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一种新型双喉道射流矢量喷管的工作特性研究作者：姬俊威吕增亮来源：《中国科技纵横》2014年第10期【摘要】推力矢量概念的引入使现代战斗机获益匪浅，增强了敏捷性和机动性，允许飞机作过失速机动，提升了在近距格斗中的战术优势，改善了所有飞行条件下的控制效率，减少了对水平和垂直尾翼的依赖，从而降低与之相关的阻力和雷达反射截面，进一步提高了超视距战斗能力，改进了短距起落能力等。
推力矢量技术被认为是第四代战斗机和先进无人作战飞机的必备技术。
【关键词】新型双喉道射流矢量喷管扩张段开缝1 引言由于射流矢量喷管的几何固定，以及在与后机身融合方面相对于机械方式有一定优越性，所以射流矢量喷管是现代技术发展的必然。
本文对一种新型双喉道射流矢量喷管进行了数值模拟研究，分析了此新型二元双喉道射流矢量喷管的流动结构及性能特征，继而探索了扩张开缝方案对其推力矢量性能的改善作用，获得了扩张开缝方案设计规律。
研究结果表明，新型喷管的扩张段能显著提高矢量角，但是却导致了一定的推力损失。
研究中所采用的扩张段开缝措施能显著改善推力的损失，且改善幅度随着开缝率的增加以及开缝数的增加而增加，研究还发现，离下游喉道近的缝对喷管的推力矢量性能正面影响较大；平均缝宽相等的情况下，缝宽等差减小时喷管的性能优于等缝宽，缝宽等差增大性能最差；开缝角为35度左右时喷管性能最佳；当开缝数减少，缝的位置前移时，喷管矢量角增大，而推力系数略有降低。
2 推力矢量的研究分析推力矢量的产生主要包括传统的机械方法和目前正处于研究的射流矢量法。
由于射流矢量喷管几何固定，结构简单，有利于减轻发动机重量和进行维修，并且在与后机身融合方面与机械方式相比有较大优越性，因此目前国内外都加大了对射流矢量喷管的研究投入。
根据应用射流产生推力矢量方式的不同，目前的射流推力矢量技术主要基于三种方法：激波矢量控制法、喉道偏斜方法、逆流方法。
其中比较热门的是NASA LaRC提出的基于“喉道偏斜法”理论的“双喉道射流矢量喷管”。
收稿日期：2021-06-12基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：张少丽（1986），女，硕士，工程师。
引用格式：张少丽，周吉利，徐兴平，等.轴对称收扩喷管温度场数值仿真[J].航空发动机，2023，49（4）：122-127.ZHANG Shaoli ，ZHOU Jili ，XU Xing⁃ping ，et al.Numerical simulation on the temperature field of axisymmetric convergent divergent nozzle[J].Aeroengine ，2023，49（4）：122-127.轴对称收扩喷管温度场数值仿真张少丽，周吉利，徐兴平，王旭，潘鑫峰（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为了提高轴对称喷管壁温仿真精度及获得影响壁温的主要因素，通过加力燃烧室和轴对称收扩喷管联合仿真，并将CFD 数值模拟结果和试验状态喷管壁面温度进行对比分析，研究了边界条件对喷管壁温的影响。
基于加力喷管联合仿真提取喷管入口参数的方法研究了收敛段隔热屏结构形式、收敛段冷却通道高度和冷却气流量对轴对称收扩喷管壁面温度的影响。
结果表明：采用加力和喷管联合仿真计算时喷管调节片链温度与试验结果规律一致，差值较小约50℃；随隔热屏加长调节片温度降低，密封片温度升高；后端半圆形缺口的隔热屏使得扩张段温度呈V 型分布，调节片温度升高，密封片温度降低；全环隔热屏对调节片和密封片均有较好的冷却效果；随冷却通道高度减小2mm ，调节片温度升高50℃，密封片温度降低；随冷却气流量增加1kg/s 喷管最高壁温降低200℃。
关键词：温度场；轴对称收扩喷管；加力燃烧室；壁面温度；数值仿真；航空发动机中图分类号：V228文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.015Numerical Simulation on the Temperature Field of Axisymmetric Convergent Divergent NozzleZHANG Shao-li ，ZHOU Ji-li ，XU Xing-ping ，WANG Xu ，PAN Xin-feng （AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：In order to improve the simulation accuracy of axisymmetric nozzle wall temperature and obtain their main affecting factors,the influence of boundary conditions on wall temperature was studied by using a joint simulation of the afterburner and the axisymmetric convergent-divergent nozzle and comparing the CFD results with the experimental data.The nozzle inlet parameters extracted from the af⁃terburner-nozzle joint simulation were used to study the effects of the shape of the convergent section cooling liner,the height of the conver⁃gent section cooling channel,and the cooling gas flow on the wall temperature of the axisymmetric convergent divergent nozzle.The resultsindicated that when the joint simulation method is used,the temperature of the nozzle convergent flaps is consistent with the test results,with a relatively small difference,about 50℃.With the extension of the heat shield,the temperature of the convergent flaps decreases,and the temperature of the sealing plate increases.With the use of the heat shield with a semicircular notch at the rear end,the temperature dis⁃tribution of the divergent section exhibits a V-shaped feature,the temperature of the adjusting plate increases,and the temperature of the sealing plate decreases.The full annular heat shield has a good cooling effect on the adjusting plate and sealing plate.With a 2mm decrease in the cooling channel height,the temperature of the adjusting plate increases 50℃and the temperature of the sealing plate decreases.With a 1kg/s increase in the cooling gas flow,the temperature of the nozzle wall decreases by 200℃.Key words ：temperature field;axisymmetric convergent divergent nozzle;afterburner;wall temperature;numerical simulation;aero⁃engine第49卷第4期2023年8月Vol.49No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine0引言随着航空发动机性能提高，轴对称收扩喷管入口温度升高[1-2]，且喷管壁温严重不均匀，使得壁面冷却成为影响喷管在加力状态下可靠工作的关键技术。
振荡射流气动矢量喷管参数影响特性的试验研究作者：刘沛聪周楷文王士奇温新来源：《航空科学技术》2023年第10期摘要：基于康達效应的同向流矢量技术控制效率高、推力损失低，具备提高飞行器隐身性能的巨大潜力。
为了探究马赫数Ma 0.35主流下二次流类型、二次流阵列个数、康达壁面半径R和终止角θ等参数对同向流矢量控制的影响，利用天平研究了9种不同的喷管模型的力学特性，获得矢量偏转力随次主质量流量比变化的控制规律。
结果表明，主喷管高和康达壁面半径的比值H/R是对矢量偏转效率和控制稳定性最重要的因素，H/R越低，控制效率越高，控制曲线线性度越高；使用三个振荡射流阵列作为二次流的条件下，H/R从0.5减小到0.43，控制效率提高近49%，与使用定常射流相比，使用振荡射流作为二次流，显著提高了控制效率，增强了控制稳定性；对比分析显示，使用两个或三个振荡二次流阵列、H/R为0.43且θ为90°时，矢量控制效果最好。
进一步地研究表明，H/R和θ对矢量控制效率的影响最大，而θ对控制曲线线性度几乎没有影响，本文研究还发现二次流阵列个数低于两个或H/R高于0.6时，控制特性急剧恶化。
本文研究可为同向流矢量喷管的工程设计提供理论支撑。
关键词：流体推力矢量控制；振荡射流；同向流；康达效应；康达壁面半径中图分类号：V211 文献标识码：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.10.002推力矢量（TV）技术是一种对喷气式飞行器发动机尾喷管或其喷流的方向进行偏转，以此为飞行器提供前进动力与偏离发动机主轴的额外三轴力和力矩，从而补充或取代常规舵面的技术[1]。
推力矢量技术能够在减少机械常规舵面的使用的前提下快速改变飞行器驱动力的方向，显著改善飞行器在大迎角、失速飞行情形下的飞行性能，增强飞行器的机动性和隐身性，在短距起降、超声速飞行和协同航母作业等方面具有重要的作用，是飞行器未来发展的重要技术[2-3]。
双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究李瑶;徐惊雷;潘睿丰;张玉琪;黄帅【期刊名称】《推进技术》【年(卷),期】2024(45)5【摘要】针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。
基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。
结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。
凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。
本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。
【总页数】12页(P95-106)【作者】李瑶;徐惊雷;潘睿丰;张玉琪;黄帅【作者单位】南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室;南京航空航天大学能源与动力学院【正文语种】中文【中图分类】V231.3【相关文献】1.某型号固体火箭发动机喷管型面设计与数值计算2.三轴承旋转喷管型面设计与运动规律研究3.下斜板可调的单膨胀斜面喷管型面设计和流场模拟4.三轴承旋转喷管型面设计与分析5.旋转爆震发动机喷管非定常流动特性的数值模拟研究因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
2009年12月第27卷第6期西北工业大学学报Journa l of North western Polyt echni ca l Uni ve rsity Dec.Vol .272009No .6收稿日期22作者简介张 强(),西北工业大学博士研究生,主要从事计算流体力学研究。
双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究张 强,杨 永,李喜乐(西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘 要:文章利用数值模拟手段,对双喉道射流推力矢量喷管展开研究,探讨了双喉道喷管产生推力矢量的原理,通过与实验的比较,验证了采用数值算法进行射流推力矢量研究的可行性,并在多个主喷流压比N PR =2、4、7下,系统考察了次流注入角度、空腔收敛角、上游喉道高度等喷管设计参数对其性能的影响,利用这些设计变量的参数化研究得出的规律,确定了一个相对较优的双喉道喷管参数组合方案:l =216h dt ,h u t =0196h d t ,θ1=10°,θ2=40°,<=130°,在N PR =4,3%次流注入量时,该方案喷管产生的推力矢量偏角是14165°,矢量效率是98185%。
关 键 词:双喉道喷管,射流推力矢量,主喷流压比N PR ,矢量效率中图分类号:V21113 文献标识码:A 文章编号:100022758(2009)0620754206 在过去的十几年中,针对排气喷管推力矢量的研究,根据其产生的机理,主要分为3类,激波控制、声速面偏斜控制和反流推力矢量控制。
激波控制可以产生较大的推力矢量偏角,但由于主流通过激波,伴随着较大的推力损失,例如在文献[1]中得到了最大1713°的推力矢量偏角,推力系数在0184～0190范围,推力矢量效率在118°～310°每1%次流流量之间,而声速面偏斜控制喷管由于流动通过激波的损失较小,可以提供较大的系统推力,例如在文献[2]中所研究的喷管,给出的推力系数介于01945～01975之间,推力矢量效率在210°～319°每1%次流流量范围内。
二元双喉道射流推力矢量喷管流动参数影响的数值研究李耀华;李建强;杨党国;张诣;周清展【摘要】采用数值模拟方法研究了不同流动参数对二元双喉道射流推力矢量喷管（Dual—throat fluidic Thrust—vecto—ring Nozzle，DTN）内流特性和推力矢量控制效果的影响。
结果表明，DTN 在非推力矢量情况下，NPR 在3～4范围时，推力系数较大，达到0．968，而流量系数较小，仅为0．93；NPR 再增大，推力系数迅速下降。
在推力矢量情况下，落压比一定时，随着次流流量比的增加，推力矢量角增加，而流量系数、推力系数、推力矢量效率减小；次流流量比一定时，随着落压比的增加，推力矢量角减小，系统推力系数先增加后减小，流量系数略微增加。
%Fluidic thrust vectoring technique is an advanced thrust vectoring concept,it has many potential benefits,such as light weight,control convenience,low manufacturing cost and high ratio of thrust toweight,comparing with conventional mechanical thrust vectoring tech—nique.The effects of several flow parameters on the internal flow of the dual—throat fluidic thrust—vectoring nozzle (DTN)are analyzed by numerical simulation method.The results indicate that DTN can provide high thrust vectoring efficiency with nozzle pressure ratio (NPR)of 3 ~4 (system thrust ratio arrives 0.968,discharge coefficient 0.93)under non—vectoring thrust state. Increase in NPR decreases system thrust ratio rapidly.When NPR is constant,thrust angle in—creases with the increase in the secondary injection flux under vectoring thrust state.However, discharge coefficient,system thrust ratio and thrust vectoring efficiency will decrease simultane—ously.When the secondary injection flux isconstant,thrust angle decreases with the increase in NPR,whereas discharge coefficient may increase lightly,and system thrust ratio first increases and then decreases.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】7页(P211-217)【关键词】双喉道;射流推力矢量;推力矢量喷管;数值模拟【作者】李耀华;李建强;杨党国;张诣;周清展【作者单位】中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3战斗机历来是空中力量的中坚。
轴对称双喉道气动矢量喷管内特性数值模拟卿太木;王恒;廖华琳【摘要】Numerical studies on the effect of geometrical parameters on internal performance of axisymmet-ric dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzles were performed, and the optimized geometrical parameters of nozzle were obtained. The results indicated that vector performance was influenced by secondary inject angle, cavity divergence angle and cavity length, and thrust performance was greatly influenced by second-ary inject angle and cavity divergence angle. The optimized results indicated that vector angle could reach 15.5°, vector efficiency 5.70°/1%, and thrust ratio 0.92.%采用数值模拟方法，就轴对称双喉道气动矢量喷管主要几何参数对喷管内特性(气动矢量角、气动矢量效率、推力系数、流量系数)的影响进行了分析，并得到了一组内特性较优的喷管几何参数。
结果表明，次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管矢量特性影响较大，次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响。
优选后的喷管矢量角可达15.5°，矢量效率达5.70°/1%，喷管推力系数为0.92。
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2014(000)002【总页数】7页(P14-20)【关键词】航空发动机;气动矢量喷管;轴对称;双喉道;几何参数;内特性;第四代战斗机【作者】卿太木;王恒;廖华琳【作者单位】中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500;中国燃气涡轮研究院，四川成都610500【正文语种】中文【中图分类】V235.13+3;V231.31 引言推力矢量技术被认为是第四代战斗机和先进无人作战飞机的必备技术，有着巨大的军事和经济意义。
气动矢量喷管作为推力矢量技术的代表，已成为替代现役和在研机械调节式矢量喷管的革命性技术方案，引起了国内外广泛重视。
双喉道气动矢量喷管，是美国NASA兰利研究中心于2003年提出的一种新型气动矢量喷管概念[1]。
兰利研究中心对二元双喉道气动矢量喷管的几何结构参数、喷管主/次流进口参数变化对喷管内特性的影响，进行了数值模拟和模型试验研究[2]，找出了二元双喉道气动矢量喷管内特性变化规律。
国内对气动矢量喷管也进行了一定研究，文献[3]对二元双喉道气动矢量喷管的几何结构参数变化进行了数值仿真分析，文献[4]对轴对称双喉道气动矢量喷管的进口气动参数进行了数值仿真分析。
本文利用数值模拟方法，对轴对称双喉道气动矢量喷管几何参数变化对喷管内特性的影响进行了分析，并优选了一组喷管几何结构参数。
2 计算模型及内特性参数定义2.1 计算方法轴对称双喉道气动矢量喷管计算几何模型见图1。
采用经文献[4]验算过的FLUENT三维解算器基于有限体积法进行耦合求解，计算模型选用基于湍流能量方程和扩散速率方程的标准两方程k-ω模型，对流项选用二阶迎风差分格式，时间项采用全隐式。
图中，D7为喷管进口直径，D8为喷管喉道直径，D9为喷管出口直径，L为喷管空腔长度，α为次流注入角度，θ1为空腔扩张角，θ2为空腔收敛角，β为次流周向角，d为次流小孔直径，N为次流孔数量。
图1 喷管模型几何参数Fig.1 The geometrical parameters of nozzle2.2 内特性参数定义(1)流量系数式中：mt为喷管主流实际流量，mc为喷管次流实际流量，mi为喷管理论流量。
(2)推力系数式中：Fx为喷管轴向实际推力，Fy为喷管法向实际推力，Fi为喷管理论推力。
(3)气动矢量角(4)气动矢量效率η=δ/[100mc/(mt+mc)]3 几何参数对喷管内特性的影响3.1 次流注入角对次流注入角α分别为30°、60°、90°、120°时的双喉道喷管流场进行模拟，其余几何结构参数中次流周角固定为60°、空腔扩张角固定为10°、空腔收敛角固定为30°、空腔长度固定为132.68 mm。
计算中，喷管主流落压比取1.89和3.00，前者为双喉道喷管设计落压比，后者根据发动机喷管常用落压比值确定。
根据主、次流流量比值范围，将次流落压比定为3.10和5.30。
矢量特性计算结果见图2，推力特性和流量特性见图3。
图2 气动矢量角、气动矢量效率随次流注入角的变化Fig.2 Vector angle and thrust vector efficiency vs.secondary inject angle图3 推力系数、流量系数随次流注入角的变化Fig.3 Thrust ratio and discharge coefficient vs.secondary inject angle可见，随着次流注入角度的增加，两种主流落压比(NPRt)下气动矢量角均呈单调下降趋势。
落压比为3.00时降幅约5.1°，落压比为1.89时降幅约5.6°；落压比为1.89的矢量角总体比落压比为3.00的高1.0°～1.7°。
落压比为 3.00 时，气动矢量角最大为11.2°；落压比为1.89时，气动矢量角最大为12.9°。
这表明次流注入角对喷管气动矢量角的影响非常明显，较小的次流注入角有利于次流流量的注入，提升喷管气动矢量角。
随着次流注入角度的增加，两种主流落压比下的气动矢量效率变化趋势一致，在前三种次流入射角下，喷管矢量效率变化不大；入射角等于90°后，矢量效率急剧下降，NPRt=3.00/1.89时，矢量效率分别为2.65°/1%和3.33°/1%。
这表明入射角90°附近是矢量效率的一个分界点，当次流注入流向与主流流向一致时矢量效率较低，次流注入流向与主流流向相反时能获得较高的矢量效率。
随着次流注入角度的增加，两种主流落压比下Cf和Cm均呈单边上升的趋势，次流的注入改变了喷管流场，进而影响了喷管的Cf和Cm。
但不同的次流注入角影响程度不一样，总体上次流注入角度越大对喷管流场的影响越小，推力损失变越小，Cf和Cm越高。
3.2 次流周向角对次流周向角β分别为50°、60°、72°、85°时的双喉道喷管流场进行模拟，结果如图4～图7所示。
可见，周向角度增加会降低喷管气动矢量角，较小的次流周向注入角有利于次流流量的注入，提升了喷管的气动矢量角。
落压比为1.89时周向角为50°的矢量效率最高，达到了4.84°/1%。
随着次流周向角的增大，气动矢量效率逐渐下降且趋势变缓，较小的次流周向角有利于提升喷管矢量效率。
第一喉道前典型截面的速度云图基本一致，受次流注入的影响微弱，流场呈现较好的轴对称性。
当次流以不同周向角注入后，在接近次流注入的下游区域，可明显看出流场的不对称性。
同时，次流周向角越小，次流注入区域越集中，对流场的影响越大，使得喷管矢量角更大、矢量效率更高，流场结果较好地反应了不同周向角下喷管矢量特性的变化结果。
图4 气动矢量角、气动矢量效率随次流周向角的变化Fig.4 Vector angle and thrust vector efficiency vs.secondary circumferential angle图5 周向角50°下喷管典型截面的速度云图Fig.5 The velocity section contours of 50°ci rcumferential angle图6 不同周向角下喷管次流区域下游截面的速度云图Fig.6 The velocity section contours of different circumferential angles图7 推力系数、流量系数随次流周向角的变化Fig.7 Thrust ratio and discharge coefficient vs.secondary circumferential angle随着次流周向角度的增加，两种主流落压比下喷管推力系数均呈单边微弱下降趋势，且降幅较小，约在0.01以内。
次流周向注入角对喷管推力系数的影响微弱。
两种主流落压比下，除周向角为60°的流量系数较低外，其余流量系数基本一致。
3.3 空腔扩张角对空腔扩张角θ1分别为5°、10°、20°时的双喉道喷管流场进行模拟结果见图8～图10。
可见，10°空腔扩张角有相对较优的矢量角，空腔扩张角增大到20°时，矢量角及矢量效率剧烈下降，5°和10°的矢量效率基本相当。
落压比为1.89的矢量角和矢量效率均比落压比3.00的高。
随着空腔扩张角的增加，喷管推力系数逐渐下降；当落压比为3.00、空腔扩张角由5°升至20°时，推力系数由0.939降至0.907。
由前文可知，扩张角过大不利于喷管矢量偏转，因此双喉道气动矢量喷管的空腔扩张角不宜大于10°。
当落压比为3.00、空腔扩张角由5°升至20°时，流量系数由0.834降至0.780，过大的喷管空腔扩张角不利于喷管流通。
图8 气动矢量角、气动矢量效率随空腔扩张角的变化Fig.8 Vector angle and thrust vector efficiency vs.cavity divergence angle图9 推力系数、流量系数随空腔扩张角的变化Fig.9 Thrust ratio and discharge coefficient vs.cavity divergence angle图10 不同扩张角下喷管的三维流线图Fig.10 The 3D streamline pattern of different cavity divergence angles从不同扩张角下喷管的三维流线图中可看出，在空腔顶部形成了回流区，5°的回流区比10°的明显偏小，因而10°的矢量偏转角较5°的大。
