膨胀对喷管推力性能的影响

膨胀对喷管推力性能的影响

超越噪音、超机动性和隐蔽性是第四代战斗机必须具备的性能。为第四代战斗机提供动力的航空发动机的先进性不仅体现在高推重比,而且要具备红外隐身能力和矢量推力。红外隐身技术的发展是提高战斗机生存能力的关键,矢量推力的控制与发展为战斗机提供卓越的超机动飞行能力。与这两项技术发展最密不可分的关键部件就是发动机排气喷管。目前,中国现役发动机普遍采用轴对称收扩喷管。它的红外辐射一部分来自排气系统的热空腔,另一部分则来自流经喷管排出的热尾喷流。热喷流的温度在采用内外涵强化混合技术后可以降低到一定程度。排气系统内腔体由于直接与高温热排气直接接触,不易降低其表面温度,故其红外辐射强。随着发动机涵道比的减小,用于掺混发动机热排气和冷却喷管热壁面的外涵冷气量大大减少,这更加削弱了轴对称发动机喷管的红外隐身能力。轴对称喷管可设计在周向360°范围内作20°的矢量调节,但与之相应的调节结构不仅增加了系统的复杂度,而且还增加了喷管的总体重量。因此,需要一种新型喷管适应第四代战斗机的需求。排气系统与飞机后机身融合的单边膨胀喷管(SERN)不仅满足超声速巡航等要求,同时它具备低红外辐射和提供矢量推力满足机动性能的潜力。单边膨胀喷管特殊的几何外形(较长的膨胀边)用于遮挡某些重要方位的高温喷口和热喷流红外辐射,弯曲的喷管内流通道降低喷管内部高温部件的红外辐射,单膨胀边在一定范围内的转动不仅可以调节喷管截面大小以适应发动机状态的变化,而且可以提供矢量推力。这种方式的矢量调节相对于轴对称喷管不仅结构复杂度降低,而且重量减小。国内外学者对单边膨胀喷管已经开展了一些实验和数值模拟方面的研究。在喷管与机身一体化、气动性能优化、喷管工作在非设计点时的射流控制、喷管结构参数对气动性能影响等方面有所进展。杨承宇等研究了S弯通道单边膨胀喷管膨胀边开缝、膨胀边倾斜角度和收敛通道面积比对单边膨胀喷管气动和红外辐射特性的影响,展示了单边膨胀喷管在抑制排气系统红外辐射方面的能力,同时还能通过膨胀边开缝等技术措施将其气动性能提高到一定水平。张少丽等针对一种结构更为简单的弯折通道单边膨胀喷管开展了气动和红外辐射特性的数值研究,结构参数较优的喷管推力系数达到0.966。在此基础上,本文对单边膨胀喷管在各种矢量动作下的气动性能和红外辐射场分布进行数值分析。1物理模型和计算方法1.1缩段和单膨胀段图1为不同几何矢量角的单边膨胀矢量喷管的结构示意图,图1(a)为没有任何矢量调节的单边膨胀喷管模型,包括圆转矩过渡收缩段、矩形收缩段和单膨胀边形成的扩张段,为了防止从排气系统尾部观测到内部高温固体部件的红外辐射,使喉道截面的底端与矩形收缩段入口端面的上端在同一水平面上。喉道截面宽高比为6,喷管入口截面的直径为1000mm,圆转矩段截面面积逐渐收缩,出口矩形截面宽为408mm,长为1224mm,在此基础上,改变喷管扩张通道上下倾斜几何矢量角δ分别为±5°、±15°和±25°,如图1(b)～(g)所示。1.2网格划分及网格独立性验证采用FLUENT商用软件对流场进行计算,详细的计算方法、轴向推力系数定义、气动矢量角定义参见文献和文献。喷管入口温度为800K,入口压力为3×105～6×105Pa;出口设置在远离喷管的边界,温度为300K,压力为标准大气压。考虑燃气与固体壁面间的辐射换热,在FLUENT中选用了离散坐标(DO)辐射模型,壁面的平均发射率取为0.8。本文采用正反射线踪迹法计算排气系统红外辐射,计算方法参见文献和文献。探测点的分布如图2所示。考虑到水平面xOy上的对称性,仅在0°～90°范围内布置探测点,探测距离为100m。图3为主流通道局部网格划分情况,由于结构复杂,圆转矩收缩段采用非结构化网格,其余计算域均为结构化网格,在内流通道及流动状况复杂的区域对网格适当加密,在喷流外场空间网格稀化处理。对基准喷管(δ=0°)进行了网格独立性验证,对流场进行了有规律的网格实验,使网格数量从70万逐步加密至250万。图4显示了网格数对喷管喉道处截面上气流速度V的影响,由图4可知,5种网格数量的速度差别不大,70万网格时比其他网格稍大。图5为网格数对喷管轴向推力系数CFx的影响,当网格数增加到160万后,轴向推力系数不再随网格数的增加而发生较为明显的改变,变化量在0.05%内,为此本文选取160万网格作为计算网格。2实验证实2.1实验装置及测试系统将单边膨胀喷管缩比模型安装在小型燃烧实验台上进行流场和红外辐射场测量,测量结果用于流场计算湍流模型和红外辐射强度计算的验证。实验系统和单边膨胀喷管实验件如图6所示,包括气路系统、燃油系统、单边膨胀喷管实验模型及参数测试系统。气路系统通过压气机供气,管路中均装置孔板流量计,以便用流量控制阀门控制其流量大小。在燃烧室出口截面上安装了热电偶,用来测量主气流总温,用孔板流量计测量主流流量,用镍铬——镍硅热电偶测量温度,在壁面埋入静压管测量壁面静压。用红外热像仪对喷管壁面温度和喷流温度进行监控,用傅里叶光谱辐射计测量红外辐射强度。2.2测试和计算结果以喷管下游方向为x方向,比较x=410mm的截面上气流核心区的水平方向尾焰温度Tt分布如图7所示,由图7可知相对其他湍流模型,标准k-ε模型计算结果与实验数据更为接近。在单膨胀边的中心线上沿气体流动方向布置了5个等间距的壁面静压力ps测点。图8为这5个测点的静压力实验测试和数值计算结果对比,两者有相同的变化趋势,静压力逐渐由低于大气压增加到一个大气压,且数值上基本相等。在x=250mm和x=410mm处分别选取截面1和截面2,对这2个截面水平方向喷流核心区的尾焰速度进行了数值计算和实验测量的对比,如图9所示,数值计算与实验测量基本吻合,所以数值计算比较可靠。图10为喷管侧方90°的光谱辐射强度Iλ数值计算和实验测量对比。图中:λ为光谱波长。由图可以看出计算得到的峰值比实验测量值要偏大,这是因为实验在户外进行,外界风速和低温物体会使得实验测量值偏小。综上可知计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)计算程序是可靠的。3结果和讨论3.1几何矢量角在喷管计算模型的上遮挡罩末端截取截面1,在单膨胀边末端截取截面3,在两者中间截取截面2,分析这3个截面上静压力和马赫数的变化。图11和图12是在几何矢量角δ=0°、落压比NPR=3工况下3个截面的马赫数和静压力分布,等值线分布有明显的二元喷管特征。气体经过单边膨胀喷管扩张通道的膨胀,在截面1上最大马赫数达到1.5;并且该截面上的气体静压力都远小于外界环境压力,因为气体的落压比低(NPR=3),气体没有足够的压力来继续单膨胀边上的加速膨胀。过度膨胀的气体在单膨胀边上被压缩,截面2和截面3上的马赫数降低,静压力逐步抬升。在气体到达单膨胀边末端(即截面3),其静压力上升到接近外界环境压力。图13和图14是在几何矢量角δ=0°、落压比NPR=6工况下3个截面的马赫数和静压力分布。由图13和图14可知,当喷管入口落压比提高到NPR=6,在截面1上,气体经过单边膨胀喷管扩张通道的膨胀,其马赫数达到1.6;由于该截面上的气体静压力都高于外界环境压力,气体还将会在单膨胀边上继续膨胀加速,下方(贴近单膨胀边一侧)的气体压力要高于上方。气体在截面2上马赫数增加到1.9,核心喷流膨胀加速程度要高于外围气体,气体的作用范围增加,气体静压力降低到环境压力以下;因而排气喷流继续向下游运动时,受到自由边界的压缩而提升喷流压力,在截面3处基本达到环境压力,同时气体马赫数减小。图15和图16为几何矢量角δ=25°、落压比NPR=6时的马赫数和静压力等值线分布。单边膨胀喷管的扩张段整体向上偏转δ=25°后,相对于喷管的收敛段,扩张段没有较大的转折,因而截面1高度方向的气体马赫数较δ=0°均匀。在截面2,由于过度膨胀造成喷流静压力远低于环境压力;之后通过压缩作用在截面3恢复至环境压力以上。几何矢量角从δ=0°增加到δ=25°,流场流动状况在各横截面上表现出的特征基本相同。但是需要指出的是:几何矢量角δ=0°时,单膨胀边上的压力沿喷管轴向的分量是指向前的;几何矢量角δ=25°时,单膨胀边上的压力沿喷管轴向的分量是指向后的。图17和图18为几何矢量角δ=-25°、落压比NPR=6时的3个截面上马赫数和静压力等值线分布。单边膨胀喷管的扩张段整体向下偏转δ=-25°后,相对于喷管的收敛段通道,扩张段的折转远大于25°,因而截面1上马赫数1.6以下的区域明显增大,且分布不均。在截面2,下方的等值线不再是一条条密集在一起的直线,由于喷管为了获得矢量推力向下弯折角度过大,造成喷流不再很好地贴单膨胀边壁面流动,尤其是两侧气体;之后通过边界压缩作用在截面3恢复至环境压力以上。图19为不同落压比时几何矢量角对喷管轴向推力系数的影响。推力系数随几何矢量角的增加,呈现出先增加后减小的变化趋势;在矢量动作下,喷管向下偏转所造成的推力损失要大于喷管向上的情况,这是因为排气通道的收敛段气流向下折转实际上是增大了喷管的出口面积,这就需要更大的喷管落压比相匹配,在落压比不变的条件下喷流过度膨胀加剧造成推力损失增加。图20为喷管z方向推力值Fz随几何矢量角的变化曲线。喷管的几何动作,产生了向上或向下的推力分量,这为飞机的上下俯仰提供了附加力。在几何矢量角一定的条件下,z方向的推力随着喷管落压比的增加而增加。一个值得注意的现象是:z方向推力为零的几何矢量角角度随喷管落压比的增加而减小,这说明在巡航状态设计点下的单膨胀边几何角度应随着喷管设计落压比的增加而增大。图21为单边膨胀矢量喷管的总推力系数CF随几何矢量角的变化曲线。可以看出:随着几何矢量角的增大,单边膨胀矢量喷管的总推力系数先增加后减小。由于总推力是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,它对总推力系数在几何矢量角下的变化影响大,很大程度上决定了总推力系数随几何矢量角变化曲线的走势。图22为几何矢量角与气动矢量角θ间的关系。气动矢量角与几何矢量角变化趋势一致,在不同喷管落压比下两者间的变化曲线呈线性,两者在数值上相差5°～10°,这是因为几何矢量角δ=0°的单边膨胀喷管的单膨胀边与水平方向的夹角为10°,随着喷管落压比增加,两者差距减小。这进一步验证了从图20中获得的结论,也就是关于巡航状态下单膨胀边角度的设计原则:为了获得巡航下推力方向与轴向一致(气动矢量角为0°),单膨胀边在不做任何矢量动作下的倾斜角度要随喷管设计落压比的增大而增加。3.2喷管几何矢量角的影响图23为喷管落压比NPR=6时,几何矢量角对喷管尾焰红外辐射强度I空间分布的影响,可以看出:在水平面(即xOy平面),以几何矢量角δ=5°为基准,随着喷管扩张段向上偏转,气体红外辐射强度减小,这是因为喷流高温核心区变窄(如图24(d)～(e)所示)。随着喷管扩张段向下偏转,气体红外辐射强度减小,这是因为喷管过膨胀程度增加,气体静温Ts降低所致(如图24(a)～(d)所示)。图25为喷管落压比NPR=6时,喷管几何矢量角对喷管总体辐射强度空间分布的影响。可以看出:在xOy平面,喷管几何矢量角为正时喷管整体辐射强度较小,尤其是在探测角度0°方向,喷管整体红外辐射强度值与其他方向上的最大值相差700W/sr。这是因为几何矢量角为25°时,在0°探测方向上喷管内部高温壁面的红外辐射完全被单膨胀边的低温外壁面所遮挡;在几何矢量角度为-5°时,由于喷管内壁面的可视面积增加,其红外辐射强度增加;几何矢量角度为-25°时,由于单膨胀边壁面的可视面积增加,其红外辐射强度增加。在xOz平面,下方探测到的喷管整体红外辐射强度普遍要小于上方探测到的喷管整体红外辐射强度。随着几何矢量角度的减小,下方探测的红外辐射强度增强,这是因为单膨胀边的可视面积增大。如图26所示,对于几何矢量角为25°的喷管,探测角度在30°以下,但膨胀边表面和喷管内壁面都不可视;对于几何矢量角为-25°的喷管,单膨胀边表面在330°以下才不可视,这都与喷管的几何矢量作动有关。4喷管几何矢量角的影响1)随着喷管几何矢量角绝对值的增加,z向矢量推力增加,且随喷管落压比的增加而增加;但随之带来喷管的气动损失增加,轴向推力系数和总推力系数减小。2)为了使巡航状态下的轴向推力最大,巡航状态设计点下的单膨胀边几何角度应随着喷管设计落压比的增加而增大。在喷管几何矢量角在