钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究
发布时间：2021-07-15 20:46
本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线有喷流状态热流值均小于无喷流状态,而下母线远离喷口位置的壁面温度基本无减少。背风侧与迎风侧的壁面压力及热流分布发生明显变化。
【文章来源】：航空科学技术. 2019,30(05)
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
拓扑及网格Fig.1Topologyandgrid
入口边界入口采用inflow-outflow边界条件，自由来流速度1074.557m/s，压强为9.2kPa，温度为95K。迎角α=0°、5°、8°、10°、12°、15°（考虑到未来高速飞行器不排除会出现“巡航+机动”飞行模式，因此研究的迎角范围尽量广泛）。（2）出口边界出口采用outlet，采用流场参数外插得到出口参数值。（3）壁面边界壁面速度满足无滑移条件，壁面采用等温壁，温度为295K。（4）喷口边界反向喷流速度为316.938m/s，压强为0.7MPa，温度为250K。（5）初始条件初始条件采用的参数入口边界参数值。2流场结果图2为不同迎角（0°，5°，8°，10°，12°，15°）条件下，钝体喷绕流流场的流线（马赫数云图）分布，从各图中看出，迎角较小时，上下流场基本对称，如马赫盘与射流层的分布基本对称，回流区域的形状也上下基本对称。随着迎角增大，对称流态逐渐发生改变。当迎角大于10°时，马赫盘、射流层等流场结构分布发生明显倾斜，回流区域的形状上限也明显不一致。在迎角增大过程中，迎风母线前的回流区明显被向上挤压，而背风母线回流区则向后方拖拽，随迎角增大，趋势越发明显。图3、图4分别给出钝体绕流流场及壁面温度、压力分布。由于飞行迎角的存在，使得钝体实际迎风驻点位置发生改变，流场的轴对称性被破坏，在较大迎角时，流场分布在X—Z平面上下有很大不同。由图3可知，随着迎角增大，背风区母线的再压缩激波逐渐变弱，逐渐与脱体激波直接融为一体，连成了一线。而在迎风母线上，再压缩激波随迎角增大愈加强烈，在波后出现了一个明显的高温高压区。并且在钝体壁面与喷口之间也形成了一个局部高温区。比较各图上、下母线的温度、压力，在迎风面（即下母线）上的图1拓扑及网格Fig.1Topologyandgrid图2流线及马赫?
王立强等：钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究温度、压力要高于背风面（上母线）上的温度、压力。2.1气动力（1）阻力由图3对称面上，不同迎角条件钝体壁面温度分布云图可以看出，逆向喷流将弓形激波推离钝体后形成了不同的包络外形，相当于改变了钝体的外形，这使得钝体受到阻力也会有差异。不同迎角条件下的阻力系数见表1。各系数计算参考长度、参考面积均取1。当飞行迎角在0°～15°之间变化，无喷状态下的阻力系数随迎角增大变化不大，而有喷状态下，阻力值随迎角增大而增大。从表中不难看出，在小迎角时，有喷相对于无喷阻力减小幅度较大，在迎角0°时减小幅度最大为24.72%，迎角越大减小幅度越校有、无喷的阻力曲线如图5所示。从图中可直观看出，随迎角增大，无喷状态阻力比较平稳，基本随迎角变化略微波动，而有喷状态阻力随迎角增大在单调变大。（2）壁面压力各迎角下，钝体纵向对称面的壁面压力曲线及压力云图如图6所示，其中p_up、p_down分别表示钝体上、下母线压力。图6(a)是迎角为0°时的压力分布，由于流场参数是对称的，因此上母线与下母线的压力是相同的，在图中二者的压力曲线完全重合。随着来流迎角的增大，下母线（受力由虚线所示）受到的气流的“挤压”变得愈发明显，并且压力图3温度分布Fig.3Temperaturedistribution图4压力分布Fig.4Pressuredistribution表1有、无喷状态钝体阻力Table1Dragofbluntbodywithandwithoutjet图5阻力曲线Fig.5Dragcurves77
【参考文献】：
期刊论文
[1]对抗高超声速武器的机载激光武器发展研究[J]. 张同鑫,李权. 航空科学技术. 2016(03)
[2]美国陆军先进高超声速武器气动问题分析[J]. 战培国. 航空科学技术. 2015(01)
[3]高超音速飞行器气动热研究进展[J]. 陈雄昕,刘卫华,罗智胜,赵宏韬,冯诗愚. 航空兵器. 2014(06)
[4]球头体逆向喷流减阻的数值模拟研究[J]. 周超英,纪文英,张兴伟,邓立君. 工程力学. 2013(01)
[5]超声速钝体逆向喷流减阻的数值模拟研究[J]. 周超英,纪文英,张兴伟,邓立君. 应用力学学报. 2012(02)
[6]横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究[J]. 王庆轩,李斌,刘仙名. 航空兵器. 2011(03)
[7]超声速逆向喷流的减阻与降热[J]. 王兴,裴曦,陈志敏,徐敏. 推进技术. 2010(03)
[8]高超声速飞行器攻角特性数值研究[J]. 黄伟,王振国. 固体火箭技术. 2008(06)
[9]超声速场中的反向喷流数值模拟[J]. 田婷,阎超. 北京航空航天大学学报. 2008(01)
[10]逆向喷流流场模态分析及减阻特性研究[J]. 何琨,陈坚强,董维中. 力学学报. 2006(04)
本文编号：3286437
【文章来源】：航空科学技术. 2019,30(05)
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
拓扑及网格Fig.1Topologyandgrid
入口边界入口采用inflow-outflow边界条件，自由来流速度1074.557m/s，压强为9.2kPa，温度为95K。迎角α=0°、5°、8°、10°、12°、15°（考虑到未来高速飞行器不排除会出现“巡航+机动”飞行模式，因此研究的迎角范围尽量广泛）。（2）出口边界出口采用outlet，采用流场参数外插得到出口参数值。（3）壁面边界壁面速度满足无滑移条件，壁面采用等温壁，温度为295K。（4）喷口边界反向喷流速度为316.938m/s，压强为0.7MPa，温度为250K。（5）初始条件初始条件采用的参数入口边界参数值。2流场结果图2为不同迎角（0°，5°，8°，10°，12°，15°）条件下，钝体喷绕流流场的流线（马赫数云图）分布，从各图中看出，迎角较小时，上下流场基本对称，如马赫盘与射流层的分布基本对称，回流区域的形状也上下基本对称。随着迎角增大，对称流态逐渐发生改变。当迎角大于10°时，马赫盘、射流层等流场结构分布发生明显倾斜，回流区域的形状上限也明显不一致。在迎角增大过程中，迎风母线前的回流区明显被向上挤压，而背风母线回流区则向后方拖拽，随迎角增大，趋势越发明显。图3、图4分别给出钝体绕流流场及壁面温度、压力分布。由于飞行迎角的存在，使得钝体实际迎风驻点位置发生改变，流场的轴对称性被破坏，在较大迎角时，流场分布在X—Z平面上下有很大不同。由图3可知，随着迎角增大，背风区母线的再压缩激波逐渐变弱，逐渐与脱体激波直接融为一体，连成了一线。而在迎风母线上，再压缩激波随迎角增大愈加强烈，在波后出现了一个明显的高温高压区。并且在钝体壁面与喷口之间也形成了一个局部高温区。比较各图上、下母线的温度、压力，在迎风面（即下母线）上的图1拓扑及网格Fig.1Topologyandgrid图2流线及马赫?
王立强等：钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究温度、压力要高于背风面（上母线）上的温度、压力。2.1气动力（1）阻力由图3对称面上，不同迎角条件钝体壁面温度分布云图可以看出，逆向喷流将弓形激波推离钝体后形成了不同的包络外形，相当于改变了钝体的外形，这使得钝体受到阻力也会有差异。不同迎角条件下的阻力系数见表1。各系数计算参考长度、参考面积均取1。当飞行迎角在0°～15°之间变化，无喷状态下的阻力系数随迎角增大变化不大，而有喷状态下，阻力值随迎角增大而增大。从表中不难看出，在小迎角时，有喷相对于无喷阻力减小幅度较大，在迎角0°时减小幅度最大为24.72%，迎角越大减小幅度越校有、无喷的阻力曲线如图5所示。从图中可直观看出，随迎角增大，无喷状态阻力比较平稳，基本随迎角变化略微波动，而有喷状态阻力随迎角增大在单调变大。（2）壁面压力各迎角下，钝体纵向对称面的壁面压力曲线及压力云图如图6所示，其中p_up、p_down分别表示钝体上、下母线压力。图6(a)是迎角为0°时的压力分布，由于流场参数是对称的，因此上母线与下母线的压力是相同的，在图中二者的压力曲线完全重合。随着来流迎角的增大，下母线（受力由虚线所示）受到的气流的“挤压”变得愈发明显，并且压力图3温度分布Fig.3Temperaturedistribution图4压力分布Fig.4Pressuredistribution表1有、无喷状态钝体阻力Table1Dragofbluntbodywithandwithoutjet图5阻力曲线Fig.5Dragcurves77
【参考文献】：
期刊论文
[1]对抗高超声速武器的机载激光武器发展研究[J]. 张同鑫,李权. 航空科学技术. 2016(03)
[2]美国陆军先进高超声速武器气动问题分析[J]. 战培国. 航空科学技术. 2015(01)
[3]高超音速飞行器气动热研究进展[J]. 陈雄昕,刘卫华,罗智胜,赵宏韬,冯诗愚. 航空兵器. 2014(06)
[4]球头体逆向喷流减阻的数值模拟研究[J]. 周超英,纪文英,张兴伟,邓立君. 工程力学. 2013(01)
[5]超声速钝体逆向喷流减阻的数值模拟研究[J]. 周超英,纪文英,张兴伟,邓立君. 应用力学学报. 2012(02)
[6]横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究[J]. 王庆轩,李斌,刘仙名. 航空兵器. 2011(03)
[7]超声速逆向喷流的减阻与降热[J]. 王兴,裴曦,陈志敏,徐敏. 推进技术. 2010(03)
[8]高超声速飞行器攻角特性数值研究[J]. 黄伟,王振国. 固体火箭技术. 2008(06)
[9]超声速场中的反向喷流数值模拟[J]. 田婷,阎超. 北京航空航天大学学报. 2008(01)
[10]逆向喷流流场模态分析及减阻特性研究[J]. 何琨,陈坚强,董维中. 力学学报. 2006(04)
本文编号：3286437
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