逆向射流流场建立瞬态过程.pdf
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1、第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.逆向射流流场建立瞬态过程朱 亮 李唯暄 李春雷 祁少波 田小涛(.西安现代控制技术研究所 陕西西安.南京理工大学机械工程学院 江苏南京.中国航空工业成都飞机设计研究所 四川成都)(.)摘 要:为研究高超声速来流下逆向射流流场建立过程及其瞬态特性 基于非定常 平均()方程 采用高精度数值格式编制了一套适用于高超声速复杂流动的计算程序 首先 利用经典实验验证了计算程序对包含激波干扰非定常流场模拟的可靠性 随后 深入研究了逆向射流开启后射流流场的建立过程 计算结果表明:仿真结果清晰再现了逆向射流流场建立过程及流场波系演化特征 整个流场波系结构变化非常剧
2、烈 钝体壁面压力和热流急剧变化 气动阻力先是迅速降低至最小值 随后小幅上升至稳定值 此外 逆向射流总压比升高 气动阻力下降后将经历更为剧烈的波动才趋于稳定关键词:逆向射流 高超声速 非定常流场 射流干扰 中图分类号:文献标志码:收稿日期:修回日期:第一作者简介:朱亮()男 博士 高级工程师 主要研究方向为超声速流动计算:.引用格式:朱亮 李唯暄 李春雷 等.逆向射流流场建立瞬态过程.气体物理 ():.:.():.:.:引 言凭借巨大的军事应用潜力和广阔的民用商业前景 高超声速飞行技术得到了世界各国持续不断的关注和投入 当飞行器在临近空间以高超声速状态巡航时 来流静压和静温经激波压缩及壁面黏滞作
3、用后会急剧升高 造成飞行器气动阻力大幅增加且局部区域热环境恶劣 因此 减阻和热防护设计一直是高超声速工程化应用道路上的挑战之一 一方面 飞行器气动阻力降低对改善飞行器气动性能、增加航程等有重要意义 另一方面 热防护设计一直是实现高超声速可靠飞行的关键技术 传统的热防护设计主要采用耐烧蚀材料或消融材料为主 一般消极质量较大且难以维持型面完整 近期 众多学者提出了多种主动式热防护技气 体 物 理 年 第 卷术并做了大量探索性工作 取得了一系列有意义的成果 年 等提出了一种减阻杆侧向射流减阻降热技术 并采用实验和仿真相结合的手段揭示了减阻降热机理 研究发现 该方案在非零攻角下仍具有较好的减阻降热效果
4、 针对该方案提出的组合式减阻降热策略 朱亮等利用耦合传热方法进一步研究了相关减阻降热特性 年 等数值研究了一种迎风凹腔逆向射流组合式热防护系统 该新型热防护系统能够有效降低高超声速飞行器头部热流 随后 等利用仿真手段研究了不同因素对该方案减阻降热效果的影响 计算发现 采用摩尔质量较小的喷流工质能够提高热防护效果的影响 但对减阻效果影响不大 此后 等研究了前置迎风凹腔内型面对逆向射流方案减阻及热防护性能的影响 研究结果表明 当逆向射流总压比较小时 采用抛物线型内型面可以提高减阻性能 但是随着逆向射流总压比逐渐增大 采用抛物线型内型面反而带来更大的阻力系数 至于热防护效果 不论逆向射流总压比如何变
5、化 当采用抛物线型内型面时热防护效果明显变差 年 提出了一种组合式气动支杆底部逆向射流热防护方法 并通过求解二维轴对称 方程证实了该组合式热防护系统的有效性 等数值研究了逆向射流总压比、减阻杆长度及逆向射流工质属性对流场及减阻降热特性的影响规律 年 等提出了一种新颖的组合式减阻杆和逆向射流减阻方案 并数值研究了该方案在超声速来流条件下(.)的减阻特性 类似地 在 年 张江等利用纹影、动态测压等风洞实验技术 对减阻杆头部逆向射流引起的钝体绕流流场特性、稳定和非稳定模态的形成条件和相关机理进行了深入研究 年 等提出了一种将减阻杆和顺向射流相结合的热防护方案并对其主导的流场结构及防热特性进行了数值研
6、究 在该方案基础上 等重点考察了气动盘和顺向射流组合方式对流场结构及减阻降热性能的影响 等采用数值模拟的手段对影响减阻杆头部射流减阻降热效果的主要影响因素进行了不确定度和敏感性分析 并且建立了输入参数与阻力和气动热的关系随着研究的不断深入 多射流方案被提出 年 等在减阻杆基础上引入逆向射流和侧向射流实现高超声速来流下减阻降热 并研究了减阻杆长度、射流总压比和侧向射流位置等参数对流场结构及减阻降热性能的影响规律从上述文献可知 关于射流减阻降热特性的研究主要集中在稳态流场结构及减阻降热性能方面关于射流开启后射流流场建立过程及其造成的瞬态影响还未见公开报道目前 关于超声速来流下射流流场建立瞬态过程的
7、研究仅针对轨控射流方面 年 刘耀峰等利用非定常仿真手段研究了侧向射流开启及关闭瞬态流场特性 得到了侧向射流与超声速来流相互干扰特性 实际上 对于组合式减阻降热方案(减阻杆逆向射流、迎风凹腔逆向射流等)而言 为节省工质 起飞阶段射流一般不会开启 当达到一定飞行 数后开启射流 可以预见 由于射流开启后剧烈膨胀与高速来流相互作用 射流流场建立过程必定对整个流场造成严重影响 钝体的气动阻力也会随之急剧变化 这对高超声速飞行器设计及飞行控制具有重要工程意义 且高超声速来流下减阻杆逆向射流开启造成的强烈激波干扰研究也是重要的基础科学问题基于上述分析 开展减阻杆逆向射流启动过程研究有助于揭示流场瞬态变化特性
8、 得到逆向射流流场建立过程特征及钝体气动力变化规律 对飞行器设计具有重要意义 为此 本文采用非定常数值方法对高超声速来流下减阻杆逆向射流启动过程开展了仿真研究 研究结果清晰再现了逆向射流开启后的发展过程及全流场波系结构演化规律 得到了气动阻力、钝体壁面压力和热流随时间的变化规律 研究对象及仿真方法.研究对象本文针对减阻杆逆向射流减阻降热方案开展了逆向射流流场建立过程数值研究 计算边界条件及逆向射流出口附近网格分布情况如图 所示从图 可看出 计算域采用结构化网格离散近壁面网格均进行了加密 为保证近壁面网格有足够的分辨率 所有壁面保证 不超过 钝体直径 减阻杆长度/.所有壁面温度设为 第 期朱亮
9、等:逆向射流流场建立瞬态过程图 几何模型和网格划分情况.计算来流 数为.来流参数取 海拔处大气参数 静压和静温分别为 和.逆向射流孔径 射流出口速度为声速 射流总温 射流总压比采用 表征/其中 和 分别为逆向射流总压和来流总压在本文计算中 首先将逆向射流出口边界设置为壁面 得到高超声速来流下减阻杆绕流稳态流场 在此基础上 开启逆向射流 研究逆向射流流场建立过程 逆向射流开启时刻记为零时刻.仿真方法采用二维轴对称非定常 方程组描述高超声速来流下减阻杆逆向射流流场发展过程其具体形式为 其中 是时间 为守恒变量 为无黏通量为黏性通量 是轴对称源项 具体形式如下所示()()()()()()()式中、为
10、、方向的单位向量、分别表示密度、压强、方向速度、方向速度和单位质量的内能 和 为 和 方向的正应力 为剪切应力、为、方向的热流密度 为温度 为黏性系数 包括层流黏性系数 和湍流黏性系数 为热传导系数 由 公式计算 采用湍流模型计算得出鉴于 两方程湍流模型在复杂流场计算 包括大流动分离、边界层传热、壁面湍流特性捕捉等方面均具有较好的精度 因此本文采用 湍流模型 限于篇幅 方程具体形式此处不再赘述 为考虑高超声速来流下的可压缩效应 针对 两方程湍流模型做了可压缩性修正 具体修正表达式如下()()式中.压缩函数()定义如下()式中 是湍流 数 /其中 是当地声速为捕捉壁面湍流流动特性及符合 湍流模型
11、的使用要求 近壁面处网格尺度一般为微米级 因此当地时间步长将非常小 这就造成非定常计算时整个流场的时间推进效率仍偏低 采用双时间步隐式(气 体 物 理 年 第 卷)作为时间推进方法 与显式时间推进方法相比 该方法能有效提高时间推进效率 此外 采用 阶 重构界面物理量并通过高分辨率 格式计算对流通量 算例验证考虑到本文研究工况中存在非定常复杂波系结构 流场变化非常复杂 因此必须先对所编制计算程序计算结果的可靠性进行验证首先 选用 等完成的激波聚焦反射非定常流动实验作为验证算例 计算域边界条件如图 所示实验中来流运动激波 数为.激波反射器曲面构型控制方程为 取值.激波反射器高度为 当运动激波接触上
12、激波反射器前缘时设为零时刻 图 给出了不同时刻流场波系纹影对比情况 其中下方为数值计算结果 图 中时间采用无量纲化处理 特征时间取/其中 是激波反射器半高 和 分别是比热比和波前声速图 验证实验模型.图 激波反射实验纹影与计算结果对比情况.由图 可知 随着时间的推进 运动激波发生反射后流场波系结构发生了剧烈变化 在 .时刻 运动激波已接触上反射弧面形成反射激波中心附近部分运动激波继续向前传播 随着初始运动激波的消失 流场中只存在反射激波及其诱导产生的复杂波系结构 可以看到 在各个时刻 计算结果清晰地捕捉到流场中复杂波系结构 且与实验纹影都符合较好 可以认为 本文所编制计算程序对包含激波相互作用
13、复杂波系瞬态流场模拟具备一定的可信度 可用于揭示包含激波运动的复杂非定常流场变化特性鉴于本文研究对象包含减阻杆 而在高超声速来流下减阻杆绕流流场包含复杂的流动结构 因此有必要针对这一流动特征进行深入验证 年 等利用高超声速风洞对数种不同几何构型的减阻杆引起的绕流流场进行了实验研究 测得了相应的钝体壁面压力和热流分布 本节选取了流动分离现象较为严重的气动盘构型 实验中来流 数为.其他参数可见文献首先 图 给出了数值计算结果和实验纹影对比情况 由图 可见 气动盘头部脱体弓形激波位形态和位置均与实验纹影吻合 还捕捉到了气动盘拐角处由壁面边界层分离形成的剪切层 在钝体肩部位置处再附激波位置和形态与实验
14、纹影也较为符合图 进一步给出了沿钝体壁面压力和热流实验值与计算值对比情况 图 表明 数值计算结果不仅准确预示了钝体壁面压力和热流的分布规律在数值上也具备较高的预示精度 尤其峰值物理量的计算值和实验值没有明显差别第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程图 支杆绕流实验纹影与数值纹影对比情况.()()图 壁面压力和热流实验值与计算值对比情况.进一步地 考虑到射流与超声速来流相互作用主导的复杂流场结构 选取日本九州大学开展的超声速来流与逆向射流干扰实验作为验证算例 射流孔径 来流 数为.总压和总温分别为.和 其他具体参数可参见文献 图 和图 分别给出了实验纹影和数值纹影对比情况及钝体壁面物理量计算值
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