于其噴管偏轉(zhuǎn)角度δ，俯仰推力矢量角δp與噴管偏轉(zhuǎn)角度δ的差值會隨著幾何矢量角的增大而增大。