（流体力学专业论文）射流引射推力矢量数值计算研究.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 本文简要介绍了推力矢量技术的现状及其在高机动军用喷气式飞机上的应 用:同时对射流推力矢量技术作了更详尽的描述。与传统的机械推力矢量相比， 采用射流推力矢量的飞机具有更优的隐身性和机动性。文中采用求解雷诺平均 n - s方程的数值模拟方法， 对基于次流控制的二维收缩一 扩张喷管 ( 2 d c d )的推 力矢量性能进行了研究。 n - s 方程的封闭采用的是me n t e r s k - co s s t湍流模型。 方程的求解采用的是半离散有限体积法， 对流项的离散采用r o e 通量差分分裂格 式， 粘性通量的离散采用的是中心差分格式; 对时间的积分采用的是隐式近似因 子分解法。 文中计算了外流马赫数、喷管压强比、 次流总压与主流总压之比以及 次流喷口位于不同位置时的矢量偏角的产生情况。 数值模拟结果表明在喷管的扩 - 张段引入一股射流能够获得实质性的矢量推力。 关键词:射流 推力矢 量， 雷 诺 平 均n - s 方 程， m e n t e r s k - co s s t 湍 流 模型， 二 维收缩一 扩张喷管，推力矢量偏角 西北工业大学硕士学位论文 ab s t r a c t i n t h i s t h e s i s , w e i n t r o d u c e d t h e r e c e n t d e v e l o p m e n t o f t h e t h ru s t - v e c t o r in g c o n t r o l ( t v c ) t e c h n i q u e a n d i t s a p p l i c a t i o n i n t h e m i l i t a ry j e t a i r c r a ft s w i t h h ig h m a n e u v e r a b i l i t y . i n m o r e s p e c i a l , fl u i d i c t h r u s t - v e c t o r i n g c o n c e p t i s d e s c r i b e d i n m o r e d e t a i l . c o m p a r e d w i t h c o n v e n t i o n a l m e c h a n i c a l t h r u s t - v e c t o r i n g , t h e fl u i d ic t h r u s t - v e c t o r i n g h a s s o m e s u p e r i o r i t y r e s p e c t t o s t e a l t h a n d w e i g h t c h a r a c t e r i s t i c s . t o g e t t h e b a s i c u n d e r s t a n d i n g o f t h e i n fl u e n c e s o n t h e t h r u s t - v e c t o r a n g l e a n d t h r u s t - v e c t o r in g e f fi c i e n c y , a t w o - d i m e n s i o n a l c o n v e r g e n t - d i v e r g e n t ( 2 d c d ) n o z z le w i t h fl u i d i c in j e c t i o n i s s i m u l a t e d b y s o lv i n g r e y n o ld s a v e r a g in g n - s e q u a t i o n s w i t h fl u x d i ff e r e n c e - s p l i tt i n g s c h e m e o f r o e a n d me n t e r s k - o m e g a s s t t u r b u l e n c e m o d e l . i t i s a d v a n c e d i n t im e w i t h a n i m p l i c i t a p p r o x i m a t e - f a c t o r i z a t i o n m e t h o d t o o b t a i n t h e s t e a d y s o l u t i o n s o f t h e n - s e q u a t i o n s . t h e c o m p u t a t i o n a l r e s u l t s s h o w t h a t t h e t h r u s t - v e c t o r i n g a n g l e i s d e p e n d e n t o n t h e f r e e s t r e a m ma c h n u m b e r , n o z z l e p r e s s u r e r a t i o ( n p r ) , t h e p o s i t i o n o f t h e i n j e c t i o n a n d s e c o n d a r y p r e s s u r e r a t i o ( s p r ) . f r o m t h e c o m p u t a t i o n a l r e s u l t s w e c a n s e e t h a t t h r u s t - v e c t o r i n g c a n b e g e n e r a t e d e ff e c t i v e l y b y i n j e c t i n g fl u i d i n t h e d i v e r g i n g s e c t i o n o f t h e n o z z l e . k e y w o r d s : fl u i d i c t h rus t - v e c t o r i n g , r a n s e q u a t i o n s , me n t e r s k - to s s t m o d e l , t w o - d i m e n s io n a l , c o n v e r g e n t - d i v e r g e n t ( 2 d c d ) n o z z l e , t h r u s t - v e c t o r a n g l e n a s lik k f 9 1 1 竺4e c一一一一一一一一一一一一 第一章绪论 1 . 1 研究背景和意义 战斗机的发展主要取决于战术上的需要和技术上的可行性。 随着电子技术的 飞速发展，雷达性能有了显著提高，各类防空导弹和空空导弹的性能不断提高， 制导精度和超机动性能明显改善。 为了改进战斗机的机动性、 提高战斗机的升力、 转弯速度、 战斗机的生存能力及隐身性能， 改善飞机的短距起飞和着陆性能， 新 一代战斗机的发动机要求排气喷管具有推力矢量的功能， 同时具有比较简单的结 构、 较轻的重量， 低成本和低雷达反射面， 推力矢量喷管的优劣已经成为衡量发 动机技术水平的重要标志。 西方国家第三代先进战斗机已广泛使用了推力矢量技 术， 正在研制和发展的第四代先进战斗机的发动机均把推力矢量作为基本技术要 求2 2 ,2 3 ,2 4 ,3 1 1 但是， 传统的推力矢量喷管采用机械式控制， 往往需要可活动的 襟翼叶片或 者复杂的作动系统实现矢量控制。 这种结果通常要使发动机增重2 0 %- 3 0 % 左右， 而且使得高温环境下的运动件增多， 冷却要求提高， 可靠性下降， 成本增大。 同 时可移动部件增大了雷达反射面， 这与高性能飞机的隐身性要求是相违背的。 为 了突破传统技术的约束， 2 0世纪 8 0年代末国外的科研机针对航空推进系统展 开了 射流推力矢量技术研究。 但是， 利用二股喷射流控制推力矢量的研究却一直 可以 追溯到5 0 年代末， 只不过应用对像是火箭发动机。 到6 0 7 0 年代， 液体二 次喷射推力矢量控制己经在北极星导弹、民兵导弹以及 “ 短跑” 拦截导弹中得到 应用， 其射流介质是压缩的氟利昂。 因此， 在航空推进系统中采用射流推力矢量 控制在技术上是可行的。 采用射流推力矢量的喷管与传统推力矢量喷管相比， 喷 管的几何不需要变化， 运动件减少、 结构简单、 重量轻、 雷达反射面小、 可靠性 高同 时 更适于在高 温条 件下工作，因 此 得到了 广泛的重视2 ,2 2 ,3 4 此外， 相对传统的气动舵面控制而言， 采用射流推力矢量技术对飞行器进行 姿态 控制有着明显的 优势。 ( i ) 气动操纵控制舵面受飞行环境限 制较大。 在高空 低密度稀薄飞行环境、低空低动压飞行或者大攻角飞行中，舵面控制效率降低， n a s lik k f 9 1 1 竺4e c一一一一一一一一一一一一 第一章绪论 1 . 1 研究背景和意义 战斗机的发展主要取决于战术上的需要和技术上的可行性。 随着电子技术的 飞速发展，雷达性能有了显著提高，各类防空导弹和空空导弹的性能不断提高， 制导精度和超机动性能明显改善。 为了改进战斗机的机动性、 提高战斗机的升力、 转弯速度、 战斗机的生存能力及隐身性能， 改善飞机的短距起飞和着陆性能， 新 一代战斗机的发动机要求排气喷管具有推力矢量的功能， 同时具有比较简单的结 构、 较轻的重量， 低成本和低雷达反射面， 推力矢量喷管的优劣已经成为衡量发 动机技术水平的重要标志。 西方国家第三代先进战斗机已广泛使用了推力矢量技 术， 正在研制和发展的第四代先进战斗机的发动机均把推力矢量作为基本技术要 求2 2 ,2 3 ,2 4 ,3 1 1 但是， 传统的推力矢量喷管采用机械式控制， 往往需要可活动的 襟翼叶片或 者复杂的作动系统实现矢量控制。 这种结果通常要使发动机增重2 0 %- 3 0 % 左右， 而且使得高温环境下的运动件增多， 冷却要求提高， 可靠性下降， 成本增大。 同 时可移动部件增大了雷达反射面， 这与高性能飞机的隐身性要求是相违背的。 为 了突破传统技术的约束， 2 0世纪 8 0年代末国外的科研机针对航空推进系统展 开了 射流推力矢量技术研究。 但是， 利用二股喷射流控制推力矢量的研究却一直 可以 追溯到5 0 年代末， 只不过应用对像是火箭发动机。 到6 0 7 0 年代， 液体二 次喷射推力矢量控制己经在北极星导弹、民兵导弹以及 “ 短跑” 拦截导弹中得到 应用， 其射流介质是压缩的氟利昂。 因此， 在航空推进系统中采用射流推力矢量 控制在技术上是可行的。 采用射流推力矢量的喷管与传统推力矢量喷管相比， 喷 管的几何不需要变化， 运动件减少、 结构简单、 重量轻、 雷达反射面小、 可靠性 高同 时 更适于在高 温条 件下工作，因 此 得到了 广泛的重视2 ,2 2 ,3 4 此外， 相对传统的气动舵面控制而言， 采用射流推力矢量技术对飞行器进行 姿态 控制有着明显的 优势。 ( i ) 气动操纵控制舵面受飞行环境限 制较大。 在高空 低密度稀薄飞行环境、低空低动压飞行或者大攻角飞行中，舵面控制效率降低， 西北t 业大学硕十学位论文 甚至失效:而由射流干扰所应起的直接反作用力能够提供姿态控制所需气动力。 ( 2 ) 气动舵面对控制指令响应时间较长，容易 造成姿态调节滞后，不能满足快速 机动飞行要求; 而采用射流推力矢量技术的飞机则具有瞬态反映的能力， 可以满 足姿 态 控制的 迅 速性 【2 9 . ( 3 ) 采 用气 动 舵面 控制 受飞 行攻角、 最大配 平攻 角 等飞 行极限参数限制， 不能保证飞行器具有超机动能力， 大大限制了飞行器的作战性 能; 射流推力矢量技术通过喷流直接作用， 拓展了飞行包络线， 能够实现大攻角、 过失速机动等极限飞行。 ( 4 ) 受结构重量、 气动防、隐身等限制， 采用气动舵面 进行姿态控制， 在满足诸多总体设计要求的前提下给气动设计带来很大制约; 采 用射流推力矢量技术有效避免了这些不利影响， 缓解了气动设计的压力， 保证最 大程度的实现气动设计思想。 ( 5 ) 气动舵面引 起的阻力是飞行器设计中必须考虑 的一个重要技术问题。 采用射流技术可以 部分或者完全代替气动舵面的作用， 从 而减小或者消除气动舵面所带来的阻力的不利影响， 大大改善了飞行器的气动性 育 gg e 综上所述， 射流推力矢量研究是当前一个重要的研究内容， 具有重要的工程 实用价值。 对于追踪世界先进军事技术， 更快地在下一代军机上采用先进的控制 技术，加强我国的国防建设也具有十分重要的意义。 1 . 2 推力矢量技术的发展状况 推力矢量技术是指发动机的动力装置不仅为飞机提供向前飞行的推力， 而且 还通过尾喷管的作用， 使推力方向偏转， 产生附加力矩， 用于补充或取代飞机的气 动舵面对飞机进行控制。 发动机推力矢量的偏转是通过喷管来实现的，因此，矢 量喷管技术成为推力矢量技术的关键之一。 研制高效矢量喷管是发动机系统的重 要任务。 推力矢量技术的发展以美国和俄罗斯为代表，由于经济、 时间、 技术基础的 不同，二者采取了不同的技术途径，发展了不同的矢量喷管方案。 7 0年代，美国的 n a s a 、军方、飞机、和发动机公司实施了一系列二元喷 管研究计划， 其研究目 的是改善飞机的常规机动性能和起降性能。 二元喷管由转 接段和喷管本体两部分组成。转接段将发动机的圆截面过渡到喷管的矩形截面。 喷管本体由两块收敛板、 扩张板及两块侧板构成。 随着对推力矢量技术研究方向 西北t 业大学硕十学位论文 甚至失效:而由射流干扰所应起的直接反作用力能够提供姿态控制所需气动力。 ( 2 ) 气动舵面对控制指令响应时间较长，容易 造成姿态调节滞后，不能满足快速 机动飞行要求; 而采用射流推力矢量技术的飞机则具有瞬态反映的能力， 可以满 足姿 态 控制的 迅 速性 【2 9 . ( 3 ) 采 用气 动 舵面 控制 受飞 行攻角、 最大配 平攻 角 等飞 行极限参数限制， 不能保证飞行器具有超机动能力， 大大限制了飞行器的作战性 能; 射流推力矢量技术通过喷流直接作用， 拓展了飞行包络线， 能够实现大攻角、 过失速机动等极限飞行。 ( 4 ) 受结构重量、 气动防、隐身等限制， 采用气动舵面 进行姿态控制， 在满足诸多总体设计要求的前提下给气动设计带来很大制约; 采 用射流推力矢量技术有效避免了这些不利影响， 缓解了气动设计的压力， 保证最 大程度的实现气动设计思想。 ( 5 ) 气动舵面引 起的阻力是飞行器设计中必须考虑 的一个重要技术问题。 采用射流技术可以 部分或者完全代替气动舵面的作用， 从 而减小或者消除气动舵面所带来的阻力的不利影响， 大大改善了飞行器的气动性 育 gg e 综上所述， 射流推力矢量研究是当前一个重要的研究内容， 具有重要的工程 实用价值。 对于追踪世界先进军事技术， 更快地在下一代军机上采用先进的控制 技术，加强我国的国防建设也具有十分重要的意义。 1 . 2 推力矢量技术的发展状况 推力矢量技术是指发动机的动力装置不仅为飞机提供向前飞行的推力， 而且 还通过尾喷管的作用， 使推力方向偏转， 产生附加力矩， 用于补充或取代飞机的气 动舵面对飞机进行控制。 发动机推力矢量的偏转是通过喷管来实现的，因此，矢 量喷管技术成为推力矢量技术的关键之一。 研制高效矢量喷管是发动机系统的重 要任务。 推力矢量技术的发展以美国和俄罗斯为代表，由于经济、 时间、 技术基础的 不同，二者采取了不同的技术途径，发展了不同的矢量喷管方案。 7 0年代，美国的 n a s a 、军方、飞机、和发动机公司实施了一系列二元喷 管研究计划， 其研究目 的是改善飞机的常规机动性能和起降性能。 二元喷管由转 接段和喷管本体两部分组成。转接段将发动机的圆截面过渡到喷管的矩形截面。 喷管本体由两块收敛板、 扩张板及两块侧板构成。 随着对推力矢量技术研究方向 西北工业大学硕士学位论文 的明确，去掉了反推力装置，改善了可靠性，减轻了重量，研制出了具有俯仰推 力矢量的二元收一扩喷管，美国第四代先进战斗机 f - 2 2的尾喷管就是采用的这 种二元喷管。 二元矢量喷管内流特性好，目 标特性信号低， 利于隐身， 易于与飞 机进行一体化设计。 但其与发动机连接需要转接段， 不利于现有发动机的改装同 时也使得结构笨重。 此外， 现代飞机需要全方位的推力矢量， 而二元喷管本身不 易实现侧向偏转，故在8 0 年代中期，美国又开始了对轴对称矢量喷管的研究。 在成熟的轴对称收一扩喷管技术的基础上，通过增加推力偏转机构和控制系统， 研制出了轴对称矢量喷管。 其主要技术方案有两个， 分别为g e 公司在f 1 1 0 发动 机喷管的基础上研制的轴对称推力矢量喷管 ( a v e n )和普 惠公司在 f 1 0 0 发动 机喷管的基础上改进的俯仰/ 偏航平衡梁喷管 ( p / y b b n ) 。这两种喷管的扩张段 均可在3 6 0 0 范围内偏转0 0 - 1 7 0 ，从而获得俯仰/ 偏航/ 横滚全方位的矢量推力。 这两种喷管均于 1 9 9 1 年进行了地面试车， 并于1 9 9 3 年分别装在f 1 6 和f 1 5 飞机 上进行了试飞。 轴对称喷管重量比二元喷管轻，且与发动机的连接不变， 特别适 合对现有飞机的改造。其不足之处是目 标特性信号比二元喷管高，不利于隐身。 针对二元喷管和轴对称喷管的缺点，普 惠公司在 1 9 8 6 年研制了一种多功能二 元矢量喷管一球面收敛调节片喷管 ( s c f n ) 。 该喷管具有俯仰/ 偏航推力矢量和反 推力能力， 且该喷管的目 标特性信号比轴对称喷管低， 重量比二元喷管轻。 1 9 9 5 年s c f n 装在x t c - 6 5 / 2 联合技术试验机上进行了地面试验， 基本达到了预期目 标 口7 , 2 8 俄罗斯从 1 9 8 0 年开始研究推力矢量技术。1 9 8 5 年，留里卡设计局一土星公 司开始二元和轴对称两种方案的推力矢量喷管的研究工作。1 9 8 9年， 这两种喷 管分别装在s u - 2 7 u b l l - p s 和s u - 2 7 l m k - 2 4 0 5 上进行了飞行验证。由 于经济和技 术基础两方面的原因， 俄罗斯推迟了第四代战斗机的研制， 主要进行了第三代战 斗机的改型， 强调应用研究和现役战斗机的改造， 因此， 发展重点放在轴对称矢 量喷管。 装有轴对称矢量喷管的s u - 3 7 飞机于1 9 9 6 年4 月进行了 试飞， 1 9 9 6 年 在英国 范堡罗航展和1 9 9 7 年的巴 黎航展上 进行了 飞 行表演，引 起轰动2 7 ,z s 机械作动式推力矢量喷管在实现推力矢量功能的同时，也增加了喷管的成 本、 重量和复杂性等。 据统计， 一个高度复杂的先进可调推力矢量喷管将占整个 推进系统重量和成本的2 5 %-3 0 %， 用于实施推力矢量的众多运动件如调节片、 西北工业大学硕士学位论文 密封片、作动系统和执行机构等甚至可达一千多个。显然，这些对飞机的维护、 隐身和机身配平十分不利。 可见， 减重增效， 降低成本，以研制出更理想的高效 推力矢量喷管， 己 成为发展未来高性能战斗机的关键问 题之一。 于是人们自 然想 到了火箭上采用的流体推力矢量技术。 8 0 年代末， 美国n a s a 兰利研究中心等科 研机构开始针对航空燃气涡轮发动机排气喷管进行流体推力矢量研究。 流体推力 矢量喷管也叫作二股流喷射推力矢量喷管。 它借助于引入的二股喷射流去影响主 流的 状态， 使其改变方向， 进而实现推力矢量控制 1 ,2 ,2 2 l . 3 射流推力矢量实现方式 射流引射推力矢量就是采用流体控制技术使飞机发动机产生的推力方向发 生改变。 到目 前为止， 射流推力矢量的设计方法主要包括: 对称喷流制动器，引 射喉道偏移技术，激波操控，反流控制和同向 流控制技术。 ( 1 )无质量喷流:即采用对称喷流制动器来产生推力矢量。喷流制动器这 一技术是由佐治亚州技术研究院的s mi t h 和g l e z e r 在1 9 9 7 年研发出 来的。如图 1 - 1 所示该技术利用一个在孔中的振动膜片来产生一个控制喷流而不需要向 孔中 加入额外的质量引射。 振动膜片推动流体从孔中穿过一个通气口， 从而形成涡片， 涡片旋转形成涡环。 每个从通气口 发出的涡环都在诱导速度下运动并且当膜片开 始牵引流体返回孔时， 涡环运动不受影响。 膜片的持续振动产生了一系列的涡环， 这些涡环将在流动区域产生低压区从而使主流场向 低压区偏移。 为了更为明确的 解释这一概念，将一个对称喷流制动器置于一个管道出口平面的上部，如图1 - 2 所示。当制动器关闭时 ( 如 1 - 2图的顶图 所示) ，管道中的流动是对称流动。当 对称喷流制动器打开时 ( 如 1 - 2的底图所示) ，对称喷流制动器产生了一系列的 涡环， 涡环导致外部压强降低， 气流将向 低压区偏转。 对称喷流制动器的试验比 较成功， 因此该技术得到了小规模的简单的应用， 然而其仍处于发展阶段。 采用 对称喷流制动器的推力矢量具有极大的应用前景， 但在对称喷流制动器应用于气 体涡轮发动机以提供大规模的射流推力矢量之前， 更进一步的研究是非常必耍的 9 ,3 0 1 ( 2 )激波矢量控制:亦即激波矢量控制和引射喉道偏移。激波矢量控制是 通过在喷管扩张段引入第二射流， 当主流流过该处时产生激波， 从而使主流方向 两北工业大学硕士学位论文 密封片、作动系统和执行机构等甚至可达千多个。显然，这些对飞机的维护、 隐身和机身配平十分不利。可见，减重增效，降低成本，以研制出更理想的高效 推力矢量喷管，己成为发展未来高性能战斗机的关键问题之一。于是人们自然想 到了火箭上采用的流体推力矢量技术。8 0 年代末，美国n a s a 兰利研究中心等科 研机构t f 女f l 针对航空燃气涡轮发动机排气喷管进行流体推力矢量研究。流体推力 矢量喷管也叫作二股流喷射推力矢量喷管。它借助于引入的二股喷射流去影响主 流的状态，使其改变方向，进而实现推力矢量控制n 2 一。 1 3 射流推力矢量实现方式 射流引射推力矢量就是采用流体控制技术使飞机发动机产生的推力方向发 生改变。到目前为止，射流推力矢量的设计方法主要包括：对称喷流制动器，引 射喉道偏移技术，激波操控，反流控制和同向流控制技术。 ( 1 ) 无质量喷流：即采用对称喷流制动器来产生推力矢量。喷流制动器这 一技术是由佐治亚州技术研究院的s r n i l h 和g l e z e r 在1 9 9 7 年研发出来的。如图 1 1 所示该技术利用一个在孔中的振动膜片来产生一个控制喷流而不需要向孔中 加入额外的质量引射。振动膜片推动流体从孔中穿过一个通气口，从而形成涡片， 涡片旋转形成涡环。每个从通气口发出的涡环都在诱导速度下运动并且当膜片开 始牵引流体返回孔时，涡环运动不受影响。膜片的持续振动产生了一系列的涡环， 这些涡环将在流动区域产生低压区从而使主流场向低压区偏移。为了更为明确的 解释这一概念，将一个对称喷流制动器置于一个管道出口平面的上部，如图1 2 所示。当制动器关闭时( 如1 2 图的项图所示) ，管道中的流动是对称流动。当 对称喷流制动器打开时( 如1 2 的底图所示) ，对称喷流制动器产生了一系列的 涡环，涡环导致外部压强降低，气流将向低压区偏转。对称喷流制动器的试验比 较成功，因此该技术得到了小规模的简单的应用，然而其仍处于发展阶段。采用 对称喷流制动器的推力矢量具有极大的应用前景，但在对称喷流制动器应用于气 体涡轮发动机以提供大规模的射流推力矢量之前，更进一步的研究是非常必要的 f 9 - 3 0 1 。 ( 2 ) 激波矢量控制：亦即激波矢量控制和引射喉道偏移。激波矢量控制是 通过在喷管扩张段引入第二射流，当主流流过该处时产生激波，从而使主流方向 4 西北工、【p 大学预：t 学位论文 改变得到需要的矢量角( 如图1 3 所示) 。该方法能够获得实质性的矢量角但是 却是以牺牲推力比为代价的。对典型的激波矢量控制方法，推力矢量效率可以达 到每引射l 的次流就可以产生3 3 。的矢量角：推力比的范围为o 8 6 到o 9 4 】。 陆同i 册 0 删b t i l i g 埘叩蛔_ g m 图1 - 1 、对称喷流制动器 图1 2 、采用对称喷流制动器后的推力矢量图 西北工业大学硕士学位论文 图1 3 激波矢量控制 ( 3 ) 引射喉道偏移概念是以控制喷管喉道面积为基础的，并且提供两个明 显的有利条件。如图1 - 4 所示，射流的对称引射在喉道附近增厚了边界层、降低 了喉道效率并且提供了气动节流。如图1 5 所示喉道附近的射流的非对称引射使 音速面发生了偏移，改变了流动方向并且产生了矢量推力。y a g l ee ta 1 ( 2 0 0 1 ) 采 用引射喉道偏移技术成功的进行了推力矢量的测试。他们的分析包括：引射喉道 偏移技术对需要提供多轴推力矢量控制的几何形状固定的喷管来说是一个高效 并且有效的方法。尽管该方法有了一定的发展，但到目前为止该方法产生的推力 矢量也只适用于比较温和的操纵控制。采用喉道偏移方法一般能获得较高的推力 比。传统的喉道偏移方法的推力比范围可以达到0 9 4 到o 9 8 ，推力矢量效率可 以达到每引射1 的次流就可以产生2 4 的矢量角 2 9 1 。 图1 - 4 弓l 射节流 6 西北工业大学硕士学位论文 图1 5 引射喉道偏移 ( 4 ) 反流推力矢量控制：射流推力矢量也可以利用反流来获得。该方法利 用了相互靠近的两流体以相反方向流过时的流动特性。f l a m m ( 1 9 9 8 ) 进行了一 个反流设计的试验研究( 如图l - 6 所示) ，该图标明了由吸力环覆盖的喷管产生 的主流和穿过吸力槽的次流。主流和次流的相互作用产生了一个反向流动剪切 层，该剪切层能影响主流的方向。如图1 7 所示，如果当吸力只用于一个吸力槽 时就产生了推力矢量。因此，反向流动剪切层只在混合主流的一边产生。由于吸 力环的作用和靠近壁面流动的压强的降低，导致主流向壁面的低压区偏转。 f l a m m 在n a s a 兰利研究中心的喷流出口测试设备的实行的研究证明了成功的 反流喷管性能覆盖了大范围的操纵条件。f l a m m ( 1 9 9 8 ) 也指出提高反流喷管设 计的混合特征可以降低出口气体的噪音、温度和发散。这些优点可以提高飞机的 隐身性。反流控制方法可以利用很小的次流来产生很大的推力矢量角，但是却需 要确定诸如吸力供应源、滞后现象的影响和机身综合等因素。与反流方法有关的 推力比的范围为o 9 2 到0 9 7 。推力矢量的反流控制方法虽然还没有在飞机上进 行测试，但它也具有很大的前景 2 , 9 , 1 0 , 1 2 。 图1 - 6 反流引射设计 7 西北下业大学硕十学位论文 图1 7 反流引射的推力矢量 ( 5 ) 同向流推力矢量：该方法的原理和反流推力矢量的原理类似。其示意 图如图1 8 所示。 图1 8 同流推力矢量 事实上，射流控制是产生矢量推力的一个极具发展前景的方法。利用固有的 无可移动部件的设计特征，射流技术为飞机设计者提供了更轻的熏量，更高的可 靠性和并不危害飞机隐身性的固定的发动机出口喷管。对称喷流制动器和反流技 术的试验研究证实了在推力控制上的有效性，尽管对飞机的整体研究仍然需要确 定；另一方面，在流动控制技术成为推力矢量飞机设计的标准之前，引射喉道偏 移和激波操控技术的充分发展仅仅是个时间问题。 8 西北工业大学硕士学位论文 互 1 . 4 本文的主要工作 本文主要采用求解雷诺平均n - s方程的数值模拟方法， 对一种新型的推力矢 量喷管一基于次流控制的二维收缩扩张喷管 ( 2 d c d ) 一的推力矢量性能进行了研 究。 文中分别模拟了自由流马赫数的变化对推力矢量偏角的影响; 在不同喷管压 强比或不同次流总压下的矢量偏角变化情况; 以及在同一喷管扩张段的不同部位 引入射流时的矢量偏角情况;最后简要分析了不同情况下的计算结果。 西北工业大学硕士学位论文 第二章射流推力矢量工作原理 超音速流遇有扰动或干扰 ( 物体的或流体的) 就会引生波及其运动。 这些扰 动波包括膨胀波、 压缩波和激波。 这里我们只简要介绍一下与本文工作有关的激 波的情况。 激波现象是气体超音速运动过程中最重要的现象之一， 它是气体经受 强烈压缩后的非线性传播波。 激波又分为正激波和斜激波; 气体通过正激波时的 气流方向不发生改变但速度会降低， 通过斜激波时只有垂直波面的法向速度分量 发生突跃而沿波面方向的流速不变。故气流通过斜激波之后的流动方向必然改 变。激波控制的射流推力矢量控制技术就是基于这种原理来实现推力矢量的。 2 . 1斜激波 斜激波是指激波面与来流方向呈倾斜状态的激波， 或者说， 凡是气体流动方 向与激波面不正交的激波都叫斜激波。 斜激波也是一种法向间断。 超声速来流绕 楔面或圆锥的流动是产生斜激波的最简单情形。对于一般的脱体激波或曲线激 波， 除中心流线附近外， 气体流动方向总是与激波面非正交， 因此这些激波大部 分是 斜激波3 5 ,3 6 ( 如图2 - 1 ) 0 劫一洲 鱿 好 m i 3 8 乌m , 3 图2 - 1不同情况下的斜激波 关于斜激波的关系式可参照图2 - 2 求解。图中10 角称激波角，b 角称气流偏 转 角。 设 激波前 后的 气流 参数 分别为p 3 p , , 界 ，城 和p 2 p 2 几，长。 如 图 所示， 将激波前后的 速度分解为与激 波垂直的v ,。 和v 2 n ， 及与激 波平行的v ,， 和 v 2 , 。由 于通过激波的流 量与 沿 波面的 速度分量v ,， 和v 2 , 无关， 故连续 方程为: 西北工业大学硕士学位论文 第二章射流推力矢量工作原理 超音速流遇有扰动或干扰 ( 物体的或流体的) 就会引生波及其运动。 这些扰 动波包括膨胀波、 压缩波和激波。 这里我们只简要介绍一下与本文工作有关的激 波的情况。 激波现象是气体超音速运动过程中最重要的现象之一， 它是气体经受 强烈压缩后的非线性传播波。 激波又分为正激波和斜激波; 气体通过正激波时的 气流方向不发生改变但速度会降低， 通过斜激波时只有垂直波面的法向速度分量 发生突跃而沿波面方向的流速不变。故气流通过斜激波之后的流动方向必然改 变。激波控制的射流推力矢量控制技术就是基于这种原理来实现推力矢量的。 2 . 1斜激波 斜激波是指激波面与来流方向呈倾斜状态的激波， 或者说， 凡是气体流动方 向与激波面不正交的激波都叫斜激波。 斜激波也是一种法向间断。 超声速来流绕 楔面或圆锥的流动是产生斜激波的最简单情形。对于一般的脱体激波或曲线激 波， 除中心流线附近外， 气体流动方向总是与激波面非正交， 因此这些激波大部 分是 斜激波3 5 ,3 6 ( 如图2 - 1 ) 0 劫一洲 鱿 好 m i 3 8 乌m , 3 图2 - 1不同情况下的斜激波 关于斜激波的关系式可参照图2 - 2 求解。图中10 角称激波角，b 角称气流偏 转 角。 设 激波前 后的 气流 参数 分别为p 3 p , , 界 ，城 和p 2 p 2 几，长。 如 图 所示， 将激波前后的 速度分解为与激 波垂直的v ,。 和v 2 n ， 及与激 波平行的v ,， 和 v 2 , 。由 于通过激波的流 量与 沿 波面的 速度分量v ,， 和v 2 , 无关， 故连续 方程为: 西北工业大学硕十学位论文 图2 - 2 斜激波前后的气流参数 p t v . = p z k。( 2 . 1 . 1 ) 在垂直波面方向上的动量方程为 p , + p , v i卜p z + p z v 2n 或 p 一 p ， 二 p 1 v . v 2 。 一 v j( 2 . 1 . 2 ) 在沿波面方向的压强无变化，故沿该方向的动量方程为 p z 凡 。 砚 ， 一 刀 i k n k ， = 0 亦即 p 1 i w i 一 v j = 0 由 此引出v 2 1 = v ie ( 2 . 1 . 3 ) ( 2 . 1 . 3 )式说明，当气流通过斜激波时，只有垂直波面的法向速度分量发 生突跃， 而波的前后沿波面方向的流速是不变的， 因此气流在通过斜激波后气流 方向必有一个偏移量。 由此可见， 合理的引入斜激波在一定条件下是可以实现推 力矢量的。 但是， 由于气流通过斜激波之后， 气流的动能将有一部分转化为内能， 故这必将使发动机的总推力降低。 只有在引入斜激波之后， 发动机的总推力降低 的程度在需要的推力允许范围之内时所产生的推力矢量才是有意义的。 圣 2 . 2射流推力矢量的工作原理及其影响因素 这里所说的射流推力矢量指的就是采用激波控制来实现推力矢量的方法。 所 谓 “ 射流推力矢量控制” ，是指在飞行器发动机喷管的扩张段某一位置上，向 喷 管中的超音速气流 ( 主流)沿横向喷入第二股气流 ( 二次流) ，从而产生飞行器 控制所需要的侧向力。 二次流给超音速气流的强扰动， 必然在射流前面的主流中产生一道脱体的弓 西北工业大学硕十学位论文 图2 - 2 斜激波前后的气流参数 p t v . = p z k。( 2 . 1 . 1 ) 在垂直波面方向上的动量方程为 p , + p , v i卜p z + p z v 2n 或 p 一 p ， 二 p 1 v . v 2 。 一 v j( 2 . 1 . 2 ) 在沿波面方向的压强无变化，故沿该方向的动量方程为 p z 凡 。 砚 ， 一 刀 i k n k ， = 0 亦即 p 1 i w i 一 v j = 0 由 此引出v 2 1 = v ie ( 2 . 1 . 3 ) ( 2 . 1 . 3 )式说明，当气流通过斜激波时，只有垂直波面的法向速度分量发 生突跃， 而波的前后沿波面方向的流速是不变的， 因此气流在通过斜激波后气流 方向必有一个偏移量。 由此可见， 合理的引入斜激波在一定条件下是可以实现推 力矢量的。 但是， 由于气流通过斜激波之后， 气流的动能将有一部分转化为内能， 故这必将使发动机的总推力降低。 只有在引入斜激波之后， 发动机的总推力降低 的程度在需要的推力允许范围之内时所产生的推力矢量才是有意义的。 圣 2 . 2射流推力矢量的工作原理及其影响因素 这里所说的射流推力矢量指的就是采用激波控制来实现推力矢量的方法。 所 谓 “ 射流推力矢量控制” ，是指在飞行器发动机喷管的扩张段某一位置上，向 喷 管中的超音速气流 ( 主流)沿横向喷入第二股气流 ( 二次流) ，从而产生飞行器 控制所需要的侧向力。 二次流给超音速气流的强扰动， 必然在射流前面的主流中产生一道脱体的弓 西北工业大学硕士学位论文 形激波， 此激波与喷管壁面主流附面层相交， 导致附面层分离， 形成分离斜激波。 主流经激波后改变流动方向，以一个偏斜角离开喷管， 造成推力偏斜， 其横向分 量即为推力矢量控制所需的侧向推力。 采用这种方法进行推力矢量控制， 具有频 率相应快，对喷管设计影响较小，结构简单，重量轻。 二次射流所产生的侧向推力由两部分组成: 一是当喷管主气流经过由次流引 起的激波后速度下降， 压强升高， 激波影响区内的压强高于未受激波影响的区域， 引起喷管横截面上压强分布不对称，因而在激波影响区内喷管得到诱导侧向力; 同时， 射流的流体动量所产生的反作用力构成侧向推力的另一部分。 两者相比较， 诱导侧向力是主要的。因此， 这里所说的射流推力矢量的影响因素， 也就是指诱 导侧向力的影响因素。 影响侧向力的参数主要有: 次流总压、 流量， 主流总压， 喷管外流场的静压， 二 次 射 流的 热力 特性以 及喷 射 孔的 位 置， 喷 射角 和 喷 射 孔的 个 数等 2 5 ,2 6 ,3 4 。 由 于 资料有限，本文只对以下几个因素在理论上进行简要分析。 一、次流的总压、质量 在喷射孔的几何尺寸确定以后，次流的总压增大则次流的流量也相应增大; 这样一方面喷射动量增大，另一方面激波影响的区域也增大，诱导侧向力增加。 因此随着总压增大侧向力增加， 但它们的增加受到一个最大侧向力的限制， 过大 的总压会使次流形成的扰动强烈到在主流中形成一道接近正激波的激波， 从而使 侧向力降低。 二、主流总压 主流总压越大， 则由次流所形成的激波的影响区域将减小， 诱导侧向力降低， 同时激波强度增加， 诱导侧向力增大。 因此， 选择合适的总压在其他条件都不变 时能得到一个最大的诱导侧向力。 三、喷射孔的位置 如果喷射孔的位置向喉道方向移动， 受激波影响的主流区域将扩大， 侧向力 增加， 但此时主流马赫数降低， 激波强度减弱， 侧向力减小， 故选择合适的喷射 孔位置可以得到最佳的效果。 西北工业大学硕士学位论文 四、次流喷射的角度口 g ) 表示二次流喷射方向与主喷 管轴线的夹角，如图2 - 3 所示。w 角逆流喷射为正，顺流喷射为负。 与垂直喷射相比，喷射角的存在使 喷射动量引起的侧向力减小。但在 逆流喷射所产生的激波使得二次流 的压强扰动区域增大，诱导侧向力 图 喷管: 2 - 3 喷射角的定义 2 . 喷射方向 增大。但后者是主要的，故a ) 减小， 侧向力增大。反之，在顺流喷射时， 侧向力 降低。 西北工业大学硕士学位论文 第三章 数值模拟 采用e u l e r 方程、n - s方程作为主控方程来计算无粘流场和粘性流场是目 前 数值模拟复杂流场的主要方法， 也是计算流体力学的重要研究领域。 本文采用雷 诺平均的 n 一 5方程对粘性流场进行模拟，求解方法采用的是迎风格心有限体积 法， 控制方程的空间离散和时间离散完全分开，可使空间离散的误差、 捕捉激波 的精度等与时间推进的稳定性、 收敛的加速性等无关; 方程中对流项的离散采用 的 是r oe迎风通量差分分裂格式， 粘性通量的离散采用中心差分格式3 2 1 3 . 1控制方程 在工程应用中， 为了消除不同单位制的影响， 我们通常都要对n - s 方程中的 各 量 进 行 无 量 纲 化 t l _ 一y一-c 一工 y ，-鉴几.? t y p m / p ._万 名=， 尸 =一 c pm p = t= t“ 一， u=一 节 三 三 井 三 三 三 ! v p . / p m v=一 下 三 三 三 = 三 三 三 p = 一 ( w / p . ) 在直角迪卡尔( c a r t e d a n ) 坐标系中， 根据雷诺平均， 得出的可压缩流体无量 纲化的二维r a n s 方程t71 为: + 塑- g 0 8 y =0 ( 3 . 1 . 1 ) + 义j-卜d 式中: 西北工业大学硕士学位论文 第三章 数值模拟 采用e u l e r 方程、n - s方程作为主控方程来计算无粘流场和粘性流场是目 前 数值模拟复杂流场的主要方法， 也是计算流体力学的重要研究领域。 本文采用雷 诺平均的 n 一 5方程对粘性流场进行模拟，求解方法采用的是迎风格心有限体积 法， 控制方程的空间离散和时间离散完全分开，可使空间离散的误差、 捕捉激波 的精度等与时间推进的稳定性、 收敛的加速性等无关; 方程中对流项的离散采用 的 是r oe迎风通量差分分裂格式， 粘性通量的离散采用中心差分格式3 2 1 3 . 1控制方程 在工程应用中， 为了消除不同单位制的影响， 我们通常都要对n - s 方程中的 各 量 进 行 无 量 纲 化 t l _ 一y一-c 一工 y ，-鉴几.? t y p m / p ._万 名=， 尸 =一 c pm p = t= t“ 一， u=一 节 三 三 井 三 三 三 ! v p . / p m v=一 下 三 三 三 = 三 三 三 p = 一 ( w / p . ) 在直角迪卡尔( c a r t e d a n ) 坐标系中， 根据雷诺平均， 得出的可压缩流体无量 纲化的二维r a n s 方程t71 为: + 塑- g 0 8 y =0 ( 3 . 1 . 1 ) + 义j-卜d 式中: 西北工业大学硕士学位论文 p u pu2 + p p u v p u h , pv pv u p v 2 + p p v h , reseseseseseseseseseseseseseses - g 门lesesesesesesesesesesesesj 一胜.l - f p闪pv谬 reseseseseseseseseseseseseseses 一- q 际与几 厂厂=g = 0几肠然 这里，u , v 分别为流动在c a r t e s i a n 坐标x , y 两个方向上的速度分量，即: 9=u 1+v i。 根据理想气体的状态方程，压强为: p二 ( y 一 1 ) p e = p r t( 3 . 1 . 2 ) e 为单位质量流体的内能， p , t 为流体的密度和静温。 单位质量流体的总能e , 和总焙h ， 分别为: 一+ 合 (u l + 一 ) h , = e ， 十 丑 p ( 3 . 1 . 3 ) ( 3 . 1 . 4 ) 剪应力定义为: 2 _ a u a v ) 2厂 _ 对于 层流 流 动， 根据s u th e r l a n d 法 则 可以 求 得 层流 粘 性系 数p r : 洲|少 c = 1 1 0 .4 k , 几为自 由 来 流 静温 二 为自 由 来 流 静 温 下 对应的 气 体 粘 性系 数。 对 于湍流流动