逆向射流流场建立瞬态过程.pdf

第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.逆向射流流场建立瞬态过程朱 亮 李唯暄 李春雷 祁少波 田小涛(.西安现代控制技术研究所 陕西西安.南京理工大学机械工程学院 江苏南京.中国航空工业成都飞机设计研究所 四川成都)(.)摘 要:为研究高超声速来流下逆向射流流场建立过程及其瞬态特性 基于非定常 平均()方程 采用高精度数值格式编制了一套适用于高超声速复杂流动的计算程序 首先 利用经典实验验证了计算程序对包含激波干扰非定常流场模拟的可靠性 随后 深入研究了逆向射流开启后射流流场的建立过程 计算结果表明:仿真结果清晰再现了逆向射流流场建立过程及流场波系演化特征 整个流场波系结构变化非常剧烈 钝体壁面压力和热流急剧变化 气动阻力先是迅速降低至最小值 随后小幅上升至稳定值 此外 逆向射流总压比升高 气动阻力下降后将经历更为剧烈的波动才趋于稳定关键词:逆向射流 高超声速 非定常流场 射流干扰 中图分类号:文献标志码:收稿日期:修回日期:第一作者简介:朱亮()男 博士 高级工程师 主要研究方向为超声速流动计算:.引用格式:朱亮 李唯暄 李春雷 等.逆向射流流场建立瞬态过程.气体物理 ():.:.():.:.:引 言凭借巨大的军事应用潜力和广阔的民用商业前景 高超声速飞行技术得到了世界各国持续不断的关注和投入 当飞行器在临近空间以高超声速状态巡航时 来流静压和静温经激波压缩及壁面黏滞作用后会急剧升高 造成飞行器气动阻力大幅增加且局部区域热环境恶劣 因此 减阻和热防护设计一直是高超声速工程化应用道路上的挑战之一 一方面 飞行器气动阻力降低对改善飞行器气动性能、增加航程等有重要意义 另一方面 热防护设计一直是实现高超声速可靠飞行的关键技术 传统的热防护设计主要采用耐烧蚀材料或消融材料为主 一般消极质量较大且难以维持型面完整 近期 众多学者提出了多种主动式热防护技气 体 物 理 年 第 卷术并做了大量探索性工作 取得了一系列有意义的成果 年 等提出了一种减阻杆侧向射流减阻降热技术 并采用实验和仿真相结合的手段揭示了减阻降热机理 研究发现 该方案在非零攻角下仍具有较好的减阻降热效果 针对该方案提出的组合式减阻降热策略 朱亮等利用耦合传热方法进一步研究了相关减阻降热特性 年 等数值研究了一种迎风凹腔逆向射流组合式热防护系统 该新型热防护系统能够有效降低高超声速飞行器头部热流 随后 等利用仿真手段研究了不同因素对该方案减阻降热效果的影响 计算发现 采用摩尔质量较小的喷流工质能够提高热防护效果的影响 但对减阻效果影响不大 此后 等研究了前置迎风凹腔内型面对逆向射流方案减阻及热防护性能的影响 研究结果表明 当逆向射流总压比较小时 采用抛物线型内型面可以提高减阻性能 但是随着逆向射流总压比逐渐增大 采用抛物线型内型面反而带来更大的阻力系数 至于热防护效果 不论逆向射流总压比如何变化 当采用抛物线型内型面时热防护效果明显变差 年 提出了一种组合式气动支杆底部逆向射流热防护方法 并通过求解二维轴对称 方程证实了该组合式热防护系统的有效性 等数值研究了逆向射流总压比、减阻杆长度及逆向射流工质属性对流场及减阻降热特性的影响规律 年 等提出了一种新颖的组合式减阻杆和逆向射流减阻方案 并数值研究了该方案在超声速来流条件下(.)的减阻特性 类似地 在 年 张江等利用纹影、动态测压等风洞实验技术 对减阻杆头部逆向射流引起的钝体绕流流场特性、稳定和非稳定模态的形成条件和相关机理进行了深入研究 年 等提出了一种将减阻杆和顺向射流相结合的热防护方案并对其主导的流场结构及防热特性进行了数值研究 在该方案基础上 等重点考察了气动盘和顺向射流组合方式对流场结构及减阻降热性能的影响 等采用数值模拟的手段对影响减阻杆头部射流减阻降热效果的主要影响因素进行了不确定度和敏感性分析 并且建立了输入参数与阻力和气动热的关系随着研究的不断深入 多射流方案被提出 年 等在减阻杆基础上引入逆向射流和侧向射流实现高超声速来流下减阻降热 并研究了减阻杆长度、射流总压比和侧向射流位置等参数对流场结构及减阻降热性能的影响规律从上述文献可知 关于射流减阻降热特性的研究主要集中在稳态流场结构及减阻降热性能方面关于射流开启后射流流场建立过程及其造成的瞬态影响还未见公开报道目前 关于超声速来流下射流流场建立瞬态过程的研究仅针对轨控射流方面 年 刘耀峰等利用非定常仿真手段研究了侧向射流开启及关闭瞬态流场特性 得到了侧向射流与超声速来流相互干扰特性 实际上 对于组合式减阻降热方案(减阻杆逆向射流、迎风凹腔逆向射流等)而言 为节省工质 起飞阶段射流一般不会开启 当达到一定飞行 数后开启射流 可以预见 由于射流开启后剧烈膨胀与高速来流相互作用 射流流场建立过程必定对整个流场造成严重影响 钝体的气动阻力也会随之急剧变化 这对高超声速飞行器设计及飞行控制具有重要工程意义 且高超声速来流下减阻杆逆向射流开启造成的强烈激波干扰研究也是重要的基础科学问题基于上述分析 开展减阻杆逆向射流启动过程研究有助于揭示流场瞬态变化特性 得到逆向射流流场建立过程特征及钝体气动力变化规律 对飞行器设计具有重要意义 为此 本文采用非定常数值方法对高超声速来流下减阻杆逆向射流启动过程开展了仿真研究 研究结果清晰再现了逆向射流开启后的发展过程及全流场波系结构演化规律 得到了气动阻力、钝体壁面压力和热流随时间的变化规律 研究对象及仿真方法.研究对象本文针对减阻杆逆向射流减阻降热方案开展了逆向射流流场建立过程数值研究 计算边界条件及逆向射流出口附近网格分布情况如图 所示从图 可看出 计算域采用结构化网格离散近壁面网格均进行了加密 为保证近壁面网格有足够的分辨率 所有壁面保证 不超过 钝体直径 减阻杆长度/.所有壁面温度设为 第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程图 几何模型和网格划分情况.计算来流 数为.来流参数取 海拔处大气参数 静压和静温分别为 和.逆向射流孔径 射流出口速度为声速 射流总温 射流总压比采用 表征/其中 和 分别为逆向射流总压和来流总压在本文计算中 首先将逆向射流出口边界设置为壁面 得到高超声速来流下减阻杆绕流稳态流场 在此基础上 开启逆向射流 研究逆向射流流场建立过程 逆向射流开启时刻记为零时刻.仿真方法采用二维轴对称非定常 方程组描述高超声速来流下减阻杆逆向射流流场发展过程其具体形式为 其中 是时间 为守恒变量 为无黏通量为黏性通量 是轴对称源项 具体形式如下所示()()()()()()()式中、为、方向的单位向量、分别表示密度、压强、方向速度、方向速度和单位质量的内能 和 为 和 方向的正应力 为剪切应力、为、方向的热流密度 为温度 为黏性系数 包括层流黏性系数 和湍流黏性系数 为热传导系数 由 公式计算 采用湍流模型计算得出鉴于 两方程湍流模型在复杂流场计算 包括大流动分离、边界层传热、壁面湍流特性捕捉等方面均具有较好的精度 因此本文采用 湍流模型 限于篇幅 方程具体形式此处不再赘述 为考虑高超声速来流下的可压缩效应 针对 两方程湍流模型做了可压缩性修正 具体修正表达式如下()()式中.压缩函数()定义如下()式中 是湍流 数 /其中 是当地声速为捕捉壁面湍流流动特性及符合 湍流模型的使用要求 近壁面处网格尺度一般为微米级 因此当地时间步长将非常小 这就造成非定常计算时整个流场的时间推进效率仍偏低 采用双时间步隐式(气 体 物 理 年 第 卷)作为时间推进方法 与显式时间推进方法相比 该方法能有效提高时间推进效率 此外 采用 阶 重构界面物理量并通过高分辨率 格式计算对流通量 算例验证考虑到本文研究工况中存在非定常复杂波系结构 流场变化非常复杂 因此必须先对所编制计算程序计算结果的可靠性进行验证首先 选用 等完成的激波聚焦反射非定常流动实验作为验证算例 计算域边界条件如图 所示实验中来流运动激波 数为.激波反射器曲面构型控制方程为 取值.激波反射器高度为 当运动激波接触上激波反射器前缘时设为零时刻 图 给出了不同时刻流场波系纹影对比情况 其中下方为数值计算结果 图 中时间采用无量纲化处理 特征时间取/其中 是激波反射器半高 和 分别是比热比和波前声速图 验证实验模型.图 激波反射实验纹影与计算结果对比情况.由图 可知 随着时间的推进 运动激波发生反射后流场波系结构发生了剧烈变化 在 .时刻 运动激波已接触上反射弧面形成反射激波中心附近部分运动激波继续向前传播 随着初始运动激波的消失 流场中只存在反射激波及其诱导产生的复杂波系结构 可以看到 在各个时刻 计算结果清晰地捕捉到流场中复杂波系结构 且与实验纹影都符合较好 可以认为 本文所编制计算程序对包含激波相互作用复杂波系瞬态流场模拟具备一定的可信度 可用于揭示包含激波运动的复杂非定常流场变化特性鉴于本文研究对象包含减阻杆 而在高超声速来流下减阻杆绕流流场包含复杂的流动结构 因此有必要针对这一流动特征进行深入验证 年 等利用高超声速风洞对数种不同几何构型的减阻杆引起的绕流流场进行了实验研究 测得了相应的钝体壁面压力和热流分布 本节选取了流动分离现象较为严重的气动盘构型 实验中来流 数为.其他参数可见文献首先 图 给出了数值计算结果和实验纹影对比情况 由图 可见 气动盘头部脱体弓形激波位形态和位置均与实验纹影吻合 还捕捉到了气动盘拐角处由壁面边界层分离形成的剪切层 在钝体肩部位置处再附激波位置和形态与实验纹影也较为符合图 进一步给出了沿钝体壁面压力和热流实验值与计算值对比情况 图 表明 数值计算结果不仅准确预示了钝体壁面压力和热流的分布规律在数值上也具备较高的预示精度 尤其峰值物理量的计算值和实验值没有明显差别第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程图 支杆绕流实验纹影与数值纹影对比情况.()()图 壁面压力和热流实验值与计算值对比情况.进一步地 考虑到射流与超声速来流相互作用主导的复杂流场结构 选取日本九州大学开展的超声速来流与逆向射流干扰实验作为验证算例 射流孔径 来流 数为.总压和总温分别为.和 其他具体参数可参见文献 图 和图 分别给出了实验纹影和数值纹影对比情况及钝体壁面物理量计算值与实验值对比情况图 流场结构对比情况.图 钝体壁面 数实验值与计算值对比情况.图 表明 计算得到的流场波系结构和实验纹影一致 从细节上看 弓形激波脱体位置、盘位置及接触面等流场结构均被清晰捕捉到 且计算结果与实验纹影均符合较好 此外 图 中钝体壁面 数分布比较情况说明 计算结果与实验值不仅分布趋势一致 在数值上也较为符合综上所述 本文所编制计算程序适用于复杂波系结构流场计算 计算结果能够清晰分辨流场波系结构 流场物理量计算准确可靠 结果与讨论.典型工况下减阻杆逆向射流流场建立过程分析本节主要分析了逆向射流流场建立过程 逆向气 体 物 理 年 第 卷射流总压比 取.其余参数和.节一致为便于描述射流流场建立过程流场波系结构变化情况 首先选取.时刻典型流场结构进行说明 图 给出了该时刻流场 数与温度云图及流线分布情况图 .时刻流场结构.由图 可知 逆向射流流场建立过程中流场结构非常复杂 此时 逆向射流已发展到一定程度由于射流总压比较高 逆向射流处于欠膨胀射流状态 可清晰看到 盘、桶形激波、三波点等典型的欠膨胀射流结构 此外 高超声速来流与逆向射流相互作用形成了脱体弓形激波和接触面此外 流线分布表明 逆向射流急剧膨胀后在高超声速来流作用下 流线发生强烈偏折并最终朝下游流动 在桶形激波下游 紧邻着一小回流区在减阻杆壁面稍下游位置存在一大回流区 由 数云图可知 大回流区上游区域流动仍处于超声速状态 因此该锥形回流区产生压缩拐角效应导致斜激波产生 在距离钝体肩部较近位置处 该斜激波与再附激波相互作用 可能造成局部位置压力和热流陡升图 进一步给出了不同时刻流场波系结构变化情况 由图 可知 逆向射流未开启时 即 时刻 贴近减阻杆头部有一道脱体弓形激波 沿滞止线高超声速来流经该激波压缩后附着于减阻杆朝下游流动 从流线分布可看出 沿减阻杆壁面流动发生分离 可以清晰地观测到分离边界层及其诱导形成的分离激波 流动分离发生之后 在流动分离点下游产生了呈锥状的大回流区 该回流区覆盖了分离点之后的减阻杆壁面及钝体头部 在下游处再附着点附近 分离的边界层直接撞击在钝体肩部 不断叠加的压缩波形成了一道再附激波 该再附激波十分靠近钝体肩部().().().().().().图 流场结构演化情况.第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程当.时 原减阻杆头部的脱体弓形激波被逆向射流推开 欠膨胀逆向射流结构发展不充分 此时减阻杆头部区域波系结构已发生明显变化 但下游分离激波、回流区、再附激波等未发生变化 当时间推进至.时 逆向射流结构膨胀变大 减阻杆头部脱体弓形激波被进一步推开前导激波形状不再平直 当.时 逆向射流结构进一步膨胀变大 可清晰观察到 盘等结构 逆向射流结构下游存在一小回流区 另一方面 从减阻杆壁面边界层分离点看 此时流动分离点前移 造成这一现象的主要原因是:逆向射流气体急剧膨胀降压 受逆向射流结构影响 高超声速来流难以直接作用在减阻杆壁面 因此减阻杆壁面流动分离点上游压力降低 流动分离点向上游移动 当 .时 逆向射流结构下游小回流区与下游大回流区连通 整个逆向射流结构包含 盘、桶形激波、接触间断等 此时 整个流场仍处于剧烈变化中 当.时 可见前导激波由曲线状变为平直且在计算域内与再附激波不再相交 从流线上看 较.时刻而言.时覆盖在钝体头部的回流区明显减小 此外 逆向射流气体在绕过减阻杆上游小回流区后附着于减阻杆壁面朝下游流动并随后发生流动分离进一步 为定量分析逆向射流开启对钝体壁面压力和 数的影响 图 和图 分别给出了钝体壁面压力和 数随时间的变化情况 结合图 中流体波系结构变化和图 中钝体壁面压力变化情况 可以推断 当时间从.推进至.时 流场波系结构和流线基本不再发生变化图 钝体壁面压力随时间变化情况.由图 和图 可知 钝体壁面压力和 数分布趋势基本一致 随时间均呈现出下降 但各自又呈现出不同特点图 钝体壁面 数随时间变化情况.首先 就钝体壁面压力分布而言 逆向射流开启后.时刻钝体壁面压力和 数未发生变化 这主要是逆向射流属于欠膨胀状态 开启后其射流流场建立需要一定的时间 而.时刻逆向射流还未能对钝体壁面压力和 数分布产生影响 当 .时刻 钝体壁面局部区域压力出现明显下降 但 之后的下游钝体壁面压力基本维持不变 从.到.钝体壁面压力持续下降 但从.到.钝体壁面压力在很大范围内甚至出现了明显的上升 结合图流场波系结构可知 此时 虽然逆向射流流场已逐渐趋于稳定 但钝体头部回流区变化仍十分显著 因而钝体头部范围内壁面压力变化较大 仔细观察可知 从.到.钝体壁面压力几乎保持不变进一步地 图 给出了钝体气动阻力随时间变化情况 此处钝体气动力取钝体壁面压力积分由图 可知 逆向射流开启后 钝体气动阻力先是维持原值不变 随后急剧下降至某一最小值 然后出现了一定幅度的上升直至稳定值 最小值与稳定值相差约.仔细观察图 钝体气动阻力最小值出现时间约为.附近 而.时刻钝体气动阻力已显著增加 这一点和图 中钝体壁面压力分布随时间变化规律一致 此后 从约.直至.气动阻力基本恒定 可以判定.之后流场基本趋于稳定综上 在高超声速来流下 逆向射流开启后射流流场建立过程流场波系发生巨大变化 钝体气动阻力在经历小幅上升后迅速下降至最小值 随后出现了一定的爬升 整个过程用时极短 仅为约.可见 逆向射流开启造成了强烈的瞬态效应 且流场波系结构在极短时间内重构完成气 体 物 理 年 第 卷图 .时气动阻力随时间变化情况.逆向射流总压比影响目前大量文献研究结果表明 射流总压比是决定射流结构的重要参数 也是显著影响射流减阻降热性能的关键因素 因此 本节计算了不同逆向射流总压比情况下逆向射流流场建立过程 以期揭示射流总压比对高超声速来流下逆向射流流场建立过程的影响 在.节中已计算.工况 因此在本节中仅计算.和.两种工况首先 图 给出了不同逆向射流总压比下不同时刻流场 数及流线比较情况 其中 上半部分是 .工况 从图 可看出 逆向射流总压比不仅仅影响射流达到稳态时的流场结构及减阻降热性能 而且在射流流场建立过程中也扮演着重要角色().().().().图 不同射流压比下流场结构演化情况.首先 在.时刻.工况下逆向射流结构更为粗壮 但此时逆向射流还未影响到钝体肩部区域再附激波、大回流区等流场结构 在.时刻 .和 .工况下 钝第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程体头部大回流区内流线分布已产生显著区别.工况下大回流区内核心明显向下游移动且更靠近钝体壁面 当时间推进至.时 在计算域范围内.工况下前导激波与钝体肩部再附激波不再相交 而.工况下前导激波仍与再附激波仍发生相互作用 在 .时 .和 .工况下流场结构有一定的相似性但从流线分布看 当逆向射流总压比较高时 在紧邻桶形激波位置形成了更大的回流区 且该回流区与钝体头部大回流区直接相连 因此逆向射流气体不再附着于减阻杆壁面流动为定量分析逆向射流总压比对钝体壁面压力和 数随时间变化规律的影响 图 和图 分别给出了不同逆向射流总压比情况下 钝体壁面压力和 数随时间变化比较情况图 不同射流压比下钝体壁面压力对比情况.图 不同射流压比下钝体壁面 数对比情况.由图 和图 可知 逆向射流开启后 相同时刻下 不同逆向射流总压比将造成钝体壁面压力和 数分布出现较大差异 已有研究结果表明逆向射流总压比升高减阻降热性能提高 从图 和图 也可看出 随着逆向射流总压比升高在同一时刻 高逆向射流总压比工况下钝体壁面压力和 数更小 实际上 提高逆向射流总压比意味着射流质量流率变大 因此更多质量的射流气体进入主流区 进一步地 图 给出了不同逆向射流总压比下钝体气动阻力随时间变化情况图 不同射流压比下气动阻力对比情况.由图 可知 逆向射流总压比对逆向射流开启后钝体气动阻力随时间变化特性有决定性影响首先 当逆向射流经历一定时间开始对钝体气动阻力产生显著影响时 高逆向射流总压比工况下 钝体气动阻力变化更为剧烈 从局部放大图可看出.工况下钝体气动阻力迅速达到峰值 随后下降速率明显高于其他两种工况 在.附近 各工况钝体气动阻力基本处于最小值附近 但是 高逆向射流总压比工况下钝体气动阻力明显需经历更为强烈的波动才能爬升至稳定值 以 .和.为例 当.时 钝体气动阻力降低至最小值后逐渐爬升至稳定值 而.工况下钝体气动阻力经历了两次明显的波动后才逐渐爬升至稳定值 这也说明 高逆向射流总压比工况下流场变化更为剧烈 在逆向射流流场建立过程中波系干扰可能更严重基于上述分析 逆向射流总压比对逆向射流流场建立过程中流场结构、钝体壁面流动参数分布及钝体气动阻力均有决定性影响 虽然 采用高逆向射流总压比能够实现更优的减阻降热性能 但是逆向射流开启后其射流流场建立过程对钝体气动阻力造成的波动也更为剧烈 结论本文针对高超声速来流下逆向射流流场建立过程进行了数值研究 揭示了逆向射流开启后发展气 体 物 理 年 第 卷过程及其对减阻杆高超声速绕流流场的影响规律给出了逆向射流流场建立过程瞬态流场结构 主要得到以下结论:)在高超声速来流下 逆向射流开启后其射流流场建立过程具有强烈的非定常效应 流场波系结构变化十分剧烈 当流场趋于稳定后 逆向射流主导了流场波系结构)在逆向射流流场建立过程中 钝体气动阻力在逆向射流开启后并不是一直下降 而是存在一个最小值 就.工况而言 该最小值与逆向射流达到稳定状态时的钝体气动阻力值相差约.)随着逆向射流的开启 钝体壁面压力和热流在极短时间内将达到平衡值 整个过程耗时仅约为.)逆向射流总压比对逆向射流流场建立过程有决定性影响 钝体气动阻力下降后的波动程度随着逆向射流总压比的升高而加剧参考文献().:.:.:.桂业伟.高超声速飞行器综合热效应问题.中国科学:物理学 力学 天文学 ():.():().罗世彬.高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究.长沙:国防科学技术大学./.:().黄伟.临近空间高超声速飞行器内外流一体化设计及飞行性能研究.长沙:国防科技大学出版社./.:().:.:.():.朱亮 陈雄 周长省 等.侧向喷流对超声速流动中支杆减阻降热特性影响的研究.推进技术():.():().马坤 朱亮 陈雄 等.高超声速流场支杆射流减阻降热的流热耦合.航空动力学报 ():.():().:.():.:.:.():.:.:第 期朱亮 等:逆向射流流场建立瞬态过程.张江 吴军飞 尼文斌 等.带喷流激波针流动特性实验研究.力学学报 ():.():().:.:.:.:.刘耀峰 薄靖龙.侧向喷流干扰流场建立与消退过程数值模拟.宇航学报 ():./.():().:.():.