燃氣尾噴對水下航行體通氣空泡形態(tài)及表面壓力的影響①

陳學(xué)軍,王 瑞,祁曉斌,2*,張禎旖,范文濤

(1.西北機電工程研究所, 咸陽 712099;2.西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院,西安 710072;3.海軍裝備部, 西安 710054)

0 引言

水下航行時由于粘性阻力,物體運動會受到很大影響,但當(dāng)運動物體達到一定速度后,在物體表面水以水蒸氣形式形成一層氣態(tài)超空泡,使得物體沾濕面積減小,從而減小粘性阻力。利用超空泡減阻效應(yīng)[1-3]可有效減少90%的水中阻力,但當(dāng)航行體表面大部分被空泡包圍,會失去水的浮力作用,通常需要增加尾噴以平衡自身重力以及所受的阻力。水下航行體采用火箭發(fā)動機作為動力來源,其尾部高速噴流會對航行體尾部附近的流場產(chǎn)生巨大擾動。因此,開展帶尾噴航行體空泡形態(tài)與流體動力特性研究,可為水下航行體運動預(yù)測及性能評估提供借鑒。

國內(nèi)外學(xué)者圍繞通氣航行體空泡形態(tài)及流體動力特性展開了大量研究。1946年,REICHARDT[4]提出通過人工通氣的方式生產(chǎn)超空泡,隨后借鑒該思想開啟了通氣空泡研究;MARTIN等[5]通過水洞實驗研究通氣空泡形態(tài)及其尾流變化;LEE等[6]研究不同通氣空泡對航行體的流體動力學(xué)作用;KAWAKAMI等[7]通過實驗分析了包含鋒利邊緣的不同圓盤結(jié)構(gòu)形成的通氣空泡特性;SKIDMORE等[8]研究了通氣空泡的振動和噪聲特性機理;ASHISH等[9]研究不同弗勞德數(shù)、空化器尺寸及流動不穩(wěn)定性下通氣空泡形成和坍塌過程的氣體流動特性;張孝石等[10-11]分析了不同空化數(shù)下水下航行體表面云狀空泡穩(wěn)定性及局部空泡對航行體表面壓力特性影響機理。何曉等[12]基于全空化模型開展了數(shù)值模擬,著重研究了在有尾噴燃氣射流的情況下自然空泡與之發(fā)展的非定常過程;薄芳[13]利用Mixture及VOF模型,對氫-氧發(fā)動機航行體的自然和通氣超空泡進行了數(shù)值模型,得到推進器尾噴流對空泡的影響規(guī)律;胡勇等[14]基于有限體積法模擬了超空泡航行體尾部燃氣射流與通氣空泡的相互作用,研究了通氣量和燃燒室總壓對它的影響;劉平安[15]對發(fā)動機尾噴流與空泡流場相互作用進行了數(shù)值模擬,得到了不同流場及結(jié)構(gòu)參數(shù)下尾噴對空泡形態(tài)及流體動力影響;裴譞等[16]在高速水洞中進行了系列實驗研究,探究了不同尾噴管長度條件下空泡形態(tài)與其力學(xué)特性的影響;許昊等[17]研究了由亞、超聲速氣體射流引起的航行體尾空泡的瞬時及時間平均形態(tài)。綜上所述,目前在通氣超空泡實驗方面已經(jīng)做了大量的研究工作,在尾噴流對超空泡化流場的影響研究方面主要采用數(shù)值模擬手段,通過實驗手段研究尾噴流對通氣航行體影響的文獻則較少。趙小宇等[18]通過構(gòu)建通氣空泡與超聲速尾噴流耦合作用實驗系統(tǒng),重點研究了射流與通氣空泡相對位置對空泡射流耦合作用機理的影響,而在攻角作用下尾噴流對通氣空泡形態(tài)及航行體表面壓力的影響研究方面尚未有文獻報道。

本文通過水洞實驗并采用高速攝像方法得到了尾噴流對通氣空泡形態(tài)及表面壓力影響結(jié)果,給出了尾噴過程中出現(xiàn)的典型現(xiàn)象,并結(jié)合相關(guān)文獻分析了典型現(xiàn)象產(chǎn)生機理及模型表面壓力的變化規(guī)律。

1 實驗系統(tǒng)與模型參數(shù)

實驗主要依托哈爾濱工業(yè)大學(xué)循環(huán)式高速通氣空泡水洞實驗系統(tǒng),如圖1所示,其中工作段的長度為1 m,橫截面為260 mm×260 mm的正方形。為了便于觀察工作段上下及前后側(cè)面裝有透明的有機玻璃,方便通過高速攝像觀察空泡形態(tài)。水洞尾水罐可以移除通氣實驗產(chǎn)生的氣泡,可進行長時間連續(xù)通氣實驗。本實驗由模型支撐系統(tǒng)、通氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)、高速攝像系統(tǒng)、壓力采集系統(tǒng)、尾噴觸發(fā)系統(tǒng)等組成,如圖2所示。其中傳感器數(shù)據(jù)線和尾噴觸發(fā)線由頭支撐引入;通過定攻角支撐桿實現(xiàn)模型的不同攻角條件;尾噴觸發(fā)系統(tǒng)外接5 V電壓,導(dǎo)線與尾噴熔絲相接,電路連通后熔絲燃燒觸發(fā)尾噴。

圖1 水洞示意圖Fig.1 Schematic diagram of water tunnel

圖2 實驗系統(tǒng)示意圖Fig.2 Schematic diagram of test system

實驗使用的航行體模型為鋁合金材質(zhì),模型示意圖如圖3所示。其中藍色圖形表示傳感器位置。模型主要參數(shù)尺寸及測壓點位置見表1。

圖3 帶尾噴模型示意圖Fig.3 Schematic diagram of underwater vehicle model with tail jet

表1 頭支撐模型幾何尺寸Table 1 Geometry size of head support model

本次實驗采用可替換尾噴模塊,尾噴模塊選用型號D5-0模型火箭發(fā)動機,通過適配件與航行體模型連接,適配件1安裝在模型彈內(nèi)測與彈壁面固結(jié),適配件2與適配件1相配合用于固定燃氣發(fā)生器。點火裝置在彈內(nèi),點火線通過適配件1和適配件2,如圖4所示。尾噴模塊工作時間約4 s,質(zhì)量流量約6.8 g/s。在進行一次尾噴實驗后,需要拆換新的尾噴模型,并做好相應(yīng)的防水處理。

圖4 尾噴模型示意圖Fig.4 Schematic diagram of tail jet model

實驗中通氣流量系數(shù)定義為

(1)

對于一個隨機信號,為了研究其內(nèi)在規(guī)律,頻譜分析是研究其內(nèi)在規(guī)律的最基本的分析方法之一。在頻譜分析模塊中,時域數(shù)據(jù)經(jīng)過FFT變換后得到其傅里葉譜的幅值譜。快速傅里葉變換傅里葉變換的定義為

(2)

式中ω=2πf;f(t)為時域序列;F(ω)為頻域的譜函數(shù)序列。

2 實驗結(jié)果分析

2.1 尾噴對空泡形態(tài)影響

通過實驗得到了不同攻角、來流速度和通氣量下的空泡形態(tài)及壓力特性。由于頭部支撐流場擾動較大,通氣空泡波動較大,對采集的連續(xù)瞬態(tài)圖片平均化處理,得到較為光滑的通氣空泡形態(tài)圖片。

圖5展示了尾噴實驗中出現(xiàn)的“退泡”及“頸縮”現(xiàn)象。圖5(a)～(d)對應(yīng)的通氣空泡尺寸逐漸增大,紅色實心圈表示壓力傳感器位置。對比(a)和(b)可以看到,隨著通氣空泡閉合點靠近模型尾部,尾噴發(fā)生后,上側(cè)通氣空泡閉合點朝模型頭部前移尺度增大(見藍色虛線標識),本文中將這種現(xiàn)象稱為“退泡”現(xiàn)象。對比(c)和(d)發(fā)現(xiàn),上側(cè)通氣空泡基本覆蓋整個模型,(d)中形成通氣超空泡,此時尾噴發(fā)生后,可以觀察到上側(cè)的通氣空泡徑向尺寸減小,在(d)中可以看到更為明顯的“頸縮”現(xiàn)象。文獻[11-12]中對“頸縮”現(xiàn)象進行相關(guān)研究,結(jié)合本文分析其機理:通氣空泡受到高壓噴流的引射/帶走作用,當(dāng)通氣流量恒定,模型尾部氣體流速增大時,空泡徑向尺寸減小以實現(xiàn)質(zhì)量守恒。與文獻不同,“退泡”現(xiàn)象發(fā)生在局部通氣空泡情況,分析其形成機理:在局部通氣空泡狀態(tài)下,尾噴的引射/帶走作用影響相對較小,主要原因為尾噴高壓向上游傳播,造成模型尾部附近壓力升高,影響通氣空泡發(fā)展,閉合點前移。

(a)α=0,v=6 m/s,Cqs=0.18 (b)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.17

(c)α=0,v=8 m/s,Cqs=0.22 (d)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.23圖5 尾噴過程中的“退泡”及“頸縮”現(xiàn)象Fig.5 Phenomenon of “de-bubbling” and “neck-shrinking” in the process of tail jet

圖6展示了相同通氣量Cqs=0.23和來流速度v=10 m/s,攻角α分別為2°和4°的“頸縮”現(xiàn)象。從圖6可看到,α=2°時,尾噴造成的“頸縮”明顯,其中下側(cè)空泡閉合位置前移幅度較大。隨著攻角的增大,通氣空泡未能全包裹模型,通氣空泡尺寸略微減小,即“頸縮”現(xiàn)象大幅度削弱。分析認為,攻角會引起空泡軸線變形使得空泡發(fā)生上漂現(xiàn)象[19],隨著攻角越大,空泡上漂現(xiàn)象加劇。當(dāng)α=4°時,航行體上下兩側(cè)空泡發(fā)展不對稱更加明顯,航行體下表面出現(xiàn)大面積沾濕,尾部端面發(fā)生二次空化形成尾空泡,由于空泡軸線與尾噴射流中心軸線的夾角增大,尾噴流動量在空泡軸線方向的分量減弱,即通氣空泡受到高壓噴流的引射/帶走作用減弱,進而空泡的“頸縮現(xiàn)象”呈減弱趨勢。

(a) α=2° (b) α=4°圖6 不同攻角下的“頸縮”現(xiàn)象Fig.6 “Neck-shrinking” phenomenon at different attack angles

為了進一步研究尾噴對通氣空泡形態(tài)的影響,圖7給出了空泡“頸縮”現(xiàn)象中的尾噴點火及熄火過程,其中t0=0.1 s(連續(xù)的100張圖片平均處理)。由圖7可知,空泡“頸縮”現(xiàn)象在點火后極短時間內(nèi)形成,其形成時間T≈0.3 s。當(dāng)尾噴結(jié)束后,空泡“頸縮”現(xiàn)象逐漸減弱,空泡形態(tài)同樣在短時間內(nèi)恢復(fù)。

(a) Ignition (b) Flameout圖7 尾噴點火與熄火對通氣空泡影響Fig.7 Effect of ignition and flameout of tail jet on ventilation cavitation

2.2 尾噴對航行體表面壓力的影響

與圖5對應(yīng),圖8給出了空泡“退泡”至“頸縮”過程中模型表面壓力時域變化。在實驗過程中,圖8(a)～(c)對應(yīng)的通氣流量先恒定再動態(tài)變化,因此未能得到完整時間內(nèi)的壓力對比。對比分析發(fā)現(xiàn),圖8(a)～(b)中尾噴對模型表面壓力影響較大,壓力波動增強,幅值較大。“頸縮”狀態(tài)下,模型表面壓力波動與幅值變化較小,這可能與尾部附近的回射流減弱有關(guān):局部通氣狀態(tài)下,尾噴高壓形成的回射流較為強烈,對模型的壓力影響較大;當(dāng)通氣空泡包裹整個模型時,尾部附近為氣體,回射流現(xiàn)象減弱,對壓力影響減小。另外,在尾噴觸發(fā)的初始階段,模型表面壓力變化較小,這可能與傳感器位置較遠,尾噴高壓前移時間較長有關(guān)。

(a)α=0,v=6 m/s,Cqs=0.18 (b)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.17

(c)α=0,v=8 m/s,Cqs=0.22 (d)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.23圖8 “退泡”至“頸縮”現(xiàn)象過程中的模型表面壓力變化Fig.8 The change of model surface pressure during the process from “de-bubbling” to “neck-shrinking”

與圖6對應(yīng),圖9給出了不同攻角下,尾噴模型的表面壓力時域變化。對比有/無尾噴的壓力曲線,可知攻角為0°(見圖8(d))和2°時,通氣空泡基本覆蓋整個模型,此時尾噴對模型表面壓力影響較小。攻角增至4°時,通氣空泡未能覆蓋整個模型,尾噴持續(xù)過程中增大模型表面的平均壓力。

(a)α= 2°

(b)α= 4°圖9 “頸縮”狀態(tài)下攻角對模型表面壓力影響Fig.9 Influence of attack angle on model surface pressure in “neck-shrinking” state

圖10給出了圖8對應(yīng)的頻域分析。可以看到,“退泡”工況壓力的低頻(1～30 Hz)振幅普遍增大,其中影響較大的頻域范圍為1～10 Hz。在“頸縮”工況中,隨著通氣空泡覆蓋面積增大,尾噴對壓力影響減小,1～8 Hz范圍的壓力振幅呈減小趨勢,與文獻[11]中發(fā)現(xiàn)的現(xiàn)象相吻合。在10 m/s流速時,壓力出現(xiàn)9 Hz左右的波動,這可能與模型的振動有關(guān)(流速減小為8 m/s時頻率減小)。同時,圖10(a)～(d)均存在5 Hz左右的壓力波動,在圖10(b)和(d)中尤為明顯。分析認為,該壓力波動可能由流場擾動形成的通氣空泡波動造成。

(a)α=0,v=6 m/s,Cqs=0.18 (b)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.17

(c)α=0,v=8 m/s,Cqs=0.22 (d)α=0,v=10 m/s,Cqs=0.23圖10 “退泡”至“頸縮”過程中的模型表面壓力頻域分析Fig.10 Frequency domain analysis of model surface pressure during the process from “de-bubbling” to “neck-shrinking”

圖11為圖9對應(yīng)的壓力頻域分析。結(jié)合實驗圖像發(fā)現(xiàn)相同條件下,當(dāng)攻角增大時,模型的通氣空泡覆蓋面積減小。對比壓力頻譜可以看到,攻角增大時,與無尾噴相比,1～10 Hz范圍內(nèi)的壓力振幅呈增大趨勢。此外,在模型振動的基礎(chǔ)上,尾噴會增大模型振動造成的壓力幅值。

(a)α= 2°,v=10 m/s,Cqs=0.23 (b)α= 4°,v=10 m/s,Cqs=0.23圖11 “頸縮”狀態(tài)下攻角對模型表面壓力的頻域影響Fig.11 Influence of attack angle on model surface pressure in frequency domain under “neck-shrinking” state

3 結(jié)論

基于帶尾噴模型通氣實驗系統(tǒng),進行不同攻角、來流速度和通氣流量下的尾噴實驗,獲得了不同參數(shù)下尾噴對通氣空泡形態(tài)及表面壓力影響,主要結(jié)論如下:

(1)不同攻角、來流速度和通氣流量,均能影響通氣空泡的覆蓋程度。相同攻角下,隨著通氣空泡覆蓋率增大,尾噴對通氣空泡的影響經(jīng)歷了“退泡”至“頸縮”的發(fā)展;在其他條件不變的“頸縮”狀態(tài)下,隨著攻角的增大,通氣空泡的“頸縮”現(xiàn)象減弱;“頸縮”現(xiàn)象的形成/消失與尾噴的點火/熄火密切相關(guān),在尾噴航行體設(shè)計中需要重點考慮點火時序的選擇。

(2)局部通氣空泡狀態(tài)下受強回射流作用,尾噴對模型表面的壓力影響較大;通氣超空泡狀態(tài)下尾噴高壓造成的回射流現(xiàn)象減弱,對模型表面壓力影響較小。

(3)無攻角航行體的局部通氣空泡狀態(tài)下,1～30 Hz范圍內(nèi)的表面壓力振幅與無尾噴相比呈增大趨勢;通氣超空泡狀態(tài)下,1～8 Hz范圍內(nèi)的表面壓力振幅與無尾噴相比呈減小趨勢。其他條件相同的“頸縮”狀態(tài)下,隨著攻角增大,與無尾噴相比,1～10 Hz范圍內(nèi)表面壓力振幅變化總體呈增大趨勢。