S形阀口气动性能和耦合强度分析及试验
发布时间：2021-11-20 08:55
针对某飞行器降温系统对进气阀口的高性能需求,开展了亚声速S形渐变流道的阀口设计,通过数值仿真和试验研究了S形阀口气动性能和耦合强度。采用压力远场边界、全场初始化的亚声速可压缩流场和背压法模拟流量的数值模拟方法,获得了不同流量工况和攻角状态下的气动性能,并通过风洞试验研究了进气阀口的实际气动性能,在来流0.7 Ma、流量160 kg/h下的总压恢复系数为0.978～0.999,结果表明数值仿真和试验结果一致,可以应用于类似进气道的气动性能分析和优化设计。采用流固界面压力插值映射单向流固耦合方法对进气阀口强度分析表明,强度安全裕度满足要求,经风洞试验的进气阀口结构完好无损。
【文章来源】：火箭推进. 2020,46(06)
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
S形进气阀口结构示意图
为较真实地模拟进气阀口安装在固壁上时气体流动情况,数值计算时增加模拟隔板模型。采用?600 mm×600 mm的圆柱体作为外流场计算域,包围进气阀口模型,构成数值风洞,如图2所示。对该模型进行自适应网格划分,并对入口和近壁面部位进行局部加密,以保证关键部位的网格质量和数值精度。根据结构对称性,为减小计算量选取1/2计算域作为数值计算模型[12-13]。2.2 数值方法
不同攻角(-2.5°、0°、5°)下[15],进气阀口气动性能计算结果如表1所示,0°、182 kg/h工况下总压分布云图如图3所示。结果表明:进气阀口在额定流量时,总压损失约0.750～1.970 kPa,总压恢复系数约0.976～0.997,满足不小于0.95技术要求。表1 气动性能数值计算结果Tab.1 Simulation results of aerodynamic performance 序号 攻角/(°) 出口静压/kPa 流量/(kg·h-1) 总压恢复系数 1 0.0 140 60.0 0.999 2 138 182.0 0.997 3 136 246.0 0.993 4 134 294.0 0.989 5 132 333.0 0.985 6 130 368.0 0.981 7 128 398.0 0.976 8 -2.5 140 73.8 0.998 9 138 171.0 0.995 10 136 250.5 0.990 11 134 298.0 0.987 12 132 338.0 0.983 13 130 372.0 0.979 14 128 402.0 0.975 15 5.0 138 120.0 0.978 16 137 177.0 0.976 17 136 214.0 0.974 18 134 270.0 0.971 19 132 314.0 0.967 20 130 351.0 0.963 21 128 384.0 0.959
【参考文献】：
期刊论文
[1]导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究[J]. 彭博,岑梦希. 航空工程进展. 2020(02)
[2]空气动力学验证模型与CFD-风洞数据相关性[J]. 钟敏,华俊,孙侠生,郑遂,王钢林,张国鑫,王浩,李岩,李小飞,白俊强. 航空科学技术. 2020(01)
[3]马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计[J]. 李永洲,李光熙,刘晓伟,马元. 火箭推进. 2018(04)
[4]高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究[J]. 郭孝国,江泽鹏,陈星,王铁进. 实验流体力学. 2018(04)
[5]不同攻角下高超声速二元进气道性能研究[J]. 陈景昊,周树平,张文锋. 火箭推进. 2014(05)
[6]典型气动问题试验方法研究的综述[J]. 罗金玲,周丹,康宏琳,王济康. 空气动力学学报. 2014(05)
[7]一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性[J]. 夏杨,李博,王海朋. 航空动力学报. 2013(02)
[8]超椭圆S形进气道的设计及气动性能研究[J]. 李岳锋,杨青真,孙志强. 计算机仿真. 2011(03)
[9]组合发动机可调进气道气动性能[J]. 严红明,钟兢军,杨凌,韩吉昂. 航空动力学报. 2011(02)
[10]数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响[J]. 金亮,柳军,罗世彬,王振国. 空气动力学学报. 2010(03)
本文编号：3506990
【文章来源】：火箭推进. 2020,46(06)
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
S形进气阀口结构示意图
为较真实地模拟进气阀口安装在固壁上时气体流动情况,数值计算时增加模拟隔板模型。采用?600 mm×600 mm的圆柱体作为外流场计算域,包围进气阀口模型,构成数值风洞,如图2所示。对该模型进行自适应网格划分,并对入口和近壁面部位进行局部加密,以保证关键部位的网格质量和数值精度。根据结构对称性,为减小计算量选取1/2计算域作为数值计算模型[12-13]。2.2 数值方法
不同攻角(-2.5°、0°、5°)下[15],进气阀口气动性能计算结果如表1所示,0°、182 kg/h工况下总压分布云图如图3所示。结果表明:进气阀口在额定流量时,总压损失约0.750～1.970 kPa,总压恢复系数约0.976～0.997,满足不小于0.95技术要求。表1 气动性能数值计算结果Tab.1 Simulation results of aerodynamic performance 序号 攻角/(°) 出口静压/kPa 流量/(kg·h-1) 总压恢复系数 1 0.0 140 60.0 0.999 2 138 182.0 0.997 3 136 246.0 0.993 4 134 294.0 0.989 5 132 333.0 0.985 6 130 368.0 0.981 7 128 398.0 0.976 8 -2.5 140 73.8 0.998 9 138 171.0 0.995 10 136 250.5 0.990 11 134 298.0 0.987 12 132 338.0 0.983 13 130 372.0 0.979 14 128 402.0 0.975 15 5.0 138 120.0 0.978 16 137 177.0 0.976 17 136 214.0 0.974 18 134 270.0 0.971 19 132 314.0 0.967 20 130 351.0 0.963 21 128 384.0 0.959
【参考文献】：
期刊论文
[1]导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究[J]. 彭博,岑梦希. 航空工程进展. 2020(02)
[2]空气动力学验证模型与CFD-风洞数据相关性[J]. 钟敏,华俊,孙侠生,郑遂,王钢林,张国鑫,王浩,李岩,李小飞,白俊强. 航空科学技术. 2020(01)
[3]马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计[J]. 李永洲,李光熙,刘晓伟,马元. 火箭推进. 2018(04)
[4]高超声速风洞两级引射器气动性能试验研究[J]. 郭孝国,江泽鹏,陈星,王铁进. 实验流体力学. 2018(04)
[5]不同攻角下高超声速二元进气道性能研究[J]. 陈景昊,周树平,张文锋. 火箭推进. 2014(05)
[6]典型气动问题试验方法研究的综述[J]. 罗金玲,周丹,康宏琳,王济康. 空气动力学学报. 2014(05)
[7]一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性[J]. 夏杨,李博,王海朋. 航空动力学报. 2013(02)
[8]超椭圆S形进气道的设计及气动性能研究[J]. 李岳锋,杨青真,孙志强. 计算机仿真. 2011(03)
[9]组合发动机可调进气道气动性能[J]. 严红明,钟兢军,杨凌,韩吉昂. 航空动力学报. 2011(02)
[10]数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响[J]. 金亮,柳军,罗世彬,王振国. 空气动力学学报. 2010(03)
本文编号：3506990
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