本站原创职称论文范文www.udooo.com
摘要:本文采用二阶迎风模式的k-ωsst湍流模型,对高膨胀比的单边膨胀喷管进行数值模拟。结果表明,在飞行马赫数为1.7的非设计（过膨胀）状态下,单边膨胀喷管的性能恶化,推力系数降低,矢量角大幅增加,这对飞行器的配平和操控带来了一定的困难。本文分别采用改变下挡板角度,注射二次流的方法验证其对飞行状态的效果。模拟结果表明,改变下挡板的角度可以使喷管的推力系数增加,矢量角减小。从飞行器前端引气到膨胀面也可以提高喷管的性能。在下挡板注射二次流在本文计算状态中改善效果不明显。关键词:单边膨胀喷管过膨胀下挡板角度二次流
高超声速飞行器是二十一世纪航空的战略制高点。由于高超声速飞行具有宽广的飞行包线,所以要求喷管的膨胀比达到几百以上,单边膨胀喷管由于与飞机一体化设计,其用飞行器的后体作为膨胀面,可以达到高超声速飞行所需要的高膨胀比的要求。
上世纪末期开始美国等国家就对单边膨胀喷管做了大量的实验以及仿真模拟工作。我国这方面研究起步较晚,多是对二维喷管型线的优化设计和对国外资料中已有喷管型线的数值模拟研。
本文以飞行马赫数1.7为计算条件,通过改变下挡板角度,下挡板注气,膨胀边开缝等几种方法来进行数值模拟,分析其对单边膨胀喷管飞行性能的影响,并总结上述几种方式在外流马赫数1.7时的对解决喷管过膨胀状态的效果。
1、计算模型及计算网格
1.1 计算模型
本文采用nasa试验所用模型。如图1所示。喉道长度为0.6英寸,下挡板长度为2.04英寸,下挡板尖角为12度。膨胀边长度为12英寸,角度为20度[6]。
图1 单边膨胀喷管模型示意图1.2 计算网格
采用结构化网格,同时对喷管内流场和喷管后射流区域以及壁面部分进行加密。网格总数控制在25万左右。如下图2所示。图2 单边膨胀喷管网格示意图
1.3 计算方法及边界条件
应用商业软件fluent,采用密度耦合,应用的湍流模型为k-ωsst模型。喷管进口截面设置为压力进口,给定总温总压。出口设置为压力远场,给定马赫数,静压和静温。具体数据如下表1所示。表1单边膨胀喷管初始条件
2、计算结果及分析
2.1 计算结果与实验对比
图3皮托管测试安装示意图如上图所示在膨胀边1,2,3三处距离喉道处2.14in,3.5in,5.5in三个位置处放置三排皮托管,测量总压。下图给出了单边膨胀喷管在三处不同位置采用皮托管测出的总压对比,可以证明计算结果与实验结果吻合良好。
皮托管在x=
2.14,3.5,5.5in
图4皮托管总压对比图
2.2 设计状态和非设计状态流场分析比较
图5为单边膨胀喷管设计状态和非设计状态的马赫数图。设计状态落压比为120,非设计状态为过膨胀状态。可以看出,在喷管的设计状态下,在非设计状态落压比为5.5时,喷管从下挡板产生一道明显的斜激波,使出口压力恢复到环境压力,同时斜激波与膨胀面边界层发生干扰产生一定范围的分离。落压比120落压比5.5
图5单边膨胀喷管马赫数图
2.3 改变下挡板角度对过膨胀状态的影响
分别改变下挡板角度为5°,10°,15°和20°四个状态,计算其在过膨胀状态下对喷管性能的影响。如图6所示。图6下挡板调节示意图
图7为改变角度对单边膨胀喷管轴向推力系数和矢量角的影响。轴向推力系数为喷管出口在x方向的力的分量Fx比上理想等熵膨胀推力Fi。由计算结果可知,增加下挡板的偏转角度,有利于增加单边膨胀喷管的轴向推力矢量,改善喷管的状态。随着下挡板偏斜角度的增大,可以有效改善单边膨胀喷管的矢量角偏转。改善飞行器的配平问题,减轻一体化设计的难度。
图7不同角度下的轴向推力系数及矢量角
2.4 二次流对单边膨胀喷管过膨胀状态性能的影响
2.4.1 被动引气:由飞行器前体引气到单边膨胀喷管膨胀面
如图9所示。从飞行器前端引导外界气流到单边膨胀喷管的膨胀面。图9膨胀边开缝示意图
下表3为膨胀边开孔和未开孔的对比:
表3开缝与未开缝结果对比
通过表3可知,通过引入飞行器前端的高压气体到达膨胀边,可以减小飞行器的矢量角以及增加其推力系数。
2.4.2 主动二次流:下挡板注射二次流
在单边膨胀喷管的下挡板注射二次流,以期改变激波到达膨胀边的位置,从而提高喷管在过膨胀状态的性能。二次流流量为win, 主流流量为wi,二次流流量比为win/wi,SPR=1。分别注气量取流量比为3%,5%,7%,10%,从四个注气量状态分析其影响。图10所示为在不同注气量下单边膨胀喷管的轴向推力系数和矢量角。推力系数变化范围微小。在外流马赫数为1.7的情况下,对单边膨胀喷管的下挡板注气可以减低喷管的推力矢量角,缓解飞行器的配平问题,但是效果不是十分明显。
图10不同注气量下的轴向推力系数和矢量角
3、结语
(1)在非设计状态时,单边膨胀喷管的性能急剧恶化,流场状态复杂。为飞行器的配平和操控带来了一定的困难。
(2)调节单边膨胀喷管的下挡板角度可以有效地增加过膨胀状态下单边膨胀喷管的轴向推力系数以及有效地降低喷管的推力矢量角,从而改善喷管的工作状态以及飞行器的可配平问题。
(3)从飞行器的前端向单边膨胀喷管的膨胀面引气可以增加单边膨胀喷管的轴向推力系数,降低推力矢量角,改善单边膨胀喷管性能。
(4)向单边膨胀喷管的下挡板注入高压气流在本文的计算状态下效果不显著,推力矢量变化微小,矢量角降低幅度也不大。
参考文献
陈大光.高超声速飞行中TBCC和RBCC的研究和发展[C].高超声速涡轮冲压组合动力文集,2005:1-17.
Dusa D. J.,Wooten W.H.Single Expansion Ramp Nozzle Development Status[R].AIAA 84-2455,1984.
[3]Cubbage,J.M.and monta,W.J.Parametric Experimental Investigation of a Scramjet Nozzle at Mach 6 With Freon and Argon or Air Used for Exhaust Simulation.NASA-TP-3048,February 1991.