范文一:气动塞式喷管内外流干扰数值模拟
第十届全国高超声速气动力(热)学术交流会
气动塞式喷管内外流干扰数值模拟
李江郭唐稳马家欢
中科院力学所高温气体动力学开放实验室(北京100080 摘要 本文采用NNB格式对气动塞式喷管内夕}流干扰进行了数值模拟。计算初步地揭示了静止和 有外流条件下塞式喷管流动特征。计算结粟表明,由于外流干扰的影响,使得塞式喷管壁面压力和塞体 底部压力有所下降,从而使得发动机的推力有所降低。计算结果对于气动塞式喷管的研究和设计具有一 定的参考价值。 关键词 气动塞式喷管:数值模拟:内外流干扰 言 0引
与常规钟形喷管相比,气动塞式喷管独特之处是它具有高程补偿能力,因而可以避
免因欠膨胀或过膨胀造成的损失。同时,它还具有长度短、重量轻、结构紧凑等优点。
正是看到了这些优点,美国NASA已确定将融升力体和直排式气动塞式喷管发动机于一
体的“冒险星”作为下一代可重复使用的单级入轨运载器的主攻目标。由于塞式喷管的
流动相当复杂,要想成功的将塞式喷管应用到运载器中,必须对塞式喷管的流动进行深
入细致的研究,全面掌握其流动特征以及与发动机性能之间的关系。国外在这方面开展
了大量的实验和计算工作(】“,国内这方面的研究才刚刚起步。
对于钟型喷管,外流干扰一般不会影响喷管的性能,但气动塞式喷管却不同,外流 的干扰会影响喷管的性能和效率,文献【3]对这一点进行了详细的阐述,所以开展内外流
干扰的研究具有很重要的意义。
本文尝试采用数值模拟的方法对气动塞式喷管的内外流干扰流动进行数值研究,目
的是首先从宏观上定量地揭示有外流干扰与无外流干扰条件下气动塞式喷管的流动结构
的差异,以及这种差异对喷管性能的影响。
1 内外流干扰的机理
对于钟型喷管来说,当环境压力低于设计压力时,会出现过膨胀现象,使得喷管效
率下降。而塞式喷管是一种单面膨胀的喷管,气流会根据外界环境压力的变化而自动调
节壁面压力的分布,从而可以避免出现过膨胀的现象,这就是所谓的高度补偿特性。当
飞行器在大气中飞行时,气流流过飞行器到达底部时,就会与内流发生干扰。这种干扰
一般是非常复杂的,一方面,干扰有可能影响喷管壁面压力分布,使发动机推力产生变
化;另一方面当飞行器处于跨音速飞行时,内外流的干扰有可能向上游传播,影响飞行 3【lI)
器的气动特性。本文主要是针对飞行器(带塞式喷管)在超音速和高超音速的情况,因 此只考
虑第一种情况。
气流流经飞行器底部时,会使底部的局部压力低于环境压力,这样内部自由射流开 始所
感受的压力是低于真实环境压力的,相对没有外流的条件下,自由射流向外膨胀的
程度更大,当射流开始感受到真实的环境压力时,会向内偏转,产生压缩波或者激波。
初始射流角度的变化和射流向内偏转的滞后导致压缩波,激波射到塞体表面更远的地方, 这与钟型
喷管的过膨胀很相似。外流干扰对塞式喷管性能的影响是个很复杂的问题,受 很多相关因素的影
响,如飞行器底部的形状、喷管的膨胀比以及外流的马赫数等,
2控制方程和计算方法
作为第一阶段的工作,为了能够抓住主要矛盾,简化问题,在计算中做了如下的简 化处
理:
(1)将直排型塞式喷管流动简化为平面二维流动; (2)不考虑化学反应,多相流
动;
计算中不做特殊处理。 (3)只进行层流计算,对于外流与射流之间的湍流剪切流动, 任意曲线坐标系下的二维Navier(Stokes方程的无量纲形式为 ( , ^、0u越萨 1 f aE(戤l
a af a叩 ReI a亭 a吁J 。 。 , , 计算采用隐式NND差分格式。 3边界条件 3 1内嚷管进口边界 喷管进口处一般为亚音速,需要给定三个参数,一般给出总压、总温和流动
角。
3 2外流进口边界 对于亚音速流,根据黎曼不变量建立无反射边界。对于超音速和高超音速流,全部 参数部要
给定。 ? 3(3后方出口边界 当出口为亚音速时,给定背压,其余参数由一阶外推给出。当出口为超音速时,全 ( 部参数由一阶外推给出。 3(4壁面边
界
对于粘性流,避免边界采用无滑移边界,并假定壁面为绝热壁。 310
3(4对称边界 在对称边界上,采用对称条件,计算时采用在对称边界外再加两层网格的处理方法。 3(5侧远方边界
对于侧远方边界,根据黎曼不变量建立无反射条件。 4计算结果及分析
本文计算的对象为一个用于实验的塞式喷管模型,计算中采用的参数如下: 燃气:
总压Po=1(5×10’Pa,总温To=3000K,比热比',=1(225,气体常数R=348J,(kg(K、:
环境条件:静压P=l×10’Pa,静温T=300K,来流马赫数 Ma=3。
本文采用代数法生成网格。由于内喷管出口的压力远远高于环境压力,不会出现分 离流动,为了节省计算时间将内喷管和外喷管分开计算,先计算内喷管,然后将内喷管 出口参数作为塞式喷管流场计算的入口边界条件。图l是内喷管的网格,图2为计算得 到的内喷管的等压线。根据内喷管计算结果以及相关参数分别计算了在静止条件下以及 有外流条件下的流场。图3为计算网格,图4为计算得到的两种情况下的等压线图。从 图中可以看出,外流经过后体发生膨胀,速度增加,压力下降,在与射流发生干扰的过 程产生一道干扰激波。图5为后体等压线的局部放大图,从图中可以清楚的看
2×105 Pa下降到0(Pa,这样,使得射流出现了过膨到,外流 流经后体压力从l×lOs
胀。图6为塞体 壁面的压力分布,从图中可以看出,壁面压力分布出现局部隆起,这主要是由于构成塞 体型面的两条曲线在结合处过渡设计得尚不完善,曲率变化较大造成的。图7为塞体底 部的压力分布,可以看出,塞体底部压力远远低于环境压力,这样底部实际提供的是负 推力。从图6和图7中可以看出,外流干扰使得塞体壁面和塞体底部的的压力都有所下 降,造成推力的损失。
5结论 本文采用NND格式对气动塞式喷管内外流干扰进行了数值模拟。汁算初步地揭示 了静止和有外流条件下塞式喷管流动特征。计算结果表明,由于外流干扰的影响,使得 塞式喷管壁面压力和塞体底部压力有所下降,这造成发动机推力的损失。本文计算还要 进一步完善和深入,其结果有待实验结果的验证。 参 考 文 献 l Nasuti F’Onofri M A to Solve Flowfields Nozzles for Future Latulchers AIAA?97- Mgthodology ofPlug 311
294IRufJ}LldaConnaughey(ANumerical ofaThreeDimensionalA?晒kc(AIAA-97-3217(
Plume Behind Nozzle Allitude Ruf J Physics Acrospike C?l脚don ,?dHMaConnaughey,The Effect AIAA-97-3218 Slipstrez(m N础e(in AdvancedRocketNozzle—The G’ImmichTerhartMFlowPhenomenaPlug HagemamaHMAA(98(3522 图2内喷管等压线 图1内喷管网格 eOntOlltS ofinternal nozzle Grid nozzle 2 ofmteaml Fig presv,?re Fig(1 圈3塞式喷管计算网格 3 GridFig ofplug
嗉霍囊
(b)有外流干扰?a=3) (a)无外流干扰 nowflow external external (b)With (a)Without 图4有无外流干扰条件下的等压线 with and without external fiow 4 Presstwe contour Fig 312
兰陟,
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no’5} , 、、 D}
l‘蛙r—t打——矗r—t妊——矗 T_—0x(m) 圈5后体压力分布 图6塞体壁面压力分布contourofafteT 5 Pressure Fig dis缸bw( ionPressure body Fig(6 wallofplug
苎nm4m}Ej翊
。0(002I 孑=孑d“}
_二{苦——爿宿——诸Y(m) r—?确一
图7塞体底韶压力分布 Press?e distribution base Fig(7 ofplug
范文二:环境压强对气动塞式喷管底部压强的影响
2003 年 8 月 August 2003 北 京 航 空 航 天 大 学 学 报
第29 卷 第8 Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics Vol. 29 No18 期
环境压强对气动塞式喷管底部压强的影响
李军伟 刘 宇
()北京航空航天大学 宇航学院 , 北京 100083
摘 要 : 为了了解环境压强对塞式喷管底部压强的影响 ,利用隐式 NND 格
() 式 Non2oscillation , No free coefficients Dissipative scheme求解二维层流 N2S 方程 ,计算
了在没有底部二次流和二次流质量流率为 1. 4 %的情况下 ,不同环境压强时的底部
压强. 结果表明 ,随着环境压强的升高 ,底部压强也在增加 ,但在闭尾迹时增加缓慢 ,
在开尾迹时 ,增加迅速 ,并可能出现波动.
关 键 词 : 火箭发动机 ; 塞式喷管 ; 底部压强 ; 数值计算
中图分类号 : V 430
() 文献标识码 : A 文 章 编 号 : 100125965 20030820663205
Influe nce of ambient pre ssure on aero spike nozzle ba se pre ssure
Li Junwei Liu Yu
()School of Astronautics , Beijing University of Aeronautics and Astronautics , Beijing 100083 , China
Abstract : In order to understand the influence of ambient pressure on aerospike nozzle base pressure , the im2
( ) plicit NND non2oscillation , no free coefficients dissipativescheme was employed to solve 22D laminar N2S
() equations. Aerospike nozzle flow fields under different Ci . e. nozzle pressure ratiowithout base secondary flow NPR
and with secondary flow of 1. 4 % mass flux rate were obtained. The result shows that with the increase of ambient
pressure , base pressure also increases. But under closed wake , the increase is slow ; under open wake , the increase
is rapid and even the pressure fluctuates.
Key words : rocket engines ; plug nozzles ; base pressure ; numerical computation
气动塞式喷管由于具有很好的高度补偿特 的实验和数值模拟. 文献 [ 1 ] 使用 Spalart2Allmaras 性 ,尤其适合单级入轨的要求 ,作为新型航天运输 模型求解湍流 N2S 方程 ,研究塞式喷管底部的尾 器的主发动机而受到了广泛关注. 为了减轻重量 迹结构以及主流对尾迹结构的影响 ;文献[ 2 ]求解 和提高比冲 ,目前大量被研究的是截短的塞式喷 Euler 方程和 N2S 方程 ,分析了无粘流动和有粘流 管. 截短塞式喷管的一个重要问题是 ,塞锥之后尾 动对底部压强的影响 ,并与实验结果作了比较 ;文 迹的结构及底部压强变化不很清楚. 当处于开尾 献[ 3 ]使用不同的湍流模型研究了湍流模型对底 迹状态时 ,底部压强几乎等于周围环境的压强 ,但 部压强的影响.
压强值不稳定甚至会发生振荡 ,就会影响底部推 在国内 , 对塞式喷管进行了较多的数值模
[ 4,7 ] 力 ,这是不希望出现的 ;当处于闭尾迹状态时 ,底 拟,文献[ 4 ,5 ] 成功地模拟了塞式喷管流场 , 部压强几乎不变 ,等于一个定值 ,不受环境压强的 文献[ 6 ,7 ]对塞式喷管底部二次流进行了详细的 影响. 这时塞式喷管靠射流外边界感受环境压强 数值模拟 ,但没有对塞式喷管底部压强进行更多 变化 ,调整内喷管出口上边沿的膨胀角 ,这与传统 的研究. 本文采用 N2S 方程对塞式喷管没有二次 喷管在高空时的工作方式相同. 流和有二次流的流场进行数值模拟 ,研究在不同
在国外 ,对塞式喷管底部流动已经作过大量 环境压强下 ,底部压强的变化规律 ,最终给塞式喷
收稿日期 : 2002206228
() ()基金项目 : 国家 863 高技术航天领域资助项目863222324210;高等学校博士学科点专项科研基金资助项目2000000619
() 作者简介 : 李军伟1978 - ,男 ,河南漯河人 ,博士生 , david78lee @sina. com.
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 2003 年 664
管的性能计算提供参考.
1 数值方法 1. 1 控制方程
使用的控制方程是二维层流 Navier2Stockes 方 程 ,它由对流项和粘性项两部分组成 ,前者反映流 动过程的对流特性 ,后者则反映流动过程的耗散
特性. 对于粘性项采用常规的二阶精度中心型差 分格式离散. 对于对流项 ,针对塞式喷管的复杂流
动特征 ,采用二阶精度无波动 、无自由参数的耗散 图 1 塞式喷管发动机简图 (差分格式 NND scheme ———Non2oscillation , No free
) coefficients Dissipative scheme完成对对流项的离
散. 为了节省计算时间 ,提高计算效率 ,对时间项 采用混合通量分裂法 ,进行隐式格式计算.
由于塞式喷管的内喷管出口为超声速且膨胀
比比较小 ,出口压强较高 ,环境压强一般不会影响 内喷管内部流场. 因此在处理中 ,把内喷管流场与 塞锥流场分开计算 ,把内喷管的出口参数当作塞
锥流场的入口边界条件 ,这样可以简化问题而把
注意力集中在塞锥流场. 在塞锥流场计算中 ,作如
2 计算域边界 图 下假设 : ?将直排型塞式喷管流动简化为平面二 维流动. 这种假设主要是考虑到线型塞式喷管的 要加密的区域较多 ,这样生成单域贴体计算网格 特点 ,塞锥流动主要是单方向膨胀的 ,气流在塞锥 就比较困难 ,即使勉强生成 ,网格质量不能保证 , 上的流动主要呈现二维特征 ; ? 不考虑化学反 也影响流场数值求解的效果. 因此 ,采用代数法生 应 ,非平衡流动及多相流动 ; ?简化处理主流与 成分区贴体计算网格 ,根据外形的特点将总流场 自由流之间的湍流剪切流动 ,自由流与主流取相 分成 3 个子区域 ,对每个子域分别建立网格 ,并在 同的物性参数. 其中对 N2S 方程求解 ,各子域的解在相邻子域边 1. 2 塞式喷管的几何模型和边界条件 (界处通过耦合条件来实现光滑. 在计算域中 见图 截短的塞式喷管几何模型及其基本参数如图 ) 2,主要的内边界是 AB , BC , BD ,界面上的信息 1 所示 ,截短的塞锥全长 L= 274. 06 mm ,内喷管 0 [ 8 ] 通过变量相等 、梯度相等的方式来实现. 基本的 膨胀比为 5. 81 ,整个塞式喷管膨胀比为 33. 88 ,设 网格尺寸是 :1 区 :50 ×40 ,2 区 :50 ×30 ,3 区 :60 × ( ) 计状态下的燃烧室压强与环境压强之比 C约 NPR 100. 为 823. 07. 由于塞式喷管的对称性 , 这里只计算 一个塞式喷管单元. 2 结果与分析
计算的边界条件如图 2 所示. 需要说明的是 , 2. 1 计算工况 对于内喷管出口处 ,它的各个参数由内喷管流场 由于高压空气比较容易获得 ,冷流试验采用 决定 ,它的边界条件是固定的 ;这里不考虑来流条 高压空气作为工质 ,所以计算工质也选择空气 ,内 件 ,假设塞式喷管处于静止流场中. 对于塞锥底 喷管入口的参数是压强 p = 8. 0 MPa ,入口马赫数 部 ,如果二次流流量为零时 ,则按无滑移绝热壁处 为 Ma = 0 ,温度 T = 298. 15 K,膨胀比为 5. 81. 内 理 ,如果二次流不为零 ,则给定总温和总压 ,根据 ( 喷管出口的参数 ,即塞锥流场的入口参数 p , Ma , 二次流的流量 ,利用连续方程和气体状态方程计 ρ) 入口密度 , T根据一维等熵流动的公式计算得 算密度和速度. 到. 外流是静止的空气 ,物性参数与喷管射流相 1. 3 计算网格 同. 环境压强逐渐升高 ,以模拟塞式喷管在不同高 塞式喷管的流场很复杂 ,涉及到的流动状态 度的工作状态 ,环境温度为室温. 二次流从塞式喷 有多种 ,为了能精确地反映流动状态 ,在计算中需
第 8 期 李军伟等 :环境压强对气动塞式喷管底部压强的影响 665 管底部喷出 ,二次流的总温和总压等于内喷管入 ,所以在图中 C= 267 和 C= 500 这两条曲 变 NPR NPR 口的总温和总压 ,密度和速度可以从二次流流量 线很接近 ,而且在 Y 方向上变化也不大 ,说明底 公式中求得. 部的流动结构也几乎一致. 随着环境压强的升高 ,
在以下的计算结果中 ,为了便于理解 ,对使用 p增加 ,从图中可以看出 , C= 150 这条曲线向 b NPR 的符号作了一些规定 : pΠp为底部压强与燃烧室 bc 右移动 ,说明底部的结构已发生变化 ,使 p增加. b 压强之比 ; Y 为沿底部高度的坐标 ,单位 :m ; X 为 随着环境压强的进一步升高 , p也升高 , C= 50 b NPR
离 ,单位 :m ; m离底部表面的距为底部二次流流 ?s 和 C= 80 这两条曲线已远离以上的 3 条曲线. NPR
量与主流流量之比. 沿 Y 方向上 ,当 Y > 0. 04 m 时 , p出现波动 ,说明 b
底部的压强不再处处相等. 从这些曲线中可以总 2. 2 无二次流情况下 ,环境压强对 p的影响 b
从图 3 中可以看出 , p随 C的变化关系 , b NPR 结出以下规律 :在闭尾迹状态下 ,随着环境压强的 计算结果与实验结果的趋势基本吻合. 当 C减 NPR 升高 , p几乎为一恒定值 ;在开尾迹状态下 ,随着 b
小 , p不变的情况下 ,环境压强在增加 ,从图 3 中 c 环境压强的升高 , p也在升高 , p沿底部 Y 方向 b b 可以看出当 C> 150 时 , p基本保持不变 ,说明 NPR b 变化.
此时底部的流动结构是闭尾迹结构 , p不受环境 b
压强的影响 ;当 C< 150="" 时="" ,="" p出现急剧变化="" ,="" npr="" b="" 说明此时底部的流动结构发生了突然变化="" ,即由="">
闭尾迹状态变化到开尾迹状态. 在闭尾迹状态下 ,
底部上游来流经塞锥拐角处发生膨胀 ,产生膨胀
波束 ,流动向底部偏转然后向轴线方向流去 ,遇到 () 对称来流形成再压缩波 即尾激波,尾激波后的
流体压强上升. 由于底部区域的流体压强很低 ,这
样就产生了指向底部的压强梯度 ,使得底部的流 体不能流出底部 ,这部分流体仅限于底部区域之 图 4 计算出来的 p分布 b [ 9 ] (内流动,形成循环的涡流 ,回流区之内的压强在 无底部二次流 , X )= 0. 011 33 m 高压比时应为某一恒定值. 在开尾迹状态下 ,环境 在图 5 中 ,当 Y < 0.="" 04="" m="" 时="" ,计算出来的="" pb="" 压强较高="" ,内喷管射流外边界没有完全膨胀="" ,紧贴="" 和实验测出的="" p分布保持不变="" ,说明="" p在封闭="" b="" b="" 塞锥表面.="" 从内喷管上沿射出的膨胀波反射后遇="" 状态为恒定值="" ,不受环境压强影响="" ;当="" y=""> 0. 04 m 到气流外边界再反射后产生压缩波 ,内喷管射流 时 ,计算出来的 p出现波动并在 Y > 0. 055 m 时 b
经过压缩波后流速下降 ,只能沿着塞锥壁面流向 突然增大. 可能的原因 :在 0. 05 m < y="">< 0.="" 07="" m="" 区="" 下游="" ,没有足够的动能来封闭底部="" ,这样底部就处="" 间内="" ,来流在底部拐角膨胀后形成膨胀波束="" ,经过="" 于打开的状态.="" 膨胀波束后="" ,速度增加="" ,压强突然下降="" ,然后流动="">
首先讨论的是无底部二次流时 ,环境压强对
p的影响. 从图 4 中可以看出 , p随环境压强的 b b
变化趋势. C> 150 时 , 底部封闭 , 压强几乎不 NPR
图 5 p随 Y 轴的变化关系 b
图 3 p随 C的变化关系 b NPR()无底部二次流 , X = 0. 011 33 m
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 2003 年666
遇到底部回流区 ,所以又出现压强上升. 可是 ,在 p,由压强梯度造成的. 于塞锥壁面的压强低于 b 图 5 中 ,实验测出来的压强沿 Y 方向上却几乎不
变 ,可能的原因是 :因为实际流动是三维的 ,在上 、
下盖板上会存在流动附面层 ,而压强传感器安装
在上盖板上 ,于是压强传感器测出的都是上盖板
附面层内的总压 ,这当然与主流中的压强不相同.
从图 5 还可以看出 ,闭尾迹时 , p对不同的 C仍b NPR
为不同的值 , C= 500 时计算和实验的 p都 略低NPR b
于 C= 200 时计算和实验的 p. NPR b
计算结果与实验结果从图 3 和图 5 中可以看
出有所不同 ,在闭尾迹状态下 ,计算结果比实验结 a C= 100 NPR 果小 ; 在开尾迹状态下 ,计算结果又比实验结果 大. 可能的原因是 : ?控制方程的误差 ,因为底部 的流动具有强烈的湍流特点 ,而数值计算所采用 的控制方程是层流方程 ,没有考虑湍流 ; ?模型误 差 ,实际实验用的发动机是对称结构 ,而数值模拟 的简化模型只取其中的一部分 ,底部回流区的流 动从远离底部处向底部流动就比全尺寸模型困 [ 10 ,11 ] 难,导致计算不准确 ; ?计算格式误差 ,虽然 采用的是无波动 、无振荡的高精度 NND 格式 ,但 对于底部区域复杂的流动现象 ,如尾激波同附面 层的相互作用 ,仍不能得到完全准确的数值解. b C= 150 NPR
2. 3 有二次流情况下 ,环境压强对 p的影响 b
一般在低空下 ,因为截短塞式喷管的 p低于 b
环境压强 ,这样底部就产生了阻力 ,对整个发动机
的性能不利. 为了提高 p,使底部产生正推力 ,就 b
需要从塞式喷管的底部加入少量的二次流.
( ) 当 C很高时 C= 500 , C= 267,加入 NPR NPR NPR
二次流后 ,比较图 4 和图 6 , p比没有二次流时的 b
p显著增加 ,而且 p沿 Y 方向上的分布也相同 , 没b b
有明显变化. 图 7c 是 C= 500 时计算出的底 NPR
部流线图 ,从图中可以看出底部的旋涡已经脱落 , Cc NPR = 500
而且在底部的上部形成了一道唇激波 ,主要是由 ()图 7 不同 C下的底部等马赫线和流线图m= 114 % ?NPRs 当 C< 150="" 时="" ,比较没有二次流的图="" 4="" 和="" npr="" 有二次流的图="" 6="" ,发现有二次流时的="" p相对于没="" b="">
有二次流时的 p有所下降 ,这是因为底部二次流 b
的压强低于没有二次流时的 p. C= 150 时的 b NPR
p比 C= 200 时的 p高 ,而且沿 Y 方向变化不 b NPR b
大. 图 7b 是 C= 150 时计算出的底部流线图 , NPR
从图中可以看出 ,底部的旋涡仍存在 ,但已开始向 下游移动 ,而且也有一道唇激波 ,所以 p沿 Y 方 b 向的分布是均匀的. 在图 6 中 , C< 100="" 时的="" pnpr="" b="" 图="" 6="" 计算出的="" p变化="" b="" 都比高压比下的="" p高="" ,而且当="" y=""> 0104 m 时 p b b( )X = 0. 011 33 m , m= 114 % ?s
第 8 期 李军伟等 :环境压强对气动塞式喷管底部压强的影响 667
出现波动. 图 7a 是 C= 100 时的底部流线图 , . 缩短过渡阶段的方法有很 式喷管应重点考虑的NPR
多 ,比如 :截短塞锥长度或者使内喷管和塞锥的设 在图中明显可以看到旋涡 ,说明二次流没有使旋
[ 1 ] 计压比相等. 涡脱落 ,压强的波动由底部回流区以上的膨胀波
束造成. ( )参考文献 References 文献[ 7 ] 从二次流对底部旋涡冲击力大小不 [ 1 ] Nasuti F. A numerical study of wake behavior in plug nozzles[ R] . 同的角度 ,解释了底部二次流对底部旋涡脱落的 AIAA200121894 , 2001 影响. 本文从环境压强变化的角度提出了另外一 [ 2 ] Immich H. Experimental and numerical analysis of linear plug Noz2
种解释方法 ,在高空时 , p比环境压强低 ,当有二 b zles[ R] . AIAA 9821603 , 1998
次流注入时 ,由于底部是封闭的 ,注入的二次流在 [ 3 ] Papp J L. Application of the RNGturbulence model to the simulation
of axisymmetric supersonic separated base flows [ R ] . AIAA20012 底部区域积累起来 , p会升高 ,甚至高于环境压 b 0727 , 2001 强 ,由于存在压强梯度 ,这样就赶走了底部的旋 [ 4 ] 郭 正 , 刘 君 , 瞿章华. 塞式喷管流场的数值模拟[J ] . 推 进涡 ,排出了这部分二次流 ,最终稳定的状态是注入 () 技术 ,2000 , 21 4:24,26
的二次流流量等于排出的流量 ,所以底部封闭时 Guo Zheng , Liu Jun , Qu Zhanghua. Numerical simulation of plug
() 的旋涡就消失了 见图 7c. 在低空时 ,环境压强 nozzle flow field [J ] . Journal of Propulsion Technology , 2000 , 21
(4) ():24,26 in Chinese 比较高 ,相同底部二次流量情况下 ,注入的底部二
[ 5 ] 宋明德 , 张涵信 , 刘金合. 火箭发动机塞式喷管流场的数值 (次流被旋涡带到旋涡上部的耗散层 从图 7a 中可 () 模拟[J ] . 推进技术 ,2000 , 21 5:19,21 ) 以明显看出,由于粘性的作用 ,随主流流出底部 , Song Mingde , Zhang Hanxin , Liu Jinhe. Numerical study on plug 这样 ,类似于高空的压强梯度不容易形成 ,所以底 nozzle flow field [J ] . Journal of Propulsion Technology , 2000 , 21 部仍然存在旋涡. (5) ():19,21 in Chinese
[ 6 ] 李 江 , 郭唐稳 , 马家欢. 气动塞式喷管底部二次流特性的 数
() ,18 值模拟[J ] . 推进技术 ,2001 , 22 1:153 结 论
Li Jiang , Guo Tangwen , Ma Jiahuan. Numerical analysis of base 从层流 N2S 方程出发 ,采用高精度 NND 差分 bleed effect on aerospike nozzle performance[J ] . Journal of Propul2
() ()sion Technology , 2001 , 22 1:15,18 in Chinese 格式和分区计算网格 ,对对称塞式喷管半个流场
[ 7 ] 戴梧叶. 塞式喷管底部二次流的数值模拟研究[J ] . 航空动 进行了数值模拟 ,着重模拟无底部二次流和二次 () 力学报 ,2002 ,17 3: 292,296 流流率 m= 114 %情况下 p的变化情况. 经分析 ?s b Dai Wuye. Numerical investigation of base bleed effect on aerospike 和实验结果可以得出如下结论 :无底部二次流时 , () (nozzle[J ] . Journal of Aerospace Power , 2002 , 17 3:292,296 in
p随着 C的减小而增大 ,但在闭尾迹状态下 , b NPR )Chinese
这种变化很小 ,甚至不变 ;在开尾迹状态下 ,这种 [ 8 ] 陶文铨. 计算传热学的近代进展 [ M] . 北京 : 科学出版社 ,
2000. 43,50 升高现象很明 显. 对 于 相 同 的 底 部 二 次 流 , 在 Tao Wenquan. Recent development of computational heat transfer C> 150 时 , p随 C的减小而增大 ,底部的旋 NPR b NPR ()[ M] . Beijing : Science Press , 2000. 43,50 in Chinese 涡消失 ;但 C< 150="" 时="" ,="" p就出现波动="" ,旋涡仍="" npr="" b="" [9="" ]="" korst="" h="" h.="" a="" theory="" for="" base="" pressures="" in="" transonic="" and="" supersonic="" 然存在.="" 由此可见="" ,环境压强对塞式喷管="" p的影="" b="" ()="" flows[j="" ]="" .="" journal="" of="" applied="" mechanics="" ,="" 1956="" ,="" 23="" 4:593,600="">
响主要集中在过渡阶段 ,这个过渡阶段主要是指 [10 ] Menko E N , Willem J B. Half model restrictions for linear plug
() nozzle testing[J ] . AIAA Journal , 2001 , 39 11:2148,2157 塞式喷管的尾迹从开到闭的过程. 缩短过渡阶段 ,
[ 11 ] Menko E N , Willem J B. Trailing edge cavity afterbodies for linear 从而使 p稳定 ,得到稳定的底部推力 ,是设计塞 b plug nozzle engines[ R] . AIAA 200121892 , 2001
范文三:气动塞式喷管实验与数值模拟研究
December 1999 1999 年 12 月北 京 航 空 航 天 大 学 学 报
Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics Vol . 25 第25 卷 第6 期No16
)1
气动塞式喷管实验与数值模拟研究
刘宇张正科程显辰张振鹏
( ) 北京航空航天大学 宇航学院
摘 要 提出了塞锥型面设计的特征线法及示例结果 ,得出了侧喷管粘性跨音速和超音速内流场数值计算结果 ,及塞锥外流和尾流的 Euler 方程解 ,总结了塞式喷 管工作特性的固体推进剂燃气模拟实验系统 、实验结果及主要结论. 塞式喷管火箭发 动机是一个复杂而有挑战性的研究方向 ,对于发展新一代先进天地往返运输系统有 重要作用.
关键词 实验 ; 流场模拟 ; 特征线法 ;塞式喷管
分类号 V 430 ; V 433 . 92
本研究的主要目的在于了解塞式喷管工作过影响区 GHK;
) 程中的气动特性 、结构设计方法 ,利用廉价的固体 4利用逆置壁面点过程 、内点过程和对称轴
推进剂燃气实验模拟 、测量并改进提高塞式喷管 线点过程计算初始膨胀圆弧线所确定的流场范围
的性能 ,为进一步研究提供理论基础和依据. GKIJ ;
) 5利用直接壁面点 、内点和对称轴线点过程 [ 1 ] 1 塞锥型面的特征线法设计计算由侧喷管确定的流场区域 J ICL ;
) 6利用对称关系由解出的侧喷管上半部分塞式喷管的内喷管型面设计与传统钟型喷管
相似 ,但塞锥的外边界为自由边界 ,没有相对的固 GHCL 确定其轴线下半部分 MHCA ;
体边界约束 ,即使采用同样的特征线理论来计算 , ) 7利用普朗特2迈耶膨胀过程和内点过程计 (其过程有很大不同 ,具体设计计算步骤如下 参见 算扇形膨胀区 L CB ; ) 图 1. ) 8利用质量守恒条件 m= m确定最远点 ??AB BD
D , 其中
B (Φ θ) si n - ρ π( ) m= V2 y d y 2 ?AB ?Φsin A )(ρα) (3 m?= Vsin?B D BB BD
( ) (θ α)( )B D = x- x/ co s - 4 D B
θα ρ式中 为密度 ; V 为速度 ;为流动角 ;为马赫
Φ θα 角;=+ ; BD 表示 B 、D 二点间距; m?为质量
流率 ; 图 1 特征线法确定塞锥型面计算过程示意图) 9利用逆向内点过程从 F 点向 E 点计算 , 确 2 ( ) ) 1首先用罗氏Rao最大推力喷管设计方 定特征线 FE , 并用质量守恒条件 法确定侧喷管型面 GL ; ( )5 m= m+ m??? AB EF B F3 ( ) ) 2用索尔 Sauer方法确定超音速初值线 E 的位置. 重复该过程 , 可由 BD 上确定壁面点 GH , 即的其它点反向确定 AD 壁面上各点位置 , 并由此 2 γ ) (+ 1ay ()1 x = - 确定塞锥型面. 其中 (δ)2 3 + m?= m?/ N B F BD γ x 、y 为坐标 ;为比热比 ; a 为一常数 , 对式中
N 为BD上均布的网格点数.δ δ 平面流= 0 , 对轴对称流= 1 ;
) 在壁面附近的特征线网格点如图 2 所示 , 43利用内点过程和轴线点过程计算初值线
收稿日期 : 1999204215 第一作者 男 36 岁 教授 100083 北京
(() ) ) 1863 高技术计划863222324210、国家自然科学基金59786001资助项目
图 2 塞锥面附近特征线网格点
点即为壁面点 E 点 , 壁面条件为
d y v )( θ 6 = tan= d x u ( )m= m+ m???7 23 14 13 图 4 图 3 头部放大图
式中u 、v 代表速度分量. 预估算法由过14 的特
( ) 2 征线和壁面条件 6确定 4 点位置 , 利用差分计算模拟实验系统及部分结果 方程可以确定 u、v. 方程的差分形式为4 4 为了降低研究成本 , 实验用固体推进剂产生 ( )λλ8 y- x= y- x 4 + 41 + 1的燃气来模拟塞式喷管的工作过程 , 该实验系统 y- yv 2 42( ) 主要包括以下几个部分 参见图 5 :实验发动机 、θ ) ( = tan = 9 x- xu 4 22 试车台架 、点火系统 、计算机数据采集系统及压力λ 式中 表示左行特征线斜率.+ 和推力传感器.
() () 校正算法利用方程 8和 7迭代求解 4 点参 显示器 发动机及 点火 ( ) 数 , 其中 7可表示为 实验台 控制 x- x3 2 滤波器 计算机与 ρα= V sin ?(θ α)co s + 23 采集板 x- x 1 4 远端 +ραV sin 缓冲放大器 传 (θ α)co s + 14 放大器 切 感 换 x- x 1 3 器 稳压 ()10 ρα 开 V sin 电源 (θ α)co s - 13 关 精密 桥压源 图 3 和图 4 的流矢图是用以上方法得出的 ,
图 4 为图 3 头部的放大. 从图中可以看出整个塞 5 实验测控系统框图图
锥的型面和最大倾角. 采用特征线法进行塞锥型 实验塞式喷管发动机结构示意简图见图 6.
实验发动机有 2 个双基推进剂主燃烧室用以产生 面设计计算 , 有明显的优点 :即计算时间短 , 每次
塞式喷管二侧的气流 , 有 1 个小的双基推进剂燃 运行约 1 s 左右 ; 物理意义明确 , 便于计算错误的 气发生器产生底部气锥流动 , 2 个固定座用于连 修正. 缺点是通用性较差 , 需对激波 、膨胀波等的 接燃烧室和直排式喷管组件 , 每个喷管组件由上 出现进行特殊处理 , 和实际情况有一定偏差.下夹板和2个喷管型面零件组成. 整个发动机由
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 678 1999 年
口条件由内喷管流场的出口结果给定 , 外流入口2 块大平板和1 个横梁连为一体.
条件可依 Ma ?1 或 Ma < 1="" 分别给定.="" 远场边界="" 计算机数据采集系统主要包括="" :8="" 路高速高="" 按无反射特征边界处理.="" 塞锥底部边界条件可给="" 精度数据采集板="" 、远端放大器="" 、缓冲放大器="" 、馈线="" 定="" ma="" 和温度="" ,="" 因="" ma="">< 1.="" 0="" 时压力由下游外插获="" 及切换开关和精密稳压桥压源等.="" 点火采用="" 3="" 个="" 得.="" 其它需要处理的边界条件还有塞锥壁面边界="" 燃烧室并联方式="" ,="" 为保障点火的同步性="" ,="" 可选用电="" 条件="" 、塞锥轴线边界条件和对称面边界条件.="" 某算="" 阻相近的点火头.="" 试车台为设计推力="" 5="" t="" 的水平试="" 例一个子午面的计算网格如图="" 8="" 所示="" ,="" 其="" ma="" 等="">
值线分布如图 9 所示. 车台. 使用 1,3 t 的推力传感器 1 个 , 25 MPa 压力
传感器 2 个 , 10 MPa 压力传感器 2 个 , 1 MPa 压力
传感器 2 个.
利用该实验系统已进行过多次调试实验和 7
次成功的点火热试. 图 7 为一典型的热试曲线 ,
P、P为 2 个主燃烧室压力 , F 为推力 , 其它压力 1 2
值均在 0. 2 MPa 左右 , 在图中的底部集中. 目前的
实验主要用以考查实验系统的同步性 、密封性 、相
关参数的匹配以及发动机喷管的性能等.
图 8 塞锥子午面计算网格图
图 7 3 发动机实验曲线 图 9 塞锥 Ma 等值线图
3 塞式喷管流场计算 4 主要结论数值模拟研究是塞式喷管发动机研究的主要
本阶段研究的主要结论是 : 辅助手段 , 本研究对二维喷管流场进行了粘性模
拟计算 , 对塞锥外流和尾流进行了三维无粘模拟 ) 1用特征线法可以进行塞式喷管塞锥型面 计算. 的设计 , 并进行不同尺寸喷管性能的优化选择; ( ) 内喷管流场采用薄层 Navier2Stokes TLNS方 ) 2塞式喷管的高空性能可同钟型喷管相当 ,程 , 对跨音速段采用标准的交替方向隐式格式 而地面性能要优于钟型喷管 ;4 () ADI进行求解. 在超音速段采用抛物化近似 , ) 3完全靠数值计算模拟塞式喷管复杂的流 并按流动的物理特征进行分割求解 ,即对靠近壁
场特性是很困难的 , 简化的计算和实验的结合是 面的亚音速区和核心的超音速区进行分别处理.
该喷管的超音速出口解可以作为下游塞锥外流场 比较可取的研究途径. 计算的入口条件.
利用三维 Euler 方程有限体积法求解塞锥外 参 考 文 献[5 ] 流场时, 以远场大气外流参数为特征量对控制 1 ( ) 左克罗 M J ,霍夫曼 J D. 气体动力学 上、下册. 王汝诵等译.方程和边界条件进行无量纲化. 塞锥入口条件分 北京 :国防工业出版社 ,1984
Rao G V R. Exhaust nozzle contour for optimum thrust . Jet Propul2 为内喷管部分和外流入口部分 , 内喷管的塞锥入 2 () sion , 1958 ,28 6:377,382
Sauer R. General characteristic of the flow through nozzles at near crit2 3
ical speeds. NACA TM No . 1147 ,1947 5 张正科. 多部件复杂飞行器分块网格生成及其大迎角绕流场
Euler 方程分区解. 北京航空航天大学博士后研究报告 ,1996 4 刘 宇. 火箭发动机内流场计算. 北京航空航天大学博士后研
究报告 ,1994
Exp erime nt al a nd Numeric al St udie s o n Aero spike No zzle s
Liu Yu Zhang Zhengke Cheng Xianchen Zhang Zhenpeng ()Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,School of Astronautics
Ab stract This paper presents the designing procedures of the wall contour of aerospike nozzle using charac2 teristic method and a sample result ; obtains the numerical results of viscous side nozzle internal flow field from tran2 sonic to supersonic flow ,the Euler solution of the flow field along the plug wall and after the plug bottom ,and sum2 marizes the solid propellant test system simulating the working property of aerospike nozzles , experimental results and the main conclusions. Rocket engine with aerospike nozzle is a complex and challenging research direction. It will play important role in the development of a new generation reusable launch vehicle .
Key wo rd s experiment ; flow field simulation ; characteristics method ; plug nozzles
范文四:气动塞式喷管实验与数值模拟研究
)1
气动塞式喷管实验与数值模拟研究
刘宇张正科程显辰张振鹏
( 北京航空航天大学 宇航学院)
摘 要 提出了塞锥型面设计的特征线法及示例结果 ,得出了侧喷管粘性跨音
速和超音速内流场数值计算结果 ,及塞锥外流和尾流的 Euler 方程解 ,总结了塞式喷
管工作特性的固体推进剂燃气模拟实验系统 、实验结果及主要结论. 塞式喷管火箭发
动机是一个复杂而有挑战性的研究方向 ,对于发展新一代先进天地往返运输系统有
重要作用.
塞式喷管关键词 实验 ; 流场模拟 ; 特征线法 ;
分类号 V 430 ; V 433 . 92
本研究的主要目的在于了解塞式喷管工作过影响区 GHK;
) 4利用逆置壁面点过程 、内点过程和对称轴 程中的气动特性 、结构设计方法 ,利用廉价的固体
推进剂燃气实验模拟 、测量并改进提高塞式喷管 线点过程计算初始膨胀圆弧线所确定的流场范围 的性能 ,为进一步研究提供理论基础和依据. GKIJ ;
) 5利用直接壁面点 、内点和对称轴线点过程 [ 1 ]塞锥型面的特征线法设计 1 计算由侧喷管确定的流场区域 J ICL ;
) 6利用对称关系由解出的侧喷管上半部分塞式喷管的内喷管型面设计与传统钟型喷管
相似 ,但塞锥的外边界为自由边界 ,没有相对的固 GHCL 确定其轴线下半部分 MHCA ;体边界约束 ,即使采用同样的特征线理论来计算 , ) 7利用普朗特2迈耶膨胀过程和内点过程(其过程有很大不同 ,具体设计计算步骤如下 参见 计 算扇形膨胀区 L CB ; ) 图 1. ) 8利用质量守恒条件 m?= ?m确定最远点 AB BD
D , 其中
B (Φ θ) sin - πρ 2 y d y 2 ?m= V( ) AB ?A Φsin ()m= (ρVsinα) ?B D3 ? BD BB ( ) (θ α)( )B D = x- x/ cos - 4 D B
式中 ρ为密度 ; V 为速度 ;θ为流动角 ;α为马赫
Φ θα角;=+ ; BD 表示 B 、D 二点间距; m为质量 ?
流率 ;
) 图 1 特征线法确定塞锥型面计算过程示意图 9利用逆向内点过程从 F 点向 E 点计算 , 确 2 ( ) ) 1首先用罗氏Rao最大推力喷管设计方 定特征线 FE , 并用质量守恒条件 法确定侧喷管型面 GL ; ( )5 ?m= ?m+ ?m AB EF B F3 确定超音速初值线2) 用索尔 ( Sauer) 方法 E 的位置. 重复该过程 , 可由 BD 上 确定壁面点 GH 即,的其它点反向确定 AD 壁面上各点位置 , 并由此 2 (γ ) + 1ayx = - ()1 确定塞锥型面. 其中 (δ)2 3 + m= m/ N ??B F BD 式中x 、y 为坐标 ;γ 为比热比 ; a 为一常数 , 对
N 为BD上均布的网格点数. 平面流δ = 0 , 对轴对称流δ = 1 ;
) 在壁面附近的特征线网格点如图 2 所示 , 43利用内点过程和轴线点过程计算初值线
收稿日期 : 1999204215 第一作者 男 36 岁 教授 100083 北京
) () () 1863 高技术计划863222324210、国家自然科学基金59786001资助项目
第 6 期 刘 宇等 :气动塞式喷管实验与数值模拟研究 677
图 2 塞锥面附近特征线网格点
点即为壁面点 E 点 , 壁面条件为
d y v θ )( = tan= 6 d x u ( )7 m?= m?+ m? 23 14 13图 4 图 3 头部放大图
式中u 、v 代表速度分量. 预估算法由过14 的特
( ) 征线和壁面条件 6确定 4 点位置 , 利用差分计算 模拟实验系统及部分结果 2 方程可以确定 u、v. 方程的差分形式为4 4 为了降低研究成本 , 实验用固体推进剂产生
λλ( )y- x= y- x8 4 + 41 + 1的燃气来模拟塞式喷管的工作过程 , 该实验系统
( ) 主要包括以下几个部分 参见图 5:实验发动机 、 y- y v 2 42= tan θ = 9 ( ) 试车台架 、点火系统 、计算机数据采集系统及压力 x- x u 4 22和推力传感器. λ式中 表示左行特征线斜率. +
() () 校正算法利用方程 8和 7迭代求解 4 点参 显示器 发动机及 点火 ( ) 数 , 其中 7可表示为 实验台 控制 - x x 3 2 滤波器 计算机与 ραV sin= ?(θ α)co s + 23 采集板 x- x 1 4 远端 ρα+V sin 缓冲放大器 传 (θ α)co s + 14 放大器 切 感 换 - xx 1 3 器 稳压 ()10 开 ρα V sin 电源 (θ α)co s - 13 关 精密 桥压源 图 3 和图 4 的流矢图是用以上方法得出的 ,
图 4 为图 3 头部的放大. 从图中可以看出整个塞 5 实验测控系统框图 图
锥的型面和最大倾角. 采用特征线法进行塞锥型 实验塞式喷管发动机结构示意简图见图 6.
实验发动机有 2 个双基推进剂主燃烧室用以产生 面设计计算 , 有明显的优点 :即计算时间短 , 每次
塞式喷管二侧的气流 , 有 1 个小的双基推进剂燃 运行约 1 s 左右 ; 物理意义明确 , 便于计算错误的 气发生器产生底部气锥流动 , 2 个固定座用于连 修正. 缺点是通用性较差 , 需对激波 、膨胀波等的 接燃烧室和直排式喷管组件 , 每个喷管组件由上 出现进行特殊处理 , 和实际情况有一定偏差.下夹板和2个喷管型面零件组成. 整个发动机
由
图 3 塞锥流场矢量图 图 6 实验发动机结构示意图
? 1994-2015 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报 678 1999 年
口条件由内喷管流场的出口结果给定 , 外流入口 2 块大平板和1 个横梁连为一
体. 条件可依 Ma ?1 或 Ma < 1="" 分别给定.="" 远场边界="">
按无反射特征边界处理. 塞锥底部边界条件可给 计算机数据采集系统主要包括 :8 路高速高
定 Ma 和温度 , 因 Ma < 1.="" 0="" 时压力由下游外插获="" 精度数据采集板="" 、远端放大器="" 、缓冲放大器="" 、馈线="" 得.="" 其它需要处理的边界条件还有塞锥壁面边界="" 及切换开关和精密稳压桥压源等.="" 点火采用="" 3="" 个="" 条件="" 、塞锥轴线边界条件和对称面边界条件.="" 某算="" 燃烧室并联方式="" ,="" 为保障点火的同步性="" ,="" 可选用电="" 例一个子午面的计算网格如图="" 8="" 所示="" ,="" 其="" ma="" 等="" 阻相近的点火头.="" 试车台为设计推力="" 5="" t="" 的水平试="" 值线分布如图="" 9="" 所示.="" 车台.="" 使用="" 1,3="" t="" 的推力传感器="" 1="" 个="" ,="" 25="" mpa="" 压力="">
传感器 2 个 , 10 MPa 压力传感器 2 个 , 1 MPa 压力
传感器 2 个.
利用该实验系统已进行过多次调试实验和 7
次成功的点火热试. 图 7 为一典型的热试曲线 ,
P、P为 2 个主燃烧室压力 , F 为推力 , 其它压力 1 2
值均在 0. 2 MPa 左右 , 在图中的底部集中. 目前的
实验主要用以考查实验系统的同步性 、密封性 、相
关参数的匹配以及发动机喷管的性能等.
图 8 塞锥子午面计算网格图
图 7 3 发动机实验曲线
图 9 塞锥 Ma 等值线图 3 塞式喷管流场计算 主要结论 4 数值模拟研究是塞式喷管发动机研究的主要
本阶段研究的主要结论是 : 辅助手段 , 本研究对二维喷管流场进行了粘性模
拟计算 , 对塞锥外流和尾流进行了三维无粘模拟 ) 1用特征线法可以进行塞式喷管塞锥型面 计算. 的设计 , 并进行不同尺寸喷管性能的优化选择; ( ) 内喷管流场采用薄层 Navier2Stokes TLNS方 ) 2塞式喷管的高空性能可同钟型喷管相当 ,程 , 对跨音速段采用标准的交替方向隐式格式 而地面性能要优于钟型喷管 ;4 () ADI进行求解. 在超音速段采用抛物化近似 , ) 3完全靠数值计算模拟塞式喷管复杂的流 并按流动的物理特征进行分割求解 ,即对靠近壁
场特性是很困难的 , 简化的计算和实验的结合是 面的亚音速区和核心的超音速区进行分别处理.
该喷管的超音速出口解可以作为下游塞锥外流场 比较可取的研究途径. 计算的入口条件.
利用三维 Euler 方程有限体积法求解塞锥外 参 考 文 献 [5 ] 流场时, 以远场大气外流参数为特征量对控制 1 左克罗 M J ,霍夫曼 J D. 气体动力学 ( 上、下册) . 王汝诵等译. 方程和边界条件进行无量纲化. 塞锥入口条件分 北京 :国防工业出版社 ,1984
Rao G V R. Exhaust nozzle contour for optimum thrust . Jet Propul2 为内喷管部分和外流入口部分 , 内喷管的塞锥入 2 () sion , 1958 ,28 6:377,382
Sauer R. General characteristic of the flow through nozzles at near crit2 3
? 1994-2015 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
第 6 期 刘 宇等 :气动塞式喷管实验与数值模拟研究 679
5 张正科. 多部件复杂飞行器分块网格生成及其大迎角绕流场 ical speeds. NACA TM No . 1147 ,1947
刘 宇. 火箭发动机内流场计算. 北京航空航天大学博士后研 4 Euler 方程分区解. 北京航空航天大学博士后研究报告 ,1996 究报告 ,1994
Exp erime nt al a nd Numeric al St udie s o n Aero spike No zzle s
Liu Yu Zhang Zhengke Cheng Xianchen Zhang Zhenpeng ()Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,School of Astronautics
Ab stract This paper presents the designing procedures of the wall contour of aerospike nozzle using charac2 teristic method and a sample result ; obtains the numerical results of viscous side nozzle internal flow field from tran2 sonic to supersonic flow ,the Euler solution of the flow field along the plug wall and after the plug bottom ,and sum2 marizes the solid propellant test system simulating the working property of aerospike nozzles , experimental results and the main conclusions. Rocket engine with aerospike nozzle is a complex and challenging research direction. It will play important role in the development of a new generation reusable launch vehicle .
Key wo rd s experiment ; flow field simulation ; characteristics method ; plug nozzles
? 1994-2015 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
范文五:气动塞式喷管底部二次流特性的数值模拟
Ξ
气动塞式喷管底部二次流特性的数值模拟
李 江 , 郭唐稳 , 马家欢
()中国科学院 力学研究所 , 北京 100080
摘 要 : 发展了一套可以对底部有二次流的气动塞式喷管的性能进行预示的数值方法 , 采用二阶精度的 NND 格式求解二维层流 N2S 方程 , 对底部二次流的入口边界条件进行了特殊处理 。以一种实验用的直排式气动塞式喷管 为对象 , 针对两种不同的背压条件 , 对二次流流量分别为主流的 0 % , 1 % , 3 %和 5 %的几种工况研究了塞式喷管 底部二次流流量变化对喷管性能影响 。计算结果表明 , 底部二次流的加入使得气动塞式喷管性能有比较明显的提 高 。数值方法可以用于气动塞式喷管的设计和性能预报 。
关键词 : 塞式喷管 ; 喷管气流 ; 流动分布 ; 二次流 ; 数值模拟
() 中图分类号 : V430124 文献标识码 : A 文章编号 : 100124055 20000620015204 Numerical analysis of base bleed effect on aerospike nozzle perf ormance
L I J iang , GUO Tang2wen MA J ia2huan ( )Inst . of Mechanics , Academia Sinica , Beijing 100080 , China
Abstract : A simplified numerical model was developed to predict the base bleed effect on aerospike nozzle performance . Second2order NND scheme was used to solve two dimensional Navier2Stokes equations under laminar assumption. A special treatment to the inlet boundary condition of base bleed was put forward to simplified the complex inlet flow. This simple numerical model was implemented to compute an experimental linear aerospike nozzle at two different ambient pressure and with four different base bleed discharge. The results show that base bleed significantly increases the nozzle base pressure and nozzle thrust increases with the in2 creasing of base bleed discharge .
Key words : Plug nozzle ; Nozzle flow ; Flow distribution ; Secondary flow ; Numerical simulation
的数值方法 ,可以对底部有二次流的气动塞式喷管的 1 引 言 性能进行预示 。本文采用这一数值方法 ,研究了塞式 塞式喷管最大的优点是具有高程补偿能力 ,这也 喷管底部二次流流量变化对喷管性能的影响规律 。
是单级入轨运载器采用气动塞式喷管的重要原因 。以 2 气动塞式喷管流动分析 往的研究主要依靠实验手段 ,随着计算水平的不断提 塞式喷管由一个截短的塞形体及其周围并排的若 高 ,数值模拟方法逐渐成为气动塞式喷管研究中强有 干主喷管构成 ,图 1 为流场结构示意图 。来自主喷管 力的工具 。其中特征线方法以其简单 、计算量小的优 的主燃气喷流绕塞形体表面及其末端拐角作半受限膨 1 点仍然被使用。但这种方法无法计算塞体底部的流 胀流动 ,底部形成回流区 ,外侧自由膨胀边界持续膨胀
动 ,因此有一定局限性 。无粘和有粘计算的对比表明 , 到当地环境压力 。在低空时 ,较高的环境大气压限制
了喷流外边界的过度膨胀 ,使其有效膨胀比与当地的 无粘和有粘计算得到的塞体表面压力分布非常接近 ,
最佳膨胀比接近 ,避免了过膨胀损失 ,而在高空时 ,较 底部压力分布差别比较大 ,粘性计算结果更接近实验 低的环境压力允许喷流膨胀到更大的膨胀比 ,避免了 2 数据。目前 ,关于气动塞式喷管流场计算的工作开 欠膨胀损失 。在喷管压力比较低的条件下 ,底部会形 1 ,7 展得很多,但底部有二次流的计算很少 。本文发
展了一套基于求解 N2S 方程的气动塞式喷管性能预示
() Ξ 收稿日期 : 2000204201 ; 修订日期 : 2000205218 。基金项目 : 国家自然科学基金资助项目 19882006。
() 作者简介 : 李 江 1970 —, 男 , 博士后 , 研究领域为先进推进系统 。
16 推 进 技 术 2001 年 成开口的尾迹流 ,其压力基本与环境压力相等 。在压 N2 控制方程采用任意曲线坐标系下的平面二维
S 方程力比接近喷管设计压力的条件下 ,流动形态会发生改
变 ,形成封闭的尾迹 流 ,其特点是压力保持不变 ,不再 5 U^ 5 E^ 5 F^ 1 5 E^5 F^ vv+ = ()+ + 1 5 t 5ξ 5η Re ξ η 55受环境压力的影响 。由于底部回流区的影响 ,底部压 6 差分格式采用二阶精度的 NND 格式。 力有可能低于环境压力 ,从而产生负推力 ,影响喷管的 喷管进口处一般为亚声速 ,需给定三个参数 ,一 性能 。所以一般在塞体底部引入少量二次流 ,来增加 般为总压 、总温和流动角 。对于粘性流 ,壁面边界采 底部压力 ,改善喷管的性能 。采用燃气发生器循环的 用无滑移边界 , 并假定壁面为绝热壁 。在对称边界 发动机中 ,一般是将涡轮废气作为二次流从底部排出 , 上 ,采用对称条件 , 计算中采用外加网格处理方法 。
对于侧远方边界和前方入口边界 ,根据黎曼不变量建 这样不仅利用了涡轮废气 ,而且又提高了底部的压力 。
立无反射条件 。对于后方出口边界 ,当出口为亚声速 二次流对喷管性能的影响程度与很多因素有关 ,其中 时 ,给定背压 ,其余参数由一阶外推给出 ,当出口为超 二次流的流量和加入方式影响较大 。声速时 ,全部参数由一阶外推给出 。
要给出合适的底部二次流入口边界条件比较困
难 ,首先入口气流是亚声速的 ,而且通常气流速度非
常低 ,本身就比较难以给出合适的边界条件 。另外塞
式喷管底部结构形式和二次流加入方式有多种形式 ,
不同结构形式入口的参数分布不一样 。这里 ,对于底
部二次流入口边界采用了一种特殊的简化处理方法 。
考虑到底部二次流主要贡献是在底部提供了一定流
量的气源 ,所以边界条件应该保证流量恒定 ,并且假
定底部入口流量均匀分布 ,另外假设入口只有垂直于 Fig. 1 Schematic diagram of aerospike nozzle flo w 表面的法向速度分量 , 平行表面的切向速度分量为 3 数值方法及边界条件 零 。可这样处理 :入口处压力和温度的提法类似壁面 条件 ,即在入口处压力和温度的提法类似壁面条件 , () 在计算中做了如下的简化处理 : 1将直排型塞
() 式喷管流动简化为平面二维流动 ; 2不考虑化学反 即在入口处压力和温度沿法向的变化底部梯度为零 ,
() 应 ,非平衡流动及多相流动等 ; 3为了避免引入更多 然后根据流量计算出法向速度分量 。的不确定因素 ,只进行层流计算 。
Computational results of single2expansion2ra mp nozzle Fig. 2
() ( ) aN PR = 2 . 0 bN PR = 10. 0
? 1994-2015 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
17 气动塞式喷管底部二次流特性的数值模拟 第 22 卷 第 1 期
管出口参数作为塞式喷管流场计算的入口边界条件 。 4 算例考核 对计算程序考核的算例 ,包括二元喷管内流场 、
单膨胀斜面喷管内流场 、自由喷流流场及有超声速外
流干扰的喷流流场和后向台阶等 。考核结果表明本
文发展的计算程序是有效的 ,可以用来计算底部有二
次流的气动塞式喷管流场 。下面只列出单膨胀斜面
喷管内流场计算结果与实验数据的比较 。 Fig. 3 Computational grid
对文献 9 提供的单膨胀斜面喷管在压比 N PR
= 2 . 0 和 N PR = 10 . 0 两种工况下的内流场进行了二 通常二次流来自涡轮废气 ,因此二次流流量与主 维数值模拟 ,计算结果在图 2 中给出 。图中除等压线 流流量无关 。对二次流的流量分别为主流流量的 0 % ,
外 ,还给出了喷管上下壁面压力分布的计算结果与实1 % ,3 %和 5 % ,压比为 150 和 300 的 8 种不同工况进行 验结果的比较 ,可以看出 ,数值模拟总体上很好地预 了计算 。图 4 是 N PR = 150 ,无二次流的流线图和等压 测了这种非对称喷管的气流膨胀过程 ,计算结果与实 线图 。从图中可以看出 ,塞体底部的尾迹是封闭的 ,底 验结果吻合比较好 。 部有一个比较明显的回流区 。在塞体底部下游由于主
流之间发生碰撞 ,形成了一道比较明显的尾激波 。图 5
是 N PR = 150 ,二次流流量为 5 %的流线图和等压线图 。 5 计算结果分析 从图可以看出 ,底部二次流的加入 ,使得闭和的底部回 计算中采用的有关数据为 :总压 p= 15 MPa ,总 0 流区变得开放 ,在底部形成了所谓的“气锥”,由于气锥 γ 温 T= 3 000 K , 比 热 比 = 11225 , 气 体 常 数 R = 0 的影响尾激波消失 。图 6 是不同流量下的底部压力分 ( ) 348 J / kgK?。 布 ,可以看出 ,二次流的加入使得底部压力升高 ,二次 图 3 是计算网格 ,由于内喷管出口的压力远远高 流流量越大 ,底部平均压力越高 。 为了考察二次流对于环境压力 ,一般不会出现分离 ,为节省计算时间 ,将 喷管性能的影响 ,需要计算气 内喷管和外喷管分开计算 ,先计算内喷管 ,然后将内喷 动塞式喷管的推力 。一般计算火箭产生的轴向推力
Fig. 4 Computational result without base bleed ( N PR = 150)
() ( ) aStream traces bPressure contour
Fig. 5 Computational result with 5 % base bleed ( N PR = 150)
() ( ) aStream traces bPressure contour
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18 推 进 技 术 2001 年
有两种方法 ,第一种方法是沿法向积分作用发动机内 流量分别为 0 % ,1 % ,3 %和 5 %的推力数据 。可以看
外表面上的压力出 ,底部二次流的加入 ,使得喷管的推力有明显增加 。
在二次流与主流无关的条件下 ,二次流流量的增加 , ()F= pd a2 x x? 推力是不断增加的 。如果保持总流量不变 ,总推力与
二次流流量的函数关系不再是单调增加的 ,二次流流
量必然存在一个最优值 。
6 结 论
本文发展了一套基于求解层流 N2S 方程的可以
对底部有二次流的气动塞式喷管性能进行预示的数
值方法 。采用这套方法研究了塞式喷管底部二次流
流量变化对喷管性能的影响规律 。计算结果表明在Fig. 6 Pressure distribution along base( N PR = 150)
二次流与主流无关的条件下 ,底部二次流的加入使得
气动塞式喷管性能有比较明显的提高 ,而且喷管推力 第二种是根据气体动量变化计算推力 。对于采
随着二次流流量的增加而增加 。本文发展的数值方 用钟型喷管的火箭发动机 ,采用上述两种方法都可以
法经过实验的进一步验证以后 ,可以用于气动塞式喷 推导出如下的推力计算公式 :
管的设计和性能预报 。 ()( ) 3 F= m u+ p- pA x e e a e
致谢 :本项目得到国家自然科学基金委和国家高 对于气动塞式喷管 ,也可以采用上述两种计算方
科技航天领域基金支持 ,特此致谢 。 法计算推力 ,不过需要将气动塞式喷管的内喷管和外
( ) 喷管分开考虑 。内喷管采用公式 3计算推力 ,对于 : 参考文献
() 外喷管采用公式 2沿塞体型面和塞体底部积分 ,总 Hagemann G , Immich H , Terhardt M. Flow phenomena in ad2 1 推力等于内喷管和外喷管提供的推力之和 。由于是 vanced rocket nozzle2the plug nozzle R . AIAA 98 23522. 平面二维问题 ,所以计算得到的推力是单位宽度的推 Immich H. Experimental and numerical analysis of linear plug 2 力 。 nozzlesR . AIAA 98 21603. 表 1 是压力比分别为 150 和 300 ,底部二次流的Nasuti F ,Onofri M. A methodology to solve flowfields of plug 3
nozzles for future launchersR . AIAA 97 22941.
Ta ble 1 Thrust of different cases Ruf J H ,McConnaughey P K. A Numerical analysis of a three 4 dimensional aerospike R . AIAA 97 23217. ( )N PR Flux Gain rate/ % ThrustΠkN Thrust gainΠkN 5 Rommel T. Plug nozzle flowfield calculations for SSTO applica2 0 0 0 37014 tionsR . AIAA 95 22784. 1 % 374. 7 4 . 3 1 . 1 郭 正 ,刘 君 ,瞿章华 . 塞式喷管流场数值模拟 J , 推 6 150 () 进技术 ,2000 ,21 4. 3 % 379. 3 8 . 9 2 . 4 宋明德 ,张涵信 ,刘金合 . 火箭发动机塞式喷管轴对称流 7 () 场数值模拟 J . 推进技术 ,2000 ,21 5. 5 % 382. 2 1118 3 . 2 张涵信 . 无波动无自由参数耗散差分格式 J . 空气动力 0 393. 0 0 0 () 学报 ,1988 6. 8 1 % 397. 3 4 . 3 1 . 1 Re R J ,Leavitt L D. Static internal performance of single2ex2 300 pansion2ramp nozzles with various combinations of internal geo2 9 3 % 401. 1 8 . 1 2 . 1 metric parametersR . NASA TM 86270 ,1984. 5 % 403. 6 10. 6 2 . 7
()编辑 :龚士杰
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