高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动DSMC仿真.pdf

第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真吴俊林 李中华 彭傲平 李埌全 梁 杰(.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 四川绵阳.中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学重点实验室 四川绵阳)(.)摘 要:逆向发动机常用于对飞行器进行减速或分离 为研究高空稀薄条件下逆向发动机喷流和自由来流的相互作用 构建了由两个逆向喷流和高超声速自由来流相互干扰形成的稀薄流场 通过直接模拟 ()仿真发现在稀薄来流条件下会形成大面积相互干扰区 且该干扰区存在严重非定常流动现象 初步分析认为 该干扰区的范围和非定常演化过程与自由来流动能和逆向发动机喷流流量紧密相关关键词:稀薄非定常现象 逆向喷流 高空 直接模拟 方法 大范围干扰区 中图分类号:文献标志码:.().:收稿日期:修回日期:基金项目:国家自然科学基金()第一作者简介:吴俊林()男 博士 主要研究方向为稀薄气体动力学:.引用格式:吴俊林 李中华 彭傲平 等.高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真.气体物理 ():.:.():.引 言随着近空间飞行器的快速发展 喷流膨胀进入低密度环境甚至真空环境的流动是一个具有工程实践背景的主题 这个基础性的流体力学问题广泛存在于许多工程实践中 例如高空飞行器的反作用控制系统()用于进行飞行过程中快速机动 其中前向和后向的 发动机为高度机动和改变轴向速度提供推力很多研究者采用数值、理论分析和实验的手段开展这方面的研究 等定量研究了飞行高度为 的稀薄大气小型火箭侧面安装的推力器喷流相互作用 等在柱状飞行器表面附近观察到不稳定的相互作用现象和脉冲推进器的打开过程 等模拟了有限压力下相互作用的稀薄射流向背景膨胀的过程 等提出了一个双流体模型研究无碰撞准中性远场羽第 期吴俊林 等:高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真流膨胀 等通过实验研究了羽流膨胀、羽流等离子体和设备背景等离子体对羽流碰撞产生的羽流电位和电荷交换的影响 等基于羽流碰撞分析研究了欧洲服务舱推进系统和轨道机动系统发动机 这对确定欧洲服务舱推进系统的设计和影响至关重要 等采用/耦合算法对卫星姿态控制推力器喷管羽流的影响机理进行了研究 等提出了非定常无碰撞流动的气体动力学解析解 针对高速平面射流问题、轴对称羽流和轴对称射流撞击开展研究 得到了启动、稳定和关闭过程的计算结果 等通过羽流撞击实验研究了不同撞击效应通过二维直接模拟 ()方法对含铝稀薄气体射流进行了研究 以了解物理气相沉积过程中的流动现象和沉积机理 等发展了一种可视化超声速欠膨胀气体射流的技术 即气流从亚声速或超声速喷流中进入稀薄空间 背景压力为.目前 大多数研究者对喷流研究重点关注以下 个问题:)射流冲击、羽流污染和颗粒沉积(主要是稀薄状态)的定常和非定常问题)射流向不同环境膨胀(主要是稀薄区)的非定常过程)逆向喷流的减阻和防热效果(主要在连续流区)众多学者对逆向发动机喷流/自由来流相互作用的研究大多集中在低空连续流区的自由来流(采用 方程仿真)对于高空稀薄流区针对侧向、后向姿/轨控发动机的喷流膨胀过程研究较多 本文在高空稀薄来流条件下研究逆向发动机喷流和高超声速自由来流的相互作用 通过 模拟发现 在飞行高度为 左右的复杂三维稀薄流动中 稳定的两个逆向喷流和稀薄高超声速自由来流相互干扰形成了一个大面积的非定常流动区域这种不稳定的非定常流动现象可能导致飞行器表面气动特性随时间变化本文章节安排如下:第 章简单介绍 方法及其验证 第 章给出所研究的流动问题的细节 包括飞行器的形状和尺寸、稀薄高超声速自由流的流动条件和两个反射喷流 第 章给出并讨论该问题的 仿真结果和非定常现象 第 章给出结论 方法与验证课题组于 年前开始基于 的基本理论建立起一套三维的并行 程序 稀薄环境仿真 平 台()并持续对其进行改进 在本次计算过程中 弹性碰撞采用变径硬球()模型描述 分子碰撞过程采用非时间计数器 分子的振动和转动能量采用可变能量交换概率模型 并且不考虑化学反应 采用两级自适应 空间网格(大背景网格和小碰撞网格)和非结构表面网格对计算区域进行分解并定义了 空间网格与物面的相互关系在 程序代码里引入了消息传递接口()并行技术 实现了快速的大规模并行计算 并设计了一种区域自动分解技术来获得好的负载平衡效果.方法简介 方法的基本思想是:用有限多个仿真分子来代替大量的真实气体分子 通过随机抽样仿真分子并跟踪仿真分子的运动轨迹来达到求解真实气体流动问题的目的 通常 仿真分子的初始状态根据初始态的平衡分布抽样给出 将所要求解的物理空间划分成网格 网格的作用是便于选取碰撞和用于宏观量的统计平均 网格的尺寸必须足够小 一般不能大于当地分子平均自由程的量级 网格中仿真分子的数目不能太少 以保证统计具有真实的物理意义 每个仿真分子存贮有 个方向的速度分量和空间位置坐标 对不同的问题 位置坐标可以是 个 每个仿真分子还要有所在网格的检索号 对混合气体问题 还须有组分标识对包含内能松弛的问题进行计算时 多原子分子还须存贮分子的内部能量 方法对仿真分子的运动和碰撞是分开处理的 即运动和碰撞解耦 因此 时间步长应满足()式中 表示粒子运动特征时间 是分子平均碰撞时间.方法的计算步骤 方法模拟程序有以下几个主要步骤:)参数输入及流场初始化 输入参数包括来气 体 物 理 年 第 卷流速度、来流温度、来流密度(或压力)如是混合气体还须输入各组分的数密度分数、各组分分子的特征量 如是双原子分子须输入转动和振动能量松弛的参考量以及其他各种参考量等 流场初始化的内容有:计算区域内直角网格的划分和流场外边界的确定 计算描述物形的三角形非结构网格外法向矢量、形心位置和三角形面积 确定并标识飞行器放入计算区域后占据的流场网格、物面三角形面元与流场网格相交的边界网格 建立物面边界网格与其相关三角形面元的链表关系 根据总的模拟分子数在每个网格中均匀随机分布若干模拟分子 记录每个分子的初始状态(位置、速度、能量)将后面计算中所需变量设置初值等)分子运动的模拟 进入计算区域的模拟分子 按照其自身的运动速度和初始位置运动 个时间步长 后 确定分子到达的新位置)边界处理 模拟分子运动后到达的新位置可能超越所设定的边界 此时必须计算模拟分子与边界间的相互作用 如果边界是对称面 模拟分子在边界上做镜面反射 如果模拟分子是与物面相互作用 则按假定的反射模式进行计算 如果模拟分子运动到出口边界外 将模拟分子作逸出处理 并消除该分子的编号 在入口边界处 按照入口边界条件确定在时间步长 内进入计算区域的新分子数以及它们的运动状态)分子排序(重新为模拟分子编号)经过时间 的运动 模拟分子到达新的位置有可能处于新的网格 还有些新进入计算区域的模拟分子以及逸出计算区域的模拟分子 必须重新为所有处于计算区域内的模拟分子编号 并记录新编号分子的速度和位置坐标)碰撞计算 这是 方法至关重要的步骤 根据给定的碰撞抽样技术 在每个计算网格内选取可能的碰撞分子对 并由随机数判断真正发生碰撞的分子 计算碰撞后的分子速度)按照步骤)的做法 程序重复运行 个时间步长之后 判断流动是否达到稳定状态(一般根据流场中的总分子数来判定 当分子总数达到某一值时 总分子数会在这一值上下小幅度波动不会变化很大 这时可以认为流场已经稳定)如果满足条件 便对各网格内的模拟分子实施统计计算 求得流场各宏观物理量在网格中心位置的值否则继续重复步骤)直到满足条件为止)由于受计算机内存的限制 在每个计算网格中布置的模拟分子数目是较小的 一次统计计算得到的流场物理量存在着较大的涨落 方法采取重复运算增加统计样本数的方法 减少流场物理量的统计涨落 提高计算精度.方法中的静态随机负载平衡技术随机负载平衡采用概率近似 是在预处理阶段将计算区域的网格平均分配给所有的处理器核心分配给每个处理器核心的网格都是采用同样的概率随机选取 当计算区域的网格数量较大时 每个处理器核心拥有近似相等的同类型网格数(包含物面边界、高密度区域或稀薄气体区域)的概率就很高 这样所有处理器核心都或多或少拥有近似相等的计算负载(如图 所示)图 采用的静态负载平衡分配方案示意图.方法的验证该并行三维 程序()在之前已通过一些实例和工程应用得到了验证 这里用一个简单算例 通过在低密度风洞中对某姿控发动机进行实验以进一步验证 程序 气体为氮气 总温、总压分别为.模拟的区域从喷管出口开始 其中喷管出口的参数通过 方程计算得到 图 给出了程序的喷流膨胀结果 并与 的结果进行对比 此外 辉光放电技术的实验结果也在图 中展示 可以看到 数值结果与其他 程序一致性较好并在定性上与实验结果也能符合 图 中沿轴线上的 压力与实验数据的对比也表现出一致的第 期吴俊林 等:高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真分布状态图 姿控发动机喷流膨胀进入低密度环境的数值结果对比.图 低密度风洞中辉光放电技术的实验结果.图 喷流膨胀流动中沿中心线的 压力比较.问题描述如图 所示 飞行器由前体、后体和两个上下对称分布的发动机构成 此外 该飞行器的尺寸也在图 中给出 飞行高度为 自由来流的数密度、温度和速度分别为.和 /来流气体由氮气和氧气组成 其摩尔分数为.和.发动机喷管内流动由 方程模拟得到 据此给出喷管出口平面的参数作为 仿真的喷流分子入口 两个喷流的入口并不是均匀流 发动机出口平面沿径向的参数分布在图、图 中给出 包括密度、温度、法向速度()和径向速度()出口平面上喷流气体的组分及其摩尔分数在表 中给出 能够看到整个流场中共计有 种气体组分在 仿真过程中 飞行攻角()和侧滑角()都是 每个仿真分子代表的真实分子数设置为 时间步长为.由于 方法存在统计波动 可通过在 步内进行统计平均以尽量降低统计波动 每个时间间隔将会重新开始取样图 飞行器的结构和尺寸.图 出口平面沿径向的密度和温度分布.气 体 物 理 年 第 卷图 出口平面沿径向的法向、径向速度分布.表 出口平面的喷流气体组分及其摩尔分数 /().数值仿真结果中的稀薄非定常现象从 步(.)时开始取样和输出瞬时流场 图 给出了不同时刻对称平面 上的压力分布 该平面的结果展示了发动机喷流和高速自由来流的相互作用 在本算例中 细长的前体将上下两个发动机喷流隔开 避免了两个喷流的直接相互作用 从图 中 个不同时刻的流场能够看到 尽管自由来流和喷管出口喷流的入口参数都是恒定的 通过 仿真仍然得到了一个不稳定的大范围相互干扰区 喷流核心区是定常流动 但相互干扰区一直在变化 从.到.干扰区向 左 膨 胀 干 扰 区 的 范 围 不 断 扩 大 从.开始 干扰区的下部边界开始回缩、摆动最终在.时刻分解为两个部分 然后干扰区的上部边界也开始回缩、摆动 总之 该干扰区无法达到一个最终的稳定状态 它会持续运动和演化 遗憾的是 在本文计算的时间范围内这种演化过程并没有表现出周期性 这一演化过程看起来更像是具有随机性().().().().第 期吴俊林 等:高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真().().().().().图 对称平面 内不同瞬时的压力云图.干扰区的非定常现象必然会影响飞行器表面的气动力特性 图 绘出了计算过程中飞行器前体和后体的气动力、力矩的变化趋势 能够看到 由于干扰区的非定常流动 上下流场并不对称(见图)前体的轴向力()、法向力()和俯仰力矩()的波动十分明显 相比较而言 后体的力和力矩的波动要小很多 特别是法向力和俯仰力矩 这表明 由于喷流的保护 非定常的干扰区对后体的影响较为微弱 该干扰区非定常效应对前体表面的影响十分重要 但对后体表面的影响有限 此外 不同瞬时飞行器表面的压力分布也在图 中给出 展示了干扰区非定常现象对飞行器表面的持续影响 气体冲击前体的位置在不同时刻是不同的 有时高压区域位于前体的上表面 有时在下表面 这些展示了流场的持续变化效果图 计算过程中飞行器前体和后体的轴向力变化趋势.气 体 物 理 年 第 卷图 计算过程中飞行器前体和后体的法向力变化趋势.图 计算过程中飞行器前体和后体的俯仰力矩变化趋势.().().().().图 不同瞬时飞行器表面的压力分布.本文展示了稀薄高超声速来流/逆向发动机喷流相互干扰区的无周期非定常流动现象 表现为干扰区的不断压缩、膨胀 以及上下流场的不对称性 该干扰区通过改变物面附近的流场 对飞行器气动力、力矩、表面压力、热流分布等产生较强的干扰 使得压力、热流分布随时间显著变化初步分析认为 这种大面积干扰区(见图)受到自由来流动能和发动机核心区(体现为发动机推力大小)的共同作用 自由来流动能增大 干扰区范围将被大幅压缩 而如果自由来流动能过小(如飞行高度超过 )则干扰区将被推离物面较远距离 非定常现象也将随之消失 同理 对于固定飞行高度(如本文的 )如果发动机推力减小 则发动机核心区和干扰区都会被大幅压缩 而如果发动机推力增大 则干扰区将被喷流核心区推离物面更远距离 本文选择模拟的自由来流高度和逆向发动机参数恰好产生了大面积的干扰区 同时干扰区的非定常流动现象对飞行器前体的影响较为显著 结论采用经验证的 方法模拟一种复杂的三维流动 其中高度为 的自由来流和两个逆向发动机喷流均作为分子入口边界 由于存在第 期吴俊林 等:高空发动机逆向喷流诱导的非定常流动 仿真高速自由来流和喷流的多重压缩效应 观测到飞行器前体前端附近的相互干扰区出现非定常现象该不稳定干扰区一直改变和移动 因此导致飞行器表面气动力和力矩不能达到最终的稳定状态 可能会严重影响飞行器的飞行过程致致谢谢 本文得到国家自然科学基金()资助参考文献().:.():.():.():./.():.():.:.():.():.():.():.():.:.:.():.():.:.李中华 李志辉 陈爱国 等.低密度风洞瑞利散射测速实验中纳米粒子跟随性数值分析.力学学报():.():().():.