基于Coanda效應(yīng)的無(wú)源流體推力矢量噴管研究

1、    基于coanda效應(yīng)的無(wú)源流體推力矢量噴管研究    佟川 李昂賢 王啟材 張琦祥 許蘭迪 王炫摘  要：推力矢量技術(shù)對(duì)于飛行器機(jī)動(dòng)性能的提高具有重要意義，目前已經(jīng)歷了從機(jī)械式到有源流體式再到無(wú)源流體式的發(fā)展歷程。無(wú)源流體推力矢量噴管具有型面固定、能耗小、主射流偏轉(zhuǎn)響應(yīng)快等優(yōu)勢(shì)。該文提出一種基于coanda效應(yīng)的無(wú)源流體推力矢量噴管，通過(guò)三維建模軟件solidworks和ansys fluent對(duì)其工作原理進(jìn)行仿真，驗(yàn)證該類型矢量噴管對(duì)氣流控制的有效性。仿真結(jié)果表明：無(wú)緣流體推力矢量噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，可通過(guò)外界大氣壓力實(shí)現(xiàn)主射流矢量偏射控制

2、。關(guān)鍵詞：尾噴管  流體式推力矢量控制  coanda效應(yīng)  數(shù)值仿真：v22                             ：a：1672-3791（2021）03（c）-0094-03research on passive fluid thrust vectoring nozzle based on coanda effecttong chuan  li angxian  wang

3、qicai  zhang qixiang  xu landi  wang xuan（aeronautical engineering institute， civil aviation university of china， tianjin， 300300  china）abstract： thrust vectoring technology plays an important role in improving the manoeuvrability of aircraft. at present， it has experienced the

4、development process from mechanical mode to active flow mode and then to passive flow mode. passive flow thrust vectoring nozzle has the advantages of fixed profile， low energy consumption and fast response of main jet deflection. in this paper， a passive flow thrust vectoring nozzle based on coanda

5、 effect is proposed. its working principle is simulated by solidworks and ansys fluent to verify the effectiveness of this type of vectoring nozzle for air flow control. the simulation results show that： the thrust vectoring nozzle has a simple structure and the main jet vector deflection can be con

6、trolled by the external air pressure.key words： nozzle; fluid thrust vector control; coanda effect; numerical simulation推力矢量技術(shù)的應(yīng)用在提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性、穩(wěn)定性、敏捷性以及提升極限迎角以縮短起降距離等方面具有顯著的效果，同時(shí)還具有迅速性、輕質(zhì)化、高可靠性等優(yōu)點(diǎn)。與有源噴管相比，無(wú)源流體推力矢量控制方案是通過(guò)主射流的卷吸引射作用，利用環(huán)境大氣作為二次流實(shí)現(xiàn)主射流即發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管噴氣方向的偏轉(zhuǎn)控制，從設(shè)計(jì)上較好地避免了有源推力矢量控制方案中的不足之處。國(guó)內(nèi)對(duì)該技術(shù)的研究仍處于可行

7、性驗(yàn)證，應(yīng)用實(shí)例集中在小型無(wú)人機(jī)模型設(shè)計(jì)上。1  模型及原理在推力矢量噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程中，有4種常見(jiàn)的流體推力矢量形式，分別為喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制、同向流控制1。由于有源流體矢量噴管的氣源為飛機(jī)增加了大量廢重2，嚴(yán)重限制了其應(yīng)用性。受到微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流的無(wú)緣流體推力矢量噴管3旁路式雙喉道噴管氣動(dòng)矢量特性數(shù)值研究4雙喉道推力矢量噴管的氣動(dòng)性能數(shù)值模擬5中的噴管模型的啟發(fā)，提出一種利用壓力差實(shí)現(xiàn)主射流偏射及coanda效應(yīng)實(shí)現(xiàn)主射流穩(wěn)定貼附壁面的噴管結(jié)構(gòu)。該噴管由主射流入口、二次流入孔、二次流氣室、氣室控制閥門、coanda出口壁面組成。直線段長(zhǎng)度為100 mm，擴(kuò)張

8、段長(zhǎng)度為210 mm，噴管總長(zhǎng)、度、高之比為321;壁面折角為21°二次流入孔共30個(gè)，直徑為2.5 mm，均勻分布于coanda出口壁面上近直線段側(cè)。雙側(cè)閥門均全開(kāi)時(shí)，高速高溫高壓的主射流強(qiáng)烈的卷吸引射作用使氣體通過(guò)二次流入口進(jìn)入擴(kuò)張段內(nèi)。若此時(shí)關(guān)閉單側(cè)控制閥，閥門關(guān)閉一側(cè)氣室壓力降低，另一側(cè)氣室由于聯(lián)通外界大氣會(huì)對(duì)內(nèi)部壓力起到補(bǔ)充作用，此時(shí)主射流在上下兩側(cè)壓力梯度的作用下會(huì)向低壓側(cè)偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)后的貼壁射流由于coanda效應(yīng)即可實(shí)現(xiàn)沿偏轉(zhuǎn)方向的穩(wěn)定流動(dòng)。2  噴管性能衡量參數(shù)評(píng)價(jià)矢量噴管控制效率主要使用推力比、推力矢量效率及流量系數(shù)6。在此使用落壓比（膨脹比）*e、總壓恢

9、復(fù)系數(shù)e兩個(gè)參數(shù)對(duì)噴管性能進(jìn)行評(píng)估。選取噴管模型直線段入口及擴(kuò)張段出口對(duì)參數(shù)進(jìn)行分析計(jì)算。3  網(wǎng)格與邊界條件流體域網(wǎng)格運(yùn)用ansys meshing劃分：總網(wǎng)格數(shù)為24 535，節(jié)點(diǎn)數(shù)為23 262，網(wǎng)格平均偏斜度為28，平均正交質(zhì)量為0.7。流體模型：噴管入口為渦輪后的燃?xì)?，fluent中選擇standard模型。入口邊界條件：入口邊界為速度/質(zhì)量流，馬赫數(shù)為0.45，帶入計(jì)算出的總溫為450 、550 、700 時(shí)，音速分別為414 m/s、458 m/s、516 m/s，總壓分別為1.5 atm、1.2 atm、1.1 atm。遠(yuǎn)場(chǎng)參數(shù)設(shè)置：遠(yuǎn)端為open boundary，

10、相對(duì)壓力為1 atm，溫度為20 。壁面條件：無(wú)滑移絕熱壁面。在fluent中進(jìn)行噴管仿真計(jì)算，最大迭代步數(shù)600，殘差10-5。4  數(shù)值仿真研究通過(guò)對(duì)表1的3種工況流場(chǎng)仿真，對(duì)噴管流場(chǎng)的速度、壓力分布，主射流矢量偏轉(zhuǎn)角以及其他性能參數(shù)進(jìn)行分析。計(jì)算*e及e可得：入口總壓為1.5 atm、總溫為700 時(shí)，落壓比為1.077;入口總壓為1.2 atm、總溫為550 時(shí)，落壓比為1.1 atm;入口總壓為1.1 atm、總溫為450 時(shí)，落壓比為1.076?？倝夯謴?fù)系數(shù)為0.95。4.1 速度云圖分析圖1為進(jìn)口參數(shù)為t*=700 ，p*=1.5 atm，上側(cè)全開(kāi)、下側(cè)開(kāi)50%的速度云

11、圖。直線段射流速度不變，在擴(kuò)張段中速度降低。當(dāng)兩側(cè)閥門全開(kāi)或全關(guān)時(shí)，主射流從噴管入口到出口為直線噴射;當(dāng)兩側(cè)閥門開(kāi)度不同時(shí)，主射流在擴(kuò)張段會(huì)向開(kāi)度較小一側(cè)偏轉(zhuǎn)。當(dāng)單側(cè)閥門全開(kāi)、另一側(cè)全關(guān)時(shí)，主射流角度實(shí)現(xiàn)最大偏轉(zhuǎn)。4.2 壓力云圖分析在該型噴管工作過(guò)程中，直線段射流壓力不變，氣流在擴(kuò)張段中壓力增大。主射流在擴(kuò)張段未發(fā)生偏射時(shí)，上下外側(cè)的壓力相等;當(dāng)主射流在擴(kuò)張段發(fā)生偏射時(shí)，主射流向外部壓力較低的一側(cè)偏轉(zhuǎn)，且兩側(cè)壓力差值越大，偏射角度越大。為定量分析主射流偏轉(zhuǎn)角度與上下兩側(cè)外部壓力差之間的關(guān)系，通過(guò)計(jì)算擴(kuò)張段開(kāi)孔外側(cè)的平均壓力得到上下兩側(cè)外部壓力差，結(jié)果如表3所示。通過(guò)將上表與仿真結(jié)果對(duì)比分析可

12、以得出：影響最終噴出氣體角度的主要因素為上下兩側(cè)壓力梯度的大小，且矢量偏轉(zhuǎn)角與壓力梯度之間呈正相關(guān)。5  結(jié)語(yǔ)通過(guò)對(duì)基于coanda效應(yīng)的無(wú)源流體推力矢量噴管進(jìn)行設(shè)計(jì)、建模、仿真及數(shù)據(jù)分析可知：（1）在不同工作條件下，基于coanda效應(yīng)的無(wú)緣流體推力矢量噴管可以實(shí)現(xiàn)預(yù)期的不同角度的主射流穩(wěn)定偏射;（2）通過(guò)仿真，確定影響主射流偏轉(zhuǎn)角度的主要因素為上下兩側(cè)外部的壓力梯度;（3）隨著入射速度的增加，增大兩側(cè)外部的壓力梯度大小，可以實(shí)現(xiàn)更大的矢量偏轉(zhuǎn)角;（4）為實(shí)現(xiàn)主射流矢量偏射角度的連續(xù)性控制，調(diào)節(jié)兩側(cè)控制閥門的相對(duì)開(kāi)度的操作模式具有可行性。參考文獻(xiàn)1 林泳辰.新型流體矢量噴管的應(yīng)用研究d.南京航空航天大學(xué)，2019.2 韓杰星.流體矢量噴管內(nèi)外流耦合研究d.南京航空航天大學(xué)，2018.3 龔東升，顧蘊(yùn)松，周宇航，等.基于微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱噴流的無(wú)源流體推力矢量噴管的控制規(guī)律j.航空學(xué)報(bào)，2020，41（10