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摘 要：推力矢量技术对于飞行器机动性能的提高具有重要意义，目前已经历了从机械式到有源流体式再到无源流体式的发展历程。无源流体推力矢量喷管具有型面固定、能耗小、主射流偏转响应快等优势。该文提出一种基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管，通过三维建模软件Solidworks和ANSYS FLUENT对其工作原理进行仿真，验证该类型矢量喷管对气流控制的有效性。仿真结果表明：无缘流体推力矢量喷管结构简单，可通过外界大气压力实现主射流矢量偏射控制。
关键词：尾喷管 流体式推力矢量控制 Coanda效应 数值仿真
中图分类号：V22 文献标识码：A文章编号：1672-3791（2021）03（c）-0094-03
Research on Passive Fluid Thrust Vectoring Nozzle Based on Coanda Effect
TONG Chuan LI Angxian WANG 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 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 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 controlled by the external air pressure.
Key Words： Nozzle; Fluid thrust vector control; Coanda effect; Numerical simulation
推力矢量技术的应用在提高飞机机动性、稳定性、敏捷性以及提升极限迎角以缩短起降距离等方面具有显著的效果，同时还具有迅速性、轻质化、高可靠性等优点。与有源喷管相比，无源流体推力矢量控制方案是通过主射流的卷吸引射作用，利用环境大气作为二次流实现主射流即发动机尾喷管喷气方向的偏转控制，从设计上较好地避免了有源推力矢量控制方案中的不足之处。国内对该技术的研究仍处于可行性验证，应用实例集中在小型无人机模型设计上。
1 模型及原理
在推力矢量喷管结构设计过程中，有4种常见的流体推力矢量形式，分别为喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制、同向流控制[1]。由于有源流体矢量喷管的气源为飞机增加了大量废重[2]，严重限制了其应用性。
受到《微型涡喷发动机热喷流的无缘流体推力矢量喷管》[3]《旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究》[4]《双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟》[5]中的喷管模型的启发，提出一种利用压力差实现主射流偏射及Coanda效应实现主射流稳定贴附壁面的喷管结构。
该喷管由主射流入口、二次流入孔、二次流气室、气室控制阀门、Coanda出口壁面组成。直线段长度为100 mm，扩张段长度为210 mm，喷管总长、度、高之比为3∶2∶1;壁面折角为21°;二次流入孔共30个，直径为2.5 mm，均匀分布于Coanda出口壁面上近直线段侧。
双侧阀门均全开时，高速高温高压的主射流强烈的卷吸引射作用使气体通过二次流入口进入扩张段内。若此时关闭单侧控制阀，阀门关闭一侧气室压力降低，另一侧气室由于联通外界大气会对内部压力起到补充作用，此时主射流在上下两侧压力梯度的作用下会向低压侧偏转，偏转后的贴壁射流由于Coanda效应即可实现沿偏转方向的稳定流动。
2 喷管性能衡量参数
评价矢量喷管控制效率主要使用推力比、推力矢量效率及流量系数[6]。在此使用落压比（膨胀比）π*e、总压恢复系数σe两个参数对喷管性能进行评估。选取喷管模型直线段入口及扩张段出口對参数进行分析计算。 3 网格与边界条件
流体域网格运用ANSYS meshing划分：总网格数为24 535，节点数为23 262，网格平均偏斜度为28，平均正交质量为0.7。流体模型：喷管入口为涡轮后的燃气，FLUENT中选择Standard模型。入口边界条件：入口边界为速度/质量流，马赫数为0.45，带入计算出的总温为450 ℃、550 ℃、700 ℃时，音速分别为414 m/s、458 m/s、516 m/s，总压分别为1.5 atm、1.2 atm、1.1 atm。远场参数设置：远端为open boundary，相对压力为1 atm，温度为20 ℃。壁面条件：无滑移绝热壁面。在FLUENT中进行喷管仿真计算，最大迭代步数600，残差10-5。
4 数值仿真研究
通过对表1的3种工况流场仿真，对喷管流场的速度、压力分布，主射流矢量偏转角以及其他性能参数进行分析。
计算π*e及σe可得：入口总压为1.5 atm、总温为700 ℃时，落压比为1.077;入口总压为1.2 atm、总温为550 ℃时，落压比为1.1 atm;入口总压为1.1 atm、总温为450 ℃时，落压比为1.076。总压恢复系数为0.95。
4.1 速度云图分析
图1为进口参数為T*=700 ℃，p*=1.5 atm，上侧全开、下侧开50%的速度云图。直线段射流速度不变，在扩张段中速度降低。当两侧阀门全开或全关时，主射流从喷管入口到出口为直线喷射;当两侧阀门开度不同时，主射流在扩张段会向开度较小一侧偏转。当单侧阀门全开、另一侧全关时，主射流角度实现最大偏转。
4.2 压力云图分析
在该型喷管工作过程中，直线段射流压力不变，气流在扩张段中压力增大。主射流在扩张段未发生偏射时，上下外侧的压力相等;当主射流在扩张段发生偏射时，主射流向外部压力较低的一侧偏转，且两侧压力差值越大，偏射角度越大。
为定量分析主射流偏转角度与上下两侧外部压力差之间的关系，通过计算扩张段开孔外侧的平均压力得到上下两侧外部压力差，结果如表3所示。
通过将上表与仿真结果对比分析可以得出：影响最终喷出气体角度的主要因素为上下两侧压力梯度的大小，且矢量偏转角与压力梯度之间呈正相关。
5 结语
通过对基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管进行设计、建模、仿真及数据分析可知：（1）在不同工作条件下，基于Coanda效应的无缘流体推力矢量喷管可以实现预期的不同角度的主射流稳定偏射;（2）通过仿真，确定影响主射流偏转角度的主要因素为上下两侧外部的压力梯度;（3）随着入射速度的增加，增大两侧外部的压力梯度大小，可以实现更大的矢量偏转角;（4）为实现主射流矢量偏射角度的连续性控制，调节两侧控制阀门的相对开度的操作模式具有可行性。
参考文献
[1] 林泳辰.新型流体矢量喷管的应用研究[D].南京航空航天大学，2019.
[2] 韩杰星.流体矢量喷管内外流耦合研究[D].南京航空航天大学，2018.
[3] 龚东升，顾蕴松，周宇航，等.基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律[J].航空学报，2020，41（10）：106-117.
[4] 夏雪峰，高峰，黄桂彬.旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究[J].航空工程进展，2017，8（4）：423-430.
[5] 何敬玉，陈强，董金刚，等.双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟[J].南京航空航天大学学报，2017，49（S1）：16-23.
[6] 肖中云，江雄，牟斌，等.流体推力矢量技术研究综述[J].实验流体力学，2017，31（4）：8-15.
关键词：尾喷管 流体式推力矢量控制 Coanda效应 数值仿真
中图分类号：V22 文献标识码：A文章编号：1672-3791（2021）03（c）-0094-03
Research on Passive Fluid Thrust Vectoring Nozzle Based on Coanda Effect
TONG Chuan LI Angxian WANG 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 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 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 controlled by the external air pressure.
Key Words： Nozzle; Fluid thrust vector control; Coanda effect; Numerical simulation
推力矢量技术的应用在提高飞机机动性、稳定性、敏捷性以及提升极限迎角以缩短起降距离等方面具有显著的效果，同时还具有迅速性、轻质化、高可靠性等优点。与有源喷管相比，无源流体推力矢量控制方案是通过主射流的卷吸引射作用，利用环境大气作为二次流实现主射流即发动机尾喷管喷气方向的偏转控制，从设计上较好地避免了有源推力矢量控制方案中的不足之处。国内对该技术的研究仍处于可行性验证，应用实例集中在小型无人机模型设计上。
1 模型及原理
在推力矢量喷管结构设计过程中，有4种常见的流体推力矢量形式，分别为喉道偏置控制、逆向流控制、同向流控制、同向流控制[1]。由于有源流体矢量喷管的气源为飞机增加了大量废重[2]，严重限制了其应用性。
受到《微型涡喷发动机热喷流的无缘流体推力矢量喷管》[3]《旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究》[4]《双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟》[5]中的喷管模型的启发，提出一种利用压力差实现主射流偏射及Coanda效应实现主射流稳定贴附壁面的喷管结构。
该喷管由主射流入口、二次流入孔、二次流气室、气室控制阀门、Coanda出口壁面组成。直线段长度为100 mm，扩张段长度为210 mm，喷管总长、度、高之比为3∶2∶1;壁面折角为21°;二次流入孔共30个，直径为2.5 mm，均匀分布于Coanda出口壁面上近直线段侧。
双侧阀门均全开时，高速高温高压的主射流强烈的卷吸引射作用使气体通过二次流入口进入扩张段内。若此时关闭单侧控制阀，阀门关闭一侧气室压力降低，另一侧气室由于联通外界大气会对内部压力起到补充作用，此时主射流在上下两侧压力梯度的作用下会向低压侧偏转，偏转后的贴壁射流由于Coanda效应即可实现沿偏转方向的稳定流动。
2 喷管性能衡量参数
评价矢量喷管控制效率主要使用推力比、推力矢量效率及流量系数[6]。在此使用落压比（膨胀比）π*e、总压恢复系数σe两个参数对喷管性能进行评估。选取喷管模型直线段入口及扩张段出口對参数进行分析计算。 3 网格与边界条件
流体域网格运用ANSYS meshing划分：总网格数为24 535，节点数为23 262，网格平均偏斜度为28，平均正交质量为0.7。流体模型：喷管入口为涡轮后的燃气，FLUENT中选择Standard模型。入口边界条件：入口边界为速度/质量流，马赫数为0.45，带入计算出的总温为450 ℃、550 ℃、700 ℃时，音速分别为414 m/s、458 m/s、516 m/s，总压分别为1.5 atm、1.2 atm、1.1 atm。远场参数设置：远端为open boundary，相对压力为1 atm，温度为20 ℃。壁面条件：无滑移绝热壁面。在FLUENT中进行喷管仿真计算，最大迭代步数600，残差10-5。
4 数值仿真研究
通过对表1的3种工况流场仿真，对喷管流场的速度、压力分布，主射流矢量偏转角以及其他性能参数进行分析。
计算π*e及σe可得：入口总压为1.5 atm、总温为700 ℃时，落压比为1.077;入口总压为1.2 atm、总温为550 ℃时，落压比为1.1 atm;入口总压为1.1 atm、总温为450 ℃时，落压比为1.076。总压恢复系数为0.95。
4.1 速度云图分析
图1为进口参数為T*=700 ℃，p*=1.5 atm，上侧全开、下侧开50%的速度云图。直线段射流速度不变，在扩张段中速度降低。当两侧阀门全开或全关时，主射流从喷管入口到出口为直线喷射;当两侧阀门开度不同时，主射流在扩张段会向开度较小一侧偏转。当单侧阀门全开、另一侧全关时，主射流角度实现最大偏转。
4.2 压力云图分析
在该型喷管工作过程中，直线段射流压力不变，气流在扩张段中压力增大。主射流在扩张段未发生偏射时，上下外侧的压力相等;当主射流在扩张段发生偏射时，主射流向外部压力较低的一侧偏转，且两侧压力差值越大，偏射角度越大。
为定量分析主射流偏转角度与上下两侧外部压力差之间的关系，通过计算扩张段开孔外侧的平均压力得到上下两侧外部压力差，结果如表3所示。
通过将上表与仿真结果对比分析可以得出：影响最终喷出气体角度的主要因素为上下两侧压力梯度的大小，且矢量偏转角与压力梯度之间呈正相关。
5 结语
通过对基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管进行设计、建模、仿真及数据分析可知：（1）在不同工作条件下，基于Coanda效应的无缘流体推力矢量喷管可以实现预期的不同角度的主射流稳定偏射;（2）通过仿真，确定影响主射流偏转角度的主要因素为上下两侧外部的压力梯度;（3）随着入射速度的增加，增大两侧外部的压力梯度大小，可以实现更大的矢量偏转角;（4）为实现主射流矢量偏射角度的连续性控制，调节两侧控制阀门的相对开度的操作模式具有可行性。
参考文献
[1] 林泳辰.新型流体矢量喷管的应用研究[D].南京航空航天大学，2019.
[2] 韩杰星.流体矢量喷管内外流耦合研究[D].南京航空航天大学，2018.
[3] 龚东升，顾蕴松，周宇航，等.基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律[J].航空学报，2020，41（10）：106-117.
[4] 夏雪峰，高峰，黄桂彬.旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究[J].航空工程进展，2017，8（4）：423-430.
[5] 何敬玉，陈强，董金刚，等.双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟[J].南京航空航天大学学报，2017，49（S1）：16-23.
[6] 肖中云，江雄，牟斌，等.流体推力矢量技术研究综述[J].实验流体力学，2017，31（4）：8-15.