側噴試驗中噴口與模型間縫隙影響的數值研究*

周培培,郭少杰,王 斌

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

側噴試驗中噴口與模型間縫隙影響的數值研究*

周培培,郭少杰,王 斌

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

文中通過求解三維可壓縮N-S方程,對超聲速側向單噴流干擾流場進行了數值模擬,驗證了側向噴流復雜流場數值模擬方法的可靠性。以此為基礎,針對側向噴流間接模擬風洞實驗中噴口與模型存在縫隙的導彈外形,開展了數值模擬研究,分析了通氣縫隙和不通氣縫隙的流場結構。計算結果顯示,縫隙通氣與否對縫隙內的流動有明顯影響,而對噴流干擾流場的影響比較小。

超聲速流動;側向噴流;數值模擬

0 引言

為了認識超聲速來流/噴流相互干擾的復雜流動現象,了解噴流干擾對飛行器氣動特性的影響,國內外進行了廣泛的數值模擬和試驗研究[1-11]。

風洞試驗中的側向噴流模擬可分為直接模擬和間接模擬。直接模擬中,天平同時測量來流與噴流相互作用下的氣動力以及噴流自身的反作用力;而間接模擬中,天平只測量來流與噴流之間相互作用產生的氣動力,噴流的存在只是給外部繞流提供一個噴流作用環境。直接模擬效果上更貼近實際,但天平設計、導氣布置的技術難度大,處理不當極易造成結構剛性干擾和結果的不確定性,所以噴流風洞試驗多采用間接模擬的方法,噴口與模型間采取分離式布置,即噴口與模型之間存在縫隙,以保證在考慮模型彈性變形的情況下,噴口與模型不相碰。

文中首先對文獻[1]中的高速導彈側向噴流干擾流場進行了數值模擬,并將計算結果與試驗數據進行了對比分析,結果顯示兩者吻合程度較高,從而驗證了數值方法的可靠性。在此基礎上,采用簡化的帶有縫隙的高速導彈模型,研究了縫隙通氣情況下和不通氣情況下的流場結構以及縫隙對噴流干擾流場的影響,以評估風洞試驗中噴口與模型分離式布置對測量結果帶來的不確定性。

1 計算方法

1.1 控制方程

文中計算方法采用的控制方程為三維可壓縮Navier-Stokes方程,其積分形式為:

(1)

式中:V為控制體體積;n為控制體法矢量;dS為控制體面單元;W為守恒變量矢量;F為無黏矢通量;Fv為黏性矢通量。無粘通量的計算采用間斷捕捉能力較好的空間二階精度差分格式(TVD格式),粘性通量的計算采用中心差分格式;時間方向采用交替隱式求解。計算中湍流的模擬采用k-ε兩方程渦粘性湍流模型。

1.2 邊界條件

遠場入口邊界條件為超聲速自由來流值,出口邊界按超聲速出流邊界將氣動參數外推;物面采用無滑移絕熱壁面;噴口作為邊界條件處理,即直接給定壁面噴口的噴流出口參數。

2 計算方法驗證

2.1 物理模型

驗證側向噴流干擾流場的物理模型為高速導彈外形,具體幾何尺寸參見文獻[1-2]。圖1給出了物理模型、噴口位置和φ=180°,150°剖面示意圖。

圖1 模型、噴口位置及剖面示意圖

2.2 計算結果與分析

計算來流狀態選為實驗條件,即Ma=2.8,T∞=108.96 K,P∞=20 793.2 Pa,模擬的噴流總壓比ROJ=PJ/P∞=100。

圖2 彈體表面壓力云圖與表面極限流線

圖3 Ma=2.8,α=-5°時不同剖面壓力系數對比

圖4 Ma=2.8,α=0°時不同剖面壓力系數對比

圖5 Ma=2.8,α=10°時不同剖面壓力系數對比

圖2給出了彈體表面壓力云圖及表面極限流線圖。噴流處于迎風側時(α=-5°),噴流前高壓分離區最大壓力系數增大,噴流包裹作用影響范圍增大;噴流處于背風側時(α=10°),噴流前高壓分離區向前、向外擴張,最大壓力系數減小,噴流包裹作用影響范圍減小。圖3、圖4和圖5分別給出了不同攻角下φ=180°,150°剖面上壓力系數計算與試驗的對比,可以看出計算與試驗的壓力系數吻合較好,噴口附近兩個壓力峰值的模擬精度也較高。

通過表面極限流線的分析和壓力系數的對比,驗證了文中計算方法在超聲速噴流數值模擬方面的可靠性,為帶縫隙情況下噴流的計算研究打下基礎。

3 帶縫隙模型噴流流場的數值模擬

3.1 物理模型和計算網格

圖6 通氣縫隙和不通氣縫隙的計算模型

圖7 噴口及底部局部表面網格圖

以2.1節高速導彈外形為基礎,布置了簡化的通氣縫隙導管(縫隙與彈體底部相通)和不通氣縫隙導管兩種模型(如圖6所示)。計算模型的尺寸采用風洞實驗縮比尺寸,縫隙尺度為1 mm。圖7給出了帶縫隙的噴口(紅顏色部分)局部與彈體底部表面網格示意圖。

3.2 通氣縫隙模型流場分析

圖8給出了噴口附近圓環縫隙內的空間流線圖,高壓氣流從前半圓環縫隙流入,低壓氣流從后半圓環縫隙流出,噴口后半圓環縫隙內形成了一對反向對稱的漩渦結構。圖9給出了通氣縫隙模型對稱面壓力云圖。可以看到,噴口附近縫隙內的壓力較低,之后壓力升高,在縫隙彎道處達到最大,然后順流向逐步降低直至彈體底部相通區域。圖10給出了模型對稱面及圓環縫隙不同剖面(距噴口的距離與彈體半徑之比即eta)的馬赫數云圖和流線圖。可以看到,噴口前高壓氣流進入縫隙后,一部分氣流順縫隙軸向向下流動,在噴口附近縫隙外側壁面形成小的分離渦;一部分氣流沿著縫隙內側壁面橫向流動,在離心力和粘性作用下,流動出現分離,在縫隙后部形成一對反向對稱的漩渦結構,在距離噴口25%剖面處發展到整個環形縫隙。這個剖面位置也是一個分界面,之上的氣流通過圓環縫隙后部流出到外部流場,之下的氣流漩渦結構在減弱消失,氣流通過縫隙管道從模型底部流出到外流場。

圖8 通氣縫隙模型噴口附近空間流線圖(Ma=2,α=0°)

圖9 通氣縫隙模型對稱面壓力云圖(Ma=2,α=0°)

圖10 通氣縫隙模型不同剖面馬赫數云圖及流線圖(Ma=2,α=0°)

3.3 不通氣縫隙模型流場分析

圖11 不通氣縫隙模型不同剖面馬赫數云圖和流線圖(Ma=2,α=0°)

圖11分別給出了不通氣縫隙計算模型對稱面及圓環縫隙不同剖面的馬赫數云圖和流線圖。可以看到,噴口前高壓氣流進入縫隙后,主要沿著縫隙軸向向下流動,在噴口附近縫隙外側壁面形成大的分離渦,然后繞著環形縫隙從后部流出到外流場。橫向流動的分離較小,在5%剖面處,縫隙后部形成有兩對小的反向對稱的漩渦結構。

3.4 有無縫隙物理模型計算結果對比

圖12給出了有、無縫隙模型對稱面上(φ=180°剖面)壓力系數的對比,基本上完全重合。對于有縫隙的模型,由于噴口后縫隙出流的作用,噴流后低壓區內的壓力相對于無縫隙模型略有升高,并且通氣縫隙模型壓力升高范圍要大些。

圖12 對稱面上壓力系數的對比(Ma=2,α=0°,φ=180°)

4 主要結論

1)通過數值方法計算了超聲速來流與側向單噴流相互干擾的復雜流場,進行了復雜波系結構以及不同剖面壓力分布計算與試驗結果的對比分析,驗證了文中數值模擬方法和網格策略的有效性。

2)經過模型簡化,對帶縫隙的導彈外形進行了噴流作用下的數值模擬研究,分析了縫隙內的流場結構,并對有、無縫隙模型對稱面壓力系數進行了對比分析,遠離噴口處完全重合,噴流后低壓區一定范圍內略有變化。針對計算狀態和簡化模型,縫隙對側向噴流流場結構不會產生大的影響。

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Simulation of Missile with Gap between Jet and Missile in Lateral Jet Flowfield

ZHOU Peipei,GUO Shaojie,WANG Bin

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

For indirect simulation of lateral jet interaction in wind tunnel test, jet and test model are separated from each other with a thin gap. The lateral jet interaction field in supersonic flow was simulated by solving 3D, compressible N-S equations in this paper, comparison of CFD results with foreign experiment dates show that the numerical method is accurate and stable. Then the flow fields of lateral jet interaction for complex configuration with a thin gap were simulated. The internal flow fields of the thin gap were obtained, it was different between ventilated gap and unventilated gap, but the gap affected little on lateral jet interaction flow fields.

supersonic flow; lateral jet; numerical simulation

2015-11-26

周培培(1984-),男,河南南陽人,工程師,碩士研究生,研究方向:飛行器設計與計算空氣動力學。

V211.3

A