膨脹對(duì)噴管推力性能的影響

超越噪音、超機(jī)動(dòng)性和隱蔽性是第四代戰(zhàn)斗機(jī)必須具備的性能。為第四代戰(zhàn)斗機(jī)提供動(dòng)力的航空發(fā)動(dòng)機(jī)的先進(jìn)性不僅體現(xiàn)在高推重比,而且要具備紅外隱身能力和矢量推力。紅外隱身技術(shù)的發(fā)展是提高戰(zhàn)斗機(jī)生存能力的關(guān)鍵,矢量推力的控制與發(fā)展為戰(zhàn)斗機(jī)提供卓越的超機(jī)動(dòng)飛行能力。與這兩項(xiàng)技術(shù)發(fā)展最密不可分的關(guān)鍵部件就是發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管。目前,中國(guó)現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用軸對(duì)稱收擴(kuò)噴管。它的紅外輻射一部分來(lái)自排氣系統(tǒng)的熱空腔,另一部分則來(lái)自流經(jīng)噴管排出的熱尾噴流。熱噴流的溫度在采用內(nèi)外涵強(qiáng)化混合技術(shù)后可以降低到一定程度。排氣系統(tǒng)內(nèi)腔體由于直接與高溫?zé)崤艢庵苯咏佑|,不易降低其表面溫度,故其紅外輻射強(qiáng)。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比的減小,用于摻混發(fā)動(dòng)機(jī)熱排氣和冷卻噴管熱壁面的外涵冷氣量大大減少,這更加削弱了軸對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的紅外隱身能力。軸對(duì)稱噴管可設(shè)計(jì)在周向360°范圍內(nèi)作20°的矢量調(diào)節(jié),但與之相應(yīng)的調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)不僅增加了系統(tǒng)的復(fù)雜度,而且還增加了噴管的總體重量。因此,需要一種新型噴管適應(yīng)第四代戰(zhàn)斗機(jī)的需求。排氣系統(tǒng)與飛機(jī)后機(jī)身融合的單邊膨脹噴管(SERN)不僅滿足超聲速巡航等要求,同時(shí)它具備低紅外輻射和提供矢量推力滿足機(jī)動(dòng)性能的潛力。單邊膨脹噴管特殊的幾何外形(較長(zhǎng)的膨脹邊)用于遮擋某些重要方位的高溫噴口和熱噴流紅外輻射,彎曲的噴管內(nèi)流通道降低噴管內(nèi)部高溫部件的紅外輻射,單膨脹邊在一定范圍內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)不僅可以調(diào)節(jié)噴管截面大小以適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的變化,而且可以提供矢量推力。這種方式的矢量調(diào)節(jié)相對(duì)于軸對(duì)稱噴管不僅結(jié)構(gòu)復(fù)雜度降低,而且重量減小。國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)單邊膨脹噴管已經(jīng)開展了一些實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬方面的研究。在噴管與機(jī)身一體化、氣動(dòng)性能優(yōu)化、噴管工作在非設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)的射流控制、噴管結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能影響等方面有所進(jìn)展。楊承宇等研究了S彎通道單邊膨脹噴管膨脹邊開縫、膨脹邊傾斜角度和收斂通道面積比對(duì)單邊膨脹噴管氣動(dòng)和紅外輻射特性的影響,展示了單邊膨脹噴管在抑制排氣系統(tǒng)紅外輻射方面的能力,同時(shí)還能通過膨脹邊開縫等技術(shù)措施將其氣動(dòng)性能提高到一定水平。張少麗等針對(duì)一種結(jié)構(gòu)更為簡(jiǎn)單的彎折通道單邊膨脹噴管開展了氣動(dòng)和紅外輻射特性的數(shù)值研究,結(jié)構(gòu)參數(shù)較優(yōu)的噴管推力系數(shù)達(dá)到0.966。在此基礎(chǔ)上,本文對(duì)單邊膨脹噴管在各種矢量動(dòng)作下的氣動(dòng)性能和紅外輻射場(chǎng)分布進(jìn)行數(shù)值分析。1物理模型和計(jì)算方法1.1縮段和單膨脹段圖1為不同幾何矢量角的單邊膨脹矢量噴管的結(jié)構(gòu)示意圖,圖1(a)為沒有任何矢量調(diào)節(jié)的單邊膨脹噴管模型,包括圓轉(zhuǎn)矩過渡收縮段、矩形收縮段和單膨脹邊形成的擴(kuò)張段,為了防止從排氣系統(tǒng)尾部觀測(cè)到內(nèi)部高溫固體部件的紅外輻射,使喉道截面的底端與矩形收縮段入口端面的上端在同一水平面上。喉道截面寬高比為6,噴管入口截面的直徑為1000mm,圓轉(zhuǎn)矩段截面面積逐漸收縮,出口矩形截面寬為408mm,長(zhǎng)為1224mm,在此基礎(chǔ)上,改變噴管擴(kuò)張通道上下傾斜幾何矢量角δ分別為±5°、±15°和±25°,如圖1(b)～(g)所示。1.2網(wǎng)格劃分及網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證采用FLUENT商用軟件對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算,詳細(xì)的計(jì)算方法、軸向推力系數(shù)定義、氣動(dòng)矢量角定義參見文獻(xiàn)和文獻(xiàn)。噴管入口溫度為800K,入口壓力為3×105～6×105Pa;出口設(shè)置在遠(yuǎn)離噴管的邊界,溫度為300K,壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓?？紤]燃?xì)馀c固體壁面間的輻射換熱,在FLUENT中選用了離散坐標(biāo)(DO)輻射模型,壁面的平均發(fā)射率取為0.8。本文采用正反射線蹤跡法計(jì)算排氣系統(tǒng)紅外輻射,計(jì)算方法參見文獻(xiàn)和文獻(xiàn)。探測(cè)點(diǎn)的分布如圖2所示?？紤]到水平面xOy上的對(duì)稱性,僅在0°～90°范圍內(nèi)布置探測(cè)點(diǎn),探測(cè)距離為100m。圖3為主流通道局部網(wǎng)格劃分情況,由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜,圓轉(zhuǎn)矩收縮段采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,其余計(jì)算域均為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,在內(nèi)流通道及流動(dòng)狀況復(fù)雜的區(qū)域?qū)W(wǎng)格適當(dāng)加密,在噴流外場(chǎng)空間網(wǎng)格稀化處理。對(duì)基準(zhǔn)噴管(δ=0°)進(jìn)行了網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證,對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行了有規(guī)律的網(wǎng)格實(shí)驗(yàn),使網(wǎng)格數(shù)量從70萬(wàn)逐步加密至250萬(wàn)。圖4顯示了網(wǎng)格數(shù)對(duì)噴管喉道處截面上氣流速度V的影響,由圖4可知,5種網(wǎng)格數(shù)量的速度差別不大,70萬(wàn)網(wǎng)格時(shí)比其他網(wǎng)格稍大。圖5為網(wǎng)格數(shù)對(duì)噴管軸向推力系數(shù)CFx的影響,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)增加到160萬(wàn)后,軸向推力系數(shù)不再隨網(wǎng)格數(shù)的增加而發(fā)生較為明顯的改變,變化量在0.05%內(nèi),為此本文選取160萬(wàn)網(wǎng)格作為計(jì)算網(wǎng)格。2實(shí)驗(yàn)證實(shí)2.1實(shí)驗(yàn)裝置及測(cè)試系統(tǒng)將單邊膨脹噴管縮比模型安裝在小型燃燒實(shí)驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行流場(chǎng)和紅外輻射場(chǎng)測(cè)量,測(cè)量結(jié)果用于流場(chǎng)計(jì)算湍流模型和紅外輻射強(qiáng)度計(jì)算的驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)和單邊膨脹噴管實(shí)驗(yàn)件如圖6所示,包括氣路系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、單邊膨脹噴管實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图皡?shù)測(cè)試系統(tǒng)。氣路系統(tǒng)通過壓氣機(jī)供氣,管路中均裝置孔板流量計(jì),以便用流量控制閥門控制其流量大小。在燃燒室出口截面上安裝了熱電偶,用來(lái)測(cè)量主氣流總溫,用孔板流量計(jì)測(cè)量主流流量,用鎳鉻——鎳硅熱電偶測(cè)量溫度,在壁面埋入靜壓管測(cè)量壁面靜壓。用紅外熱像儀對(duì)噴管壁面溫度和噴流溫度進(jìn)行監(jiān)控,用傅里葉光譜輻射計(jì)測(cè)量紅外輻射強(qiáng)度。2.2測(cè)試和計(jì)算結(jié)果以噴管下游方向?yàn)閤方向,比較x=410mm的截面上氣流核心區(qū)的水平方向尾焰溫度Tt分布如圖7所示,由圖7可知相對(duì)其他湍流模型,標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)更為接近。在單膨脹邊的中心線上沿氣體流動(dòng)方向布置了5個(gè)等間距的壁面靜壓力ps測(cè)點(diǎn)。圖8為這5個(gè)測(cè)點(diǎn)的靜壓力實(shí)驗(yàn)測(cè)試和數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比,兩者有相同的變化趨勢(shì),靜壓力逐漸由低于大氣壓增加到一個(gè)大氣壓,且數(shù)值上基本相等。在x=250mm和x=410mm處分別選取截面1和截面2,對(duì)這2個(gè)截面水平方向噴流核心區(qū)的尾焰速度進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)量的對(duì)比,如圖9所示,數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)測(cè)量基本吻合,所以數(shù)值計(jì)算比較可靠。圖10為噴管側(cè)方90°的光譜輻射強(qiáng)度Iλ數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)量對(duì)比。圖中:λ為光譜波長(zhǎng)。由圖可以看出計(jì)算得到的峰值比實(shí)驗(yàn)測(cè)量值要偏大,這是因?yàn)閷?shí)驗(yàn)在戶外進(jìn)行,外界風(fēng)速和低溫物體會(huì)使得實(shí)驗(yàn)測(cè)量值偏小。綜上可知計(jì)算流體力學(xué)/紅外輻射(CFD/IR)計(jì)算程序是可靠的。3結(jié)果和討論3.1幾何矢量角在噴管計(jì)算模型的上遮擋罩末端截取截面1,在單膨脹邊末端截取截面3,在兩者中間截取截面2,分析這3個(gè)截面上靜壓力和馬赫數(shù)的變化。圖11和圖12是在幾何矢量角δ=0°、落壓比NPR=3工況下3個(gè)截面的馬赫數(shù)和靜壓力分布,等值線分布有明顯的二元噴管特征。氣體經(jīng)過單邊膨脹噴管擴(kuò)張通道的膨脹,在截面1上最大馬赫數(shù)達(dá)到1.5;并且該截面上的氣體靜壓力都遠(yuǎn)小于外界環(huán)境壓力,因?yàn)闅怏w的落壓比低(NPR=3),氣體沒有足夠的壓力來(lái)繼續(xù)單膨脹邊上的加速膨脹。過度膨脹的氣體在單膨脹邊上被壓縮,截面2和截面3上的馬赫數(shù)降低,靜壓力逐步抬升。在氣體到達(dá)單膨脹邊末端(即截面3),其靜壓力上升到接近外界環(huán)境壓力。圖13和圖14是在幾何矢量角δ=0°、落壓比NPR=6工況下3個(gè)截面的馬赫數(shù)和靜壓力分布。由圖13和圖14可知,當(dāng)噴管入口落壓比提高到NPR=6,在截面1上,氣體經(jīng)過單邊膨脹噴管擴(kuò)張通道的膨脹,其馬赫數(shù)達(dá)到1.6;由于該截面上的氣體靜壓力都高于外界環(huán)境壓力,氣體還將會(huì)在單膨脹邊上繼續(xù)膨脹加速,下方(貼近單膨脹邊一側(cè))的氣體壓力要高于上方。氣體在截面2上馬赫數(shù)增加到1.9,核心噴流膨脹加速程度要高于外圍氣體,氣體的作用范圍增加,氣體靜壓力降低到環(huán)境壓力以下;因而排氣噴流繼續(xù)向下游運(yùn)動(dòng)時(shí),受到自由邊界的壓縮而提升噴流壓力,在截面3處基本達(dá)到環(huán)境壓力,同時(shí)氣體馬赫數(shù)減小。圖15和圖16為幾何矢量角δ=25°、落壓比NPR=6時(shí)的馬赫數(shù)和靜壓力等值線分布。單邊膨脹噴管的擴(kuò)張段整體向上偏轉(zhuǎn)δ=25°后,相對(duì)于噴管的收斂段,擴(kuò)張段沒有較大的轉(zhuǎn)折,因而截面1高度方向的氣體馬赫數(shù)較δ=0°均勻。在截面2,由于過度膨脹造成噴流靜壓力遠(yuǎn)低于環(huán)境壓力;之后通過壓縮作用在截面3恢復(fù)至環(huán)境壓力以上。幾何矢量角從δ=0°增加到δ=25°,流場(chǎng)流動(dòng)狀況在各橫截面上表現(xiàn)出的特征基本相同。但是需要指出的是:幾何矢量角δ=0°時(shí),單膨脹邊上的壓力沿噴管軸向的分量是指向前的;幾何矢量角δ=25°時(shí),單膨脹邊上的壓力沿噴管軸向的分量是指向后的。圖17和圖18為幾何矢量角δ=-25°、落壓比NPR=6時(shí)的3個(gè)截面上馬赫數(shù)和靜壓力等值線分布。單邊膨脹噴管的擴(kuò)張段整體向下偏轉(zhuǎn)δ=-25°后,相對(duì)于噴管的收斂段通道,擴(kuò)張段的折轉(zhuǎn)遠(yuǎn)大于25°,因而截面1上馬赫數(shù)1.6以下的區(qū)域明顯增大,且分布不均。在截面2,下方的等值線不再是一條條密集在一起的直線,由于噴管為了獲得矢量推力向下彎折角度過大,造成噴流不再很好地貼單膨脹邊壁面流動(dòng),尤其是兩側(cè)氣體;之后通過邊界壓縮作用在截面3恢復(fù)至環(huán)境壓力以上。圖19為不同落壓比時(shí)幾何矢量角對(duì)噴管軸向推力系數(shù)的影響。推力系數(shù)隨幾何矢量角的增加,呈現(xiàn)出先增加后減小的變化趨勢(shì);在矢量動(dòng)作下,噴管向下偏轉(zhuǎn)所造成的推力損失要大于噴管向上的情況,這是因?yàn)榕艢馔ǖ赖氖諗慷螝饬飨蛳抡坜D(zhuǎn)實(shí)際上是增大了噴管的出口面積,這就需要更大的噴管落壓比相匹配,在落壓比不變的條件下噴流過度膨脹加劇造成推力損失增加。圖20為噴管z方向推力值Fz隨幾何矢量角的變化曲線。噴管的幾何動(dòng)作,產(chǎn)生了向上或向下的推力分量,這為飛機(jī)的上下俯仰提供了附加力。在幾何矢量角一定的條件下,z方向的推力隨著噴管落壓比的增加而增加。一個(gè)值得注意的現(xiàn)象是:z方向推力為零的幾何矢量角角度隨噴管落壓比的增加而減小,這說(shuō)明在巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)下的單膨脹邊幾何角度應(yīng)隨著噴管設(shè)計(jì)落壓比的增加而增大。圖21為單邊膨脹矢量噴管的總推力系數(shù)CF隨幾何矢量角的變化曲線?？梢钥闯?隨著幾何矢量角的增大,單邊膨脹矢量噴管的總推力系數(shù)先增加后減小。由于總推力是x方向推力分量和z方向推力分量的合力;x方向推力分量所占比重大,它對(duì)總推力系數(shù)在幾何矢量角下的變化影響大,很大程度上決定了總推力系數(shù)隨幾何矢量角變化曲線的走勢(shì)。圖22為幾何矢量角與氣動(dòng)矢量角θ間的關(guān)系。氣動(dòng)矢量角與幾何矢量角變化趨勢(shì)一致,在不同噴管落壓比下兩者間的變化曲線呈線性,兩者在數(shù)值上相差5°～10°,這是因?yàn)閹缀问噶拷铅?0°的單邊膨脹噴管的單膨脹邊與水平方向的夾角為10°,隨著噴管落壓比增加,兩者差距減小。這進(jìn)一步驗(yàn)證了從圖20中獲得的結(jié)論,也就是關(guān)于巡航狀態(tài)下單膨脹邊角度的設(shè)計(jì)原則:為了獲得巡航下推力方向與軸向一致(氣動(dòng)矢量角為0°),單膨脹邊在不做任何矢量動(dòng)作下的傾斜角度要隨噴管設(shè)計(jì)落壓比的增大而增加。3.2噴管幾何矢量角的影響圖23為噴管落壓比NPR=6時(shí),幾何矢量角對(duì)噴管尾焰紅外輻射強(qiáng)度I空間分布的影響,可以看出:在水平面(即xOy平面),以幾何矢量角δ=5°為基準(zhǔn),隨著噴管擴(kuò)張段向上偏轉(zhuǎn),氣體紅外輻射強(qiáng)度減小,這是因?yàn)閲娏鞲邷睾诵膮^(qū)變窄(如圖24(d)～(e)所示)。隨著噴管擴(kuò)張段向下偏轉(zhuǎn),氣體紅外輻射強(qiáng)度減小,這是因?yàn)閲姽苓^膨脹程度增加,氣體靜溫Ts降低所致(如圖24(a)～(d)所示)。圖25為噴管落壓比NPR=6時(shí),噴管幾何矢量角對(duì)噴管總體輻射強(qiáng)度空間分布的影響?？梢钥闯?在xOy平面,噴管幾何矢量角為正時(shí)噴管整體輻射強(qiáng)度較小,尤其是在探測(cè)角度0°方向,噴管整體紅外輻射強(qiáng)度值與其他方向上的最大值相差700W/sr。這是因?yàn)閹缀问噶拷菫?5°時(shí),在0°探測(cè)方向上噴管內(nèi)部高溫壁面的紅外輻射完全被單膨脹邊的低溫外壁面所遮擋;在幾何矢量角度為-5°時(shí),由于噴管內(nèi)壁面的可視面積增加,其紅外輻射強(qiáng)度增加;幾何矢量角度為-25°時(shí),由于單膨脹邊壁面的可視面積增加,其紅外輻射強(qiáng)度增加。在xOz平面,下方探測(cè)到的噴管整體紅外輻射強(qiáng)度普遍要小于上方探測(cè)到的噴管整體紅外輻射強(qiáng)度。隨著幾何矢量角度的減小,下方探測(cè)的紅外輻射強(qiáng)度增強(qiáng),這是因?yàn)閱闻蛎涍叺目梢暶娣e增大。如圖26所示,對(duì)于幾何矢量角為25°的噴管,探測(cè)角度在30°以下,但膨脹邊表面和噴管內(nèi)壁面都不可視;對(duì)于幾何矢量角為-25°的噴管,單膨脹邊表面在330°以下才不可視,這都與噴管的幾何矢量作動(dòng)有關(guān)。4噴管幾何矢量角的影響1)隨著噴管幾何矢量角絕對(duì)值的增加,z向矢量推力增加,且隨噴管落壓比的增加而增加;但隨之帶來(lái)噴管的氣動(dòng)損失增加,軸向推力系數(shù)和總推力系數(shù)減小。2)為了使巡航狀態(tài)下的軸向推力最大,巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)點(diǎn)下的單膨脹邊幾何角度應(yīng)隨著噴管設(shè)計(jì)落壓比的增加而增大。在噴管幾何矢量角在