双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟
发布时间：2019-09-26 02:48
【摘要】：对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究,分析了在有无推力矢量情况下,双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明,在无推力矢量状态下,双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数,分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下,双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数,其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4%时,推力矢量角为14.6°,推力系数为0.95。随着二次流流量的增加,双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加,但是当增加到一定值之后,推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下,随着主喷管落压比的增加,推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加,双喉道喷管的推力系数逐渐升高,在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大,但是在NPR=4.0以后,流量系数的变化趋于稳定。
【图文】：
图1双喉道喷管平面图Fig．1Sketchofdualthroatnozzle1．2网格划分本文对二元双喉道矢量喷管进行了二维数值模拟计算，所选取的计算域如图2所示。计算域的范围为从喷管出口截面向下游延伸了200倍的喷管出口直径，向前延伸了35倍的喷管出口直径，向两侧各延伸了80倍的喷管出口直径。利用ICEM软件对该喷管进行了网格划分。为了提高计算的精度及效率，本文采用了结构化网格生成技术。由于计算域相对于喷管较大，为了降低网格数量，提高网格质量，生成网格时，在喷管的上下壁面以及喷管出口的下游方向进行了局部加密，总网格数目50万左右。图3给出了喷管内部及附近流动区域的局部计算网格。图2双喉道喷管计算域Computationaldomainofdualthroatnozzle图3双喉道喷管局部计算网格g．3Enlargedviewofcomputationalgridnearnozzle1．3计算方法本文对不同工况下的双喉道推力矢量喷管进行了二维定常数值计算。湍流模型采用标准的k-ε湍流模型，计算气体采用理想可压缩流湍流，流动方程组和湍流模型方程的离散方法均采用二阶迎风格式［19］。计算时，喷管的入口采用总温总压入口边界条件，速度方向沿边界法向，入口总温为300K，总压根据工况的不同而选定。二次流入口也为总温总压入口边界条件，入口总温为300K，入口总压根据二次流与喷管总流量的比值而调整。壁面采用无滑移绝热固壁边界条件和标准壁面函数。外部计算域为压力远场边界条件，自由来流速度为0，喷管外部静压为101．325kPa，总温固定为300K。计算中，二次流均从上游喉道下方的二次流注入腔中进入，喉道上方无二次流注入腔，如图3所示。2计算结果分析2．1数值计算方法验证为了保证计算方法的正确性，本文将数值计算结果与实验数据［11］进行了对比验证
图1双喉道喷管平面图Fig．1Sketchofdualthroatnozzle1．2网格划分本文对二元双喉道矢量喷管进行了二维数值模拟计算，所选取的计算域如图2所示。计算域的范围为从喷管出口截面向下游延伸了200倍的喷管出口直径，向前延伸了35倍的喷管出口直径，向两侧各延伸了80倍的喷管出口直径。利用ICEM软件对该喷管进行了网格划分。为了提高计算的精度及效率，本文采用了结构化网格生成技术。由于计算域相对于喷管较大，为了降低网格数量，提高网格质量，生成网格时，在喷管的上下壁面以及喷管出口的下游方向进行了局部加密，总网格数目50万左右。图3给出了喷管内部及附近流动区域的局部计算网格。图2双喉道喷管计算域Computationaldomainofdualthroatnozzle图3双喉道喷管局部计算网格g．3Enlargedviewofcomputationalgridnearnozzle1．3计算方法本文对不同工况下的双喉道推力矢量喷管进行了二维定常数值计算。湍流模型采用标准的k-ε湍流模型，计算气体采用理想可压缩流湍流，流动方程组和湍流模型方程的离散方法均采用二阶迎风格式［19］。计算时，，喷管的入口采用总温总压入口边界条件，速度方向沿边界法向，入口总温为300K，总压根据工况的不同而选定。二次流入口也为总温总压入口边界条件，入口总温为300K，入口总压根据二次流与喷管总流量的比值而调整。壁面采用无滑移绝热固壁边界条件和标准壁面函数。外部计算域为压力远场边界条件，自由来流速度为0，喷管外部静压为101．325kPa，总温固定为300K。计算中，二次流均从上游喉道下方的二次流注入腔中进入，喉道上方无二次流注入腔，如图3所示。2计算结果分析2．1数值计算方法验证为了保证计算方法的正确性，本文将数值计算结果与实验数据［11］进行了对比验证
【作者单位】： 中国航天空气动力技术研究院;
【基金】：装备预研基金(9140A13020615HT71002)资助项目
【分类号】：V211
本文编号：2541779
【图文】：
图1双喉道喷管平面图Fig．1Sketchofdualthroatnozzle1．2网格划分本文对二元双喉道矢量喷管进行了二维数值模拟计算，所选取的计算域如图2所示。计算域的范围为从喷管出口截面向下游延伸了200倍的喷管出口直径，向前延伸了35倍的喷管出口直径，向两侧各延伸了80倍的喷管出口直径。利用ICEM软件对该喷管进行了网格划分。为了提高计算的精度及效率，本文采用了结构化网格生成技术。由于计算域相对于喷管较大，为了降低网格数量，提高网格质量，生成网格时，在喷管的上下壁面以及喷管出口的下游方向进行了局部加密，总网格数目50万左右。图3给出了喷管内部及附近流动区域的局部计算网格。图2双喉道喷管计算域Computationaldomainofdualthroatnozzle图3双喉道喷管局部计算网格g．3Enlargedviewofcomputationalgridnearnozzle1．3计算方法本文对不同工况下的双喉道推力矢量喷管进行了二维定常数值计算。湍流模型采用标准的k-ε湍流模型，计算气体采用理想可压缩流湍流，流动方程组和湍流模型方程的离散方法均采用二阶迎风格式［19］。计算时，喷管的入口采用总温总压入口边界条件，速度方向沿边界法向，入口总温为300K，总压根据工况的不同而选定。二次流入口也为总温总压入口边界条件，入口总温为300K，入口总压根据二次流与喷管总流量的比值而调整。壁面采用无滑移绝热固壁边界条件和标准壁面函数。外部计算域为压力远场边界条件，自由来流速度为0，喷管外部静压为101．325kPa，总温固定为300K。计算中，二次流均从上游喉道下方的二次流注入腔中进入，喉道上方无二次流注入腔，如图3所示。2计算结果分析2．1数值计算方法验证为了保证计算方法的正确性，本文将数值计算结果与实验数据［11］进行了对比验证
图1双喉道喷管平面图Fig．1Sketchofdualthroatnozzle1．2网格划分本文对二元双喉道矢量喷管进行了二维数值模拟计算，所选取的计算域如图2所示。计算域的范围为从喷管出口截面向下游延伸了200倍的喷管出口直径，向前延伸了35倍的喷管出口直径，向两侧各延伸了80倍的喷管出口直径。利用ICEM软件对该喷管进行了网格划分。为了提高计算的精度及效率，本文采用了结构化网格生成技术。由于计算域相对于喷管较大，为了降低网格数量，提高网格质量，生成网格时，在喷管的上下壁面以及喷管出口的下游方向进行了局部加密，总网格数目50万左右。图3给出了喷管内部及附近流动区域的局部计算网格。图2双喉道喷管计算域Computationaldomainofdualthroatnozzle图3双喉道喷管局部计算网格g．3Enlargedviewofcomputationalgridnearnozzle1．3计算方法本文对不同工况下的双喉道推力矢量喷管进行了二维定常数值计算。湍流模型采用标准的k-ε湍流模型，计算气体采用理想可压缩流湍流，流动方程组和湍流模型方程的离散方法均采用二阶迎风格式［19］。计算时，，喷管的入口采用总温总压入口边界条件，速度方向沿边界法向，入口总温为300K，总压根据工况的不同而选定。二次流入口也为总温总压入口边界条件，入口总温为300K，入口总压根据二次流与喷管总流量的比值而调整。壁面采用无滑移绝热固壁边界条件和标准壁面函数。外部计算域为压力远场边界条件，自由来流速度为0，喷管外部静压为101．325kPa，总温固定为300K。计算中，二次流均从上游喉道下方的二次流注入腔中进入，喉道上方无二次流注入腔，如图3所示。2计算结果分析2．1数值计算方法验证为了保证计算方法的正确性，本文将数值计算结果与实验数据［11］进行了对比验证
【作者单位】： 中国航天空气动力技术研究院;
【基金】：装备预研基金(9140A13020615HT71002)资助项目
【分类号】：V211
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