● 摘要
本文使用数值模拟方法对先进航空发动机排气系统相关的定常与非定常流动、多场耦合的气动热力和红外辐射特性进行了研究，旨在考察并掌握适合于排气系统相关问题研究的计算方法，同时获取能够提升排气系统性能的技术手段或措施。 首先，数值模拟了多种结构形式或几何参数下的分开式和混合式排气喷管的内外流场，并计算和分析了不同喷管的气动性能。对分开式排气的核心喷管而言，V形尾缘诱导出的喷流剪切层中的大尺度流向涡是其能够加强两股气流掺混的最主要原因，向内偏转和内外偏转型产生的漩涡在尺寸上大于直齿型的漩涡，有利于卷吸更多的气流参与到掺混中。内外交错型V形齿对喷流高温核心区的衰减作用强于向内偏转型，直齿型结构产生的影响非常有限。增加V形齿的偏转角度比延长其长度更有利于加速喷流核心区的衰减。同时，越有利于尾喷流掺混的V形尾缘构造，其产生的推力损失也相对较大，但在巡航状态下各种V形尾缘修形方案造成的推力损失均小于0.6%。对混合排气方式来说，相对自然汇流喷管，采用波瓣混合器的排气喷管热混合效率大幅提高，而内窄外宽形式的波瓣尾缘以及较大的波瓣外扩张角均有利于混合排气喷管热混合效率的提高，但其产生的压力损失也较大。三种波瓣尾缘构造的喷管相对汇流混合方式均有推力增益，而当波瓣尾缘形式相同时，四个波瓣外扩张角下的喷管推力系数收益均大于0.3%。此外，对于涵道比为6.9的分开式和混合式排气喷管，在起飞和巡航两种状态下混合排气方式的推力性能均优于分开排气方式，并且作巡航状态飞行时更为显著。 其次，利用流场、固体温度场、气体组分浓度场以及气体/固体辐射传输与能量场多场耦合的计算程序，针对浮动外调节片引射喷管以及射流控制矢量喷管开展了相关的气动热力和红外辐射模拟研究。计算结果表明，中间状态下引射喷管内不存在激波，故而其推力系数较高，高空全加力状态下气流经过三对斜激波后，流动损失较大，喷管的推力系数最小。所有状态下引射喷管的抽吸特性和推力性能对第二排和第三排调节片的长度都不敏感。第三排调节片的长度变化对主喷管最高壁温的影响不大，而最高壁温受第二排调节片长度的影响比较显著，较短的第二排调节片的喷管壁温峰值可以下降300-400 K。而对于射流控制矢量喷管而言，在地面非加力状态下，使用同样的注气方案，二元喷管即使没有圆转方过渡段，其在3-5 m波段各个方位角上的红外辐射强度依然低于轴对称喷管的数值，尤其在喉道偏移方案上更为明显，最大的红外辐射信号衰减量接近50%。喷管扩张段和喉道处的低温注气均会冷却注气处下游的部分喷管壁面，这部分固壁辐射的减少使射流控制矢量喷管方案相对无注气方案在发动机后半球的辐射强度出现显著的下降，各种方案中二元喉道偏移方案的红外衰减效果最为可观。相对于绝热条件的壁面热边界处理，若考虑金属固体导热，则采用流固耦合方法得到的喷管外壁面温度将接近内壁温度，这将使发动机前半球的辐射强度出现数量级的增长。 最后，采用经过充分验证的双时间步隐式离散方法对两种射流控制矢量喷管的动态注气特性进行了研究。研究发现，选用二维喷管模型进行研究可以保证其相关的计算结论推广到三维模型，避免了三维非定常模拟需要的庞大运算时间。在三种注气量（主流量的5.0%、7.5%和10.0%）条件下，激波控制矢量喷管的矢量角和推力系数随着终态注气流量的增加，最终达到稳定状态需要的时间也相应增加，但是所有的矢量响应速率均超过1000°/s，甚至高达3000°/s，远大于机械矢量喷管的矢量偏转角速度（不大于200°/s）。激波控制矢量喷管的启动响应时间、最终的性能参数以及终态流场均不会受到初始状态的影响，即该型喷管不存在迟滞效应。对于注气角度而言，逆流注气、法向注气和顺流注气的目标参数达到稳定所需要的时间依次减小，虽然逆流注气条件下喷管的动态响应时间较长，但由于其获得的矢量角较大，故而矢量控制响应速率并未降低。对喉道偏移方案而言，当喉道的注气条件相同、扩张段注气量不同时，计算得到的喷管矢量角和推力系数达到稳定所需的响应时间基本相同，从矢量角的响应速率来讲，7.5%的扩张段注气量配合2.5%的喉道注气量产生的矢量响应速率超过5000°/s，大于激波控制矢量喷管使用10.0%注气量的矢量响应速度（大约为3300°/s）。而在注气量不变的前提条件下，喉道偏移方案的各个性能参数的最终值与注气时间无关。此外，本文研究的喉道偏移矢量喷管的启动响应时间和终态性能参数都对其初始状态不敏感，即同样不存在迟滞效应。
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