S弯D形矢量喷管参数化设计及气动特性研究.pdf
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1、2023 年 9 月第 44 卷 第 9 期推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGYSept.2023Vol.44 No.92203105-1S弯D形矢量喷管参数化设计及气动特性研究*王旭飞,杨青真,贺榆波,向惠敏,张赛乐(西北工业大学 动力与能源学院,陕西 西安 710129)摘 要:为了满足战机对垂直/短距起降能力的要求,基于曲率控制方法对具有D形出口的S弯喷管进行参数化设计,进而可实现喷管尾段的大角度偏转。随后对不同偏转角、落压比以及设计参数的S弯D形矢量喷管气动特性进行数值模拟,对比并分析了喷管的气动特性。计算结果显示:无偏转条件下,随着落压比从1.5增
2、大至3.5,喷管流量系数先增大后平稳,在=2.5时达到最大值,推力系数先增大后减小,且推力方向为飞行器产生一定的抬头力矩;落压比恒定时,随着偏转角度从0增大至90,喷管流量系数、推力系数下降,矢量超前角由负值不断增大至+6左右;设计参数中预留偏转角对喷管气动性能影响较大,而S弯中心线控制系数对气动性能影响较小。本文提出的S弯D形喷管具有较好的气动性能,小偏转角度下矢量角变化趋势较为一致,亦可通过出口段偏转实现发动机推力的大角度矢量偏转。关键词:垂直/短距起降;S弯D形喷管;参数化设计;气动特性;矢量角中图分类号:V235.1 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2023)09-220
3、3105-13DOI:10.13675/ki.tjjs.2203105Parametric Design and Aerodynamic Characteristics of Serpentine D-Shaped Vectoring NozzleWANG Xu-fei,YANG Qing-zhen,HE Yu-bo,XIANG Hui-min,ZHANG Sai-le(School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi an 710129,China)Abstract:A parametric design
4、method of serpentine D-shaped nozzle based on curvature control method is proposed to meet the requirements of vertical/short takeoff and landing capability for fighters.The serpentine D-shaped nozzle with large angle deflection of D-shaped outlet is designed parametrically.The flow phenomenon and m
5、echanism of the nozzle are simulated by CFD method,and then the aerodynamic characteristics of the nozzle under different nozzle pressure ratio,deflection angle and design parameters are compared and analyzed.The calculation results show that under the condition of no deflection,as the nozzle pressu
6、re ratio increases from 1.5 to 3.5,the nozzle discharge coefficient first increases and then becomes stable,and reaches the maximum value when =2.5,while the thrust coefficient first increases and then decreases.And the thrust direction produces a certain lifting torque for the aircraft.When the noz
7、zle pressure ratio is constant,as the deflection angle increases from 0 to 90,the nozzle discharge coefficient and thrust coefficient decrease,and the leading vector angle increases from negative value to about+6.In the design parameters,the reserved deflection angle has great*收稿日期:2022-03-30;修订日期:2
8、022-12-27。基金项目:陕西省自然科学基础研究计划资助项目(2022JQ-052)。作者简介:王旭飞,博士生,研究领域为飞机/发动机进排气系统气动/隐身特性仿真与优化设计。通讯作者:杨青真,博士,教授,博士生导师,研究领域为发动机进排气系统气动/红外/电磁设计与优化。E-mail:引用格式:王旭飞,杨青真,贺榆波,等.S 弯 D 形矢量喷管参数化设计及气动特性研究 J.推进技术,2023,44(9):2203105.(WANG Xu-fei,YANG Qing-zhen,HE Yu-bo,et al.Parametric Design and Aerodynamic Characteri
9、stics of Serpentine D-Shaped Vectoring Nozzle J.Journal of Propulsion Technology,2023,44(9):2203105.)S 弯 D 形矢量喷管参数化设计及气动特性研究第 44 卷 第 9 期2023 年2203105-2influence on the aerodynamic performance of the nozzle,while the control coefficient of the serpentine centerline has a little influence on the aerod
10、ynamic performance.The serpentine D-shaped nozzle proposed in this paper has good aerodynamic performance.The variation trend of vector angle is relatively consistent under small deflection angle.Thus the nozzle can be used to adjust the jet vector direction of the engine by deflecting the outlet se
11、ction at large deflection angles.Key words:Vertical/Short takeoff and landing;Serpentine D-shaped nozzle;Parametric design;Aerodynamic characteristics;Vector angle1 引 言随着五代战机设计对于超机动能力和隐身能力要求的提出,航空发动机性能在飞行器设计中的瓶颈问题日益突出。喷管作为发动机的主要部件,可将高温高压气流的能量转化为飞行器的动能。而通过推力矢量控制(Thrust Vectoring Control,TVC)还可调整气流方向从
12、而改变发动机推力的方向,对发动机的气动性能具有重要影响作用1。推力矢量控制有助于提高战机的机动性和垂直/短距起降能力,因此推力矢量控制技术是第五代战机需要具备的技术特点2,可以满足海军对舰载机起降作战的需求。此外,发动机排气系统也是飞行器后向的红外、雷达强散射源,而 S弯喷管可以全部或部分遮挡发动机高温部件及强散射源,进一步提高战机的隐身能力3。推力矢量技术可通过控制手段进行分类4,一般可分为基于机械偏转和流体矢量控制两种方法。其中流体矢量控制技术主要包括激波矢量法5-6、喉道偏 移 法7-8、逆 向 流 动 控 制 法9-10、同 向 流 动 控 制法11-12和 Coanda 效应控制法1
13、3-14等。流体矢量控制的喷管具有几何型面固定,附属机构简单、增重较小的优势。但是上述前 4 种方法的最大矢量偏转角度有限,一般在 1522。而 Coanda控制法理论上可以达到较大矢量角从而替代垂直起降喷管15,但目前文献二维模型仅能达到的最大矢量角为 2414,且在三维壁面存在 Coanda 效应弱化及不稳定的问题,需要通过等离子体等方法对流动进行控制。传统的机械偏转矢量喷管16一般可分为折流板、二元矢量、轴对称矢量、三轴承矢量以及 D形矢量等方案的喷管。二元矢量与轴对称矢量喷管的矢量偏转角度有限,不能大角度甚至 90垂直偏转。尽管三轴承矢量喷管17可以达到 90推力偏转,但是 Qi等18
14、通过分析发现三轴承矢量喷管在常规模式下无法提供侧向力/扭矩操纵,这一点极大限制了矢量喷管对于战机过失速等状态的操作能力。D 形矢量喷管的研究自 20 世纪 70 年代开始,Rolls 等19的实验研究表明:D 形喷管可以将气流的推力矢量角偏转达到 90,但 D 形喷管的推力矢量偏转角度可能会落后于模型偏转角约 20。Rosenburg 等20测试了 D 形矢量喷管的气动特性,结果表明在地面的垂直起飞状态下需要约 25几何偏转角才能获得 10左右的推力矢量角,但仍可为先进的亚声速短距/垂直起降飞机提供高效的推力矢量偏转性能。Burstadt等21通过实验研究了 D形矢量喷管在大角度偏转下落压比为
15、 1.151.58 的气动特性,研究表明在不同面积比下其推力系数均始终小于 0.96,认为尽管该喷管大角度偏转可能有二次流产生,但对推力系数的影响较为有限。国内学者关于 S弯喷管气动、隐身设计方面的研究较为广泛。其中,吉洪湖团队22-24研究了长径比、偏径比、截面变化等几何参数对 S弯喷管的气动及红外性能的影响,王占学团队26-28研究了不同几何参数及飞行工况下 S 弯喷管的气动及红外变化规律,杨青真团队29-31针对 S 弯喷管不同几何参数下的气动、红外及雷达特性进行了仿真研究,并针对喷管的气动及隐身性能进行了外形优化。国外 Rajkumar等32基于壁面压力和射流可视化研究了带后甲板的S
16、弯喷管落压比 1.12.2 的流动特性。Hamada 等33研究了不同几何参数的混合器对 S 弯喷管流动特性的影响规律。上述 S 弯喷管的建模多采用 Lee 等34提出的曲率控制法作为基本方法,对喷管的截面形状、中心线及面积等几何特征变化规律进行多参数控制。本文在已有 D形矢量喷管的研究基础上,提出一种结合 S弯与 D 形矢量喷管的几何设计构型,推导了一种基于曲率控制法的 S 弯 D 形矢量喷管型面设计方法。在前期 S弯喷管设计方法的基础上,采用考虑预留偏转角的 D 形旋转段控制喷管不同工作状态的矢量角度,通过改变 S 弯收敛段中心线斜率,生成可与 D 形旋转段预留偏转角匹配的 S弯收敛段,补
17、充约束方程保证喷管中心线的曲率连续性。此外在出口推进技术2023 年第 44 卷 第 9 期2203105-3设置了一定长度的二次收敛段以修正大偏转角度下的矢量角。在完成设计后对 S 弯 D 形矢量喷管的气动特性进行了流场数值仿真研究,并分析了 S弯 D 形矢量喷管气动特性随落压比、偏转角度及几何构型参数的变化规律。2 喷管参数化设计方法S 弯 D 形矢量喷管由等直进口段、S 弯段、D 形旋转段和收敛段 4 部分组成,如图 1 所示。其中 D 形旋转段由多瓣指定角度的旋转罩组成,如该段可由 2段45或 3段 30的旋转罩组成,可从 0偏转角度自由展开旋转至 90,同时也可将旋转罩旋转回收至 S
18、 弯段末段附近。等直进口段可以采用轴承等方式对其进行旋转,从而可在 D形旋转段偏转时为飞行器提供侧向力。由于 D形旋转罩的滑动过程较为简单,且与喷管绕轴向旋转的过程解耦,故对其的调节与控制规律较三轴承矢量喷管相对简单。文中喷管设计方法对基于曲率控制法的常规喷管设计方法进行了部分修改,通过修正常规 S弯喷管中心线末段的斜率,并根据 S弯段中心线偏距及斜率设置 D 形旋转段的角度与位置,保证了 S弯末段与新增旋转圆弧段中心线的曲率连续性。2.1 喷管D形截面弧长及曲率分布计算对于给定带倒角的 D形出口形状如图 2(a)所示,D形出口由点 O逆时针至点 C的曲线依次由直线-OA、倒角圆弧AB和大圆弧
19、BC构成。其中,大圆弧BC曲率半径为R,倒角圆弧曲率半径为r,弧长c0=-OA,弧长c1=AB,弧长c2=BC。做-OB连接线,自A点作-OA垂线与-OB交于点D,则-AD,-BD均为圆弧AB的半径,根据勾股定理及弧长公式易得出 c0=R2-2rRc1=rc2=R(2-)(1)由OAD为直角三角形可知=arcsinrR-r(2)由于AB分别与线段-OA及圆弧BC相切,考虑到相似三角形定理,故得出关系式=2+=2+arcsinrR-r(3)将和代入式(3)中即可得到各段弧长s,定义 s0=c0s1=c0+c1s2=c0+c1+c2(4)则可得到图 2(b)所示 D 形截面的曲率k(s)与弧长的变
20、化规律及其表达式为k(s)=0,0 s s01/r,s0 s 1)并代入式(9)得到A=tan,由此得到中心线控制方程为y=tan x,x 0,1 且 1(10)2.4 喷管旋转段及收敛段型线控制规律D形旋转段由 D形截面绕其底部线段旋转角度获得,其轴向距离可由L2=r0sin 求得,其中r0为中心线与旋转轴的距离。对于收敛段需要首先确定其面积比,随后可根据收敛段面积比Rc和收敛角确定收敛段长度L3。Rc=R0Rs(11)式中R0为喷管出口与进口的面积比,Rs为喷管 D 形截面与进口的面积比。文中与之前研究描述的曲率控制法相同的部分不再赘述,可参考文献 34-35。3 D形喷管计算模型及指标定
21、义3.1 几何模型本文研究的对象为 S弯 D 形矢量喷管,其侧视简图见图 3,从入口至出口依次为等直段、S 弯段、D 形段与收敛段。该喷管的 10 个主要设计参数包括:喷管进出口面积比R0,收敛段面积比Rc,喷管 D 形截面与进口的面积比Rs,等直段长度L0,S 弯段长度L1,D形段长度L2,收敛段长度L3,S 弯中心线控制系数,预留偏转角,以及 D 形截面的半圆半径与倒圆半径之比RD。考虑采用前缓后急的c1(x)和c2(x)如式(8)所示,本文喷管相关设计参数如表 1 所示,那么喷管几何形状可以完全确定。在确定了几何形状后,通过编写的程序输出各控制截面的离散点阵,将点阵导入三维几何建模软件中
22、,通过依次点-线-面的操作构造获得本文的几何模型。本文为研究喷管发生矢量作动时的不同状态,考虑了偏转角度分别为 0,30,60,90的 4 种几何模型。3.2 边界条件由于本文主要研究矢量喷管的地面状态,且静温对尾喷流的流动特性影响较小,故采用冷态条件进行仿真研究。设置喷管进口为压力入口边界条件,喷管入口总温T*设置为300K,总压p*in可由式p*in=pb确定。其中,pb为远场背压,为喷管落压比,后同。设置远场为压力远场边界条件,远场总压设置为101325Pa,远场静温设置为300K。为便于收敛,设置远场马赫数为 0.05。3.3 喷管性能指标定义令=1/,则喷管理想流量m i的计算公式可
23、由Fig.3Schematic diagram of composition ofD-shaped nozzleTable 1 Nozzle geometric design parametersParameterValueParameterValueR00.345L2/m0.07Rc0.576L3/m0.3Rs0.5982L0/m0.3/()15L1/m1.5RD26.81推进技术2023 年第 44 卷 第 9 期2203105-5下式给出m i=2kR(k-1)2k-k+1kp*inT*Ae,crkR()2k+1(k+1k-1)p*inT*Ae,cr (12)式中对于空气有常数k=1.4
24、以及R=287.06J/(kg K),为落压比,p*in为进口总压,T*为喷管总温,Ae为喷管出口面积,cr为临界压比,对于空气有cr=0.5283。流量系数CD由下式定义CD=m em i(13)定义沿喷管出口轴向推力为Fx,垂直于出口轴向推力为Fy,则有如下公式Fx=m evx+(pout-pb)Ae(14)Fy=m evy(15)式中vx与vy分别为喷管出口截面速度的轴向与法向分量,pout为出口截面静压,Ae为出口截面面积。则喷管实际推力Fe,喷管等熵推力Fi可分别由式(16),(17)计算得到Fe=Fx2+Fy2(16)Fi=m e2kk-1RT*1-()1k-1k(17)喷管推力系
25、数Cfg由下式定义Cfg=FeFi(18)粘性阻力系数Cv定义为粘性阻力fv与实际推力之比,可一定程度上表征粘性阻力的损失,可表示为Cv=fvFe(19)矢量超前角f表征推力方向与水平方向所呈角度与喷管物理偏转角度之差,可由下式定义f=arctanFyFx(20)推力矢量角v由下式定义v=f+de(21)式中de为喷管物理偏转角度。4 数值计算方法及验证采用 ANSYS Fluent 流体仿真软件对 S 弯 D 形矢量喷管进行气动数值模拟,采用密度基求解器对三维定常可压缩的 RANS 方程 进行求解,选择湍流模型为SST k-,流动、湍动能及比耗散率离散格式均采用二阶迎风格式,设置收敛条件为各
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