1种新型增推喷管的数值研究

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1、第38卷第2期航空发动机V01．38No．22012年4月AeroengineApr．20121种新型增推喷管的数值研究林卉，李志强(北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191)摘要：针对轴对称喷管，利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明：射流控制能在喷管出13处形成气动喉道，即所研究喷管成为新型的固一气双喉道喷管，减小了喷管的有效出口面积，使其膨胀更完全，从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时，射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响，顺向射流能获得更好的增推效果。关

2、键词：喷管；推力系数；气动喉道；射流；航空发动机NumericalResearchofaNewIncreasingThrustNozzleLINHui，LIZhi—qiang林卉(1985)，女，在读硕士研究生，研(SchoolofJetPropulsion，BeihangUnivenity，Beijing100191，China)究方向为航空发动机喷管技术。Abstract：Theeffectofthefluidicinjectionparametersofgasthroatattheoutleton收稿日期：2011-08—19a

3、xisymmetricnozzlethrustcoefficientwereinvestigatedbythenumericalmethod．Theresultsshowthatthefluidicinjectioncreatesagasthroatattheoutletofnozzle，itcanbecalledsolid-gasdualthroatnozzlewhichcanreducetheoutletareaefectively，andimprovetheexpansionofnozzle．Thefluidicinjectio

4、ncanraisethethrustratioofoverexpansionnozzleefectively．Theinjectionangleinfluencestherealoutletareaandflowofthenozzle，theforwardinjectioncangetthebetterthrustimprovement．Keywords：nozzle；thrustcoefficient；gasthroat；fluidicinjection；aeroengine矢量技术方面的研究起步较晚，在双喉道喷管领域0引言的研究还

5、很少，一些高校的少许研究仍然集中在矢作为航空发动机的重要部件之一，喷管的性能对量效应方面，而对其增推原理尚未进行研究。发动机的性能有着重要影响。如果喷管的面积比按设为了进一步研究射流控制技术对喷管内部流动计降压比定出，则当喷管的工作状态发生变化时，其和推力性能的影响，促进喷管出口射流控制技术的发面积比就不再适应变化后的喷管降压比，使喷管处于展，本文将双喉道喷管的出口喉道设计为1个气动喉不完全膨胀或过度膨胀状态，从而使喷管推力下降。道，而不再是几何固体喉道，从而建立1种“固一气双为此，国内外的工程应用和机理研究主要集中在喷管喉道喷管”。

6、利用数值模拟手段，探索该喷管出口处射喉道处通过机械或气动方式来控制喷管流量以适应流控制气动喉道对轴对称超声速收扩喷管性能的影不同的工作状态。而相比于机械调节造成的喷管结构响规律。复杂、质量大等缺点，射流控制技术从20世纪90年1传统双喉道喷管代开始得到了广泛关注。与传统的机械式方案相比，射流方案具有机械部件少、质量轻、费用低等优点[31。双喉道喷管(Dual—ThroatNozzle，简称DTN)是在目前研究较多的射流方案主要有：激波操纵】、喉道传统的喉道偏移喷管后增加1个收缩段，形成1个凹偏移【以及在此基础上发展的双喉道偏移I8_l

7、和逆流腔(如图1所示)，并在上游喉道处引入二次流扭曲了控制_l21。而近年来在高性能喷管方面的研究大多集中该处的声速面，通过凹腔内流动分离产生的上、下壁于双喉道偏移产生矢量效应技术。国内在射流推力面压力差使主流进一步偏转。采用双喉道方案可以52航空发动机第38卷比采用传统的喉道偏移方案获得更大的推力矢量效2．3计算方法与边界条件率，且不减小推力系数。文献[9】的试验研究表明，在流场计算基于求解2维Reynolds时平均N—S方喷管落压比‰=4时，该方案实现了最大为15。的推程。采用4阶R—进行时间推进求解，对流项采用2力矢量角，最大推

8、力效率是6．1。／单位引射量，对应阶迎风格式离散求解，黏l生项采用中心差分格式求解。的推力比为0．968，与非主流为超声速流动，进口为压力进口，状态给定推力矢量相比，推力损失总压、总温、初始静压和速度方向。射流流动假设为