平板上鈍舵與單噴流的超聲速流耦合干擾研究

劉 哲,王軍旗,劉耀峰,倪招勇

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

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平板上鈍舵與單噴流的超聲速流耦合干擾研究

劉 哲,王軍旗,劉耀峰,倪招勇

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

通過數值方法研究了平板上由鈍舵與單股噴流引起的超聲速流耦合干擾的流場特性。以噴口距鈍舵側表面的距離為變化參數,根據流場特點,分為強耦合干擾和弱耦合干擾兩種情況進行了研究。強耦合干擾時,噴流的弓形激波和分離激波直接撞擊到鈍舵側表面,激波系的強逆壓梯度又引起了鈍舵側表面邊界層的大范圍分離,在鈍舵側表面形成兩個高壓區。弱耦合干擾時,噴流引起的激波系并未直接撞擊到鈍舵,但噴流激波系與鈍舵激波系相交。

超聲速;噴流;鈍舵;耦合干擾;邊界層分離

0 引言

超聲速來流條件下,鈍舵、噴流都會與來流強烈干擾,形成復雜的干擾流場結構。鈍舵繞流、單噴流乃至多噴流流場結構無論是實驗測量還是數值模擬方面都已有大量公開發表的文獻進行專門研究[1-10]。

當噴流與鈍舵距離較近時,鈍舵繞流與噴流耦合產生的干擾流場結構會更加復雜,相關的研究很少有文獻論及。文獻[11]研究了帶升力面旋成體上噴流與升力面的干擾情況,但只給出了干擾因子,并未詳細討論流場結構。文獻[12]試圖用放置在噴口后低壓區的斜面減小噴流干擾產生的附加低頭力矩,但流場結構與文中所討論鈍舵繞流、噴流耦合干擾流場的結構差別較大。

文中基于數值方法研究了由無后掠鈍舵與單噴流引起的耦合干擾流場結構。改變噴口與鈍舵側表面的相對距離,得到了耦合干擾程度強、弱不同的兩種情況。強耦合干擾時,噴流的弓形激波和分離激波都直接撞擊到了鈍舵側表面。在噴流激波系形成的強逆壓梯度作用下,鈍舵側表面邊界層發生了較大范圍的分離,文中對鈍舵側表面邊界層分離現象進行了詳細的描述。弱耦合干擾時,噴流激波系與鈍舵激波系相交,但對鈍舵側表面無顯著影響。

1 模型尺寸及參考系定義

圖1(a)示意了平板上坐標系的定義,也給出了鈍舵尺寸及鈍舵與噴口的相對位置關系。坐標系原點為鈍舵前緣根部與平板交界處。H為鈍舵高度,L為鈍舵長度,R為鈍舵前緣半徑。噴管與平板垂直布置,噴口為圓形。用(xj1,yj1,zj1)及(xj2,yj2,zj2)來分別表示強、弱耦合兩種情況下噴口中心兩個不同的位置坐標,坐標值由表1給出。圖1(b)給出了噴管入口直徑Di,喉道直徑Dt,噴管出口直徑De,單位均為mm。圖1(b)給出了噴管擴張角。

圖1 模型尺寸及參考系定義

表1 噴口中心位置

2 氣動參數

Ma∞為來流馬赫數,P0為來流總壓,T0為來流總溫,Maj為噴管出口馬赫數,P0j為噴管總壓,T0j為噴管總溫。來流單位雷諾數為2.2×107m-1。各參數值如表2所示。

表2 來流及噴流條件

3 數值方法及驗證

文中基于雷諾平均N-S方程,使用有限體積法進行數值模擬。對流通量離散采用Roe[13]格式,粘性通量離散采用中心差分,時間離散采用LU-SGS[14]方法。模擬平板邊界層狀態為湍流時鈍舵與噴流的耦合干擾流場,使用BL湍流模式。圖2給出平板單噴流模型[8]的計算與實驗對比驗證情況。圖2(a)為計算網格,約為41萬;圖2(b)是馬赫數為5時平板中心線上的壓力分布計算和實驗結果對比。由計算結果可以看出,數值模擬預示的噴流上游分離范圍與實驗結果比較接近,因此,數值模擬能反映平板上壓力分布情況。

圖2 數值方法驗證

4 計算結果與分析

超聲速來流條件下,無后掠鈍舵、噴流都會與來流強烈干擾,在平板上形成復雜的干擾流場結構。鈍舵繞流與噴流的耦合干擾流場則更加復雜。本章首先分別描述平板上無后掠鈍舵、單個噴流的超聲速流場結構。基于這兩種基本流場結構,文中詳細研究了由無后掠鈍舵與單噴流引起的強、弱兩種超聲速耦合干擾流場的特性。

4.1 鈍舵繞流及單噴流流場結構

4.1.1 鈍舵繞流流場結構

圖3顯示了無后掠鈍舵的流場結構。由圖3(a)可見顯著的弓形激波和分離激波。超聲速來流作用下鈍舵前緣出現明顯的弓形激波;由于強逆壓梯度向激波上游的傳播,激波前邊界層分離,形成分離激波。分離激波與弓形激波相交形成三叉點。由圖3(b)可以看出,由鈍舵引起的邊界層分離在平板流場出現典型的分離線和再附線。

圖3 平板上單鈍舵超聲速繞流

4.1.2 單噴流流場結構

圖4給出典型的平板噴流流場結構。平板表面流場結構與鈍舵繞流類似,但是空間特性有很大不同。

圖4 平板上噴流干擾流場結構

4.2 鈍舵及單噴流引起的強耦合干擾

當噴口距離鈍舵側表面較近時(本例中噴口距鈍舵側表面40 mm),將形成如圖5(a)所示的強耦合干擾。噴流引起的分離激波與鈍舵引起的弓形激波和分離激波都相交,但噴流引起的弓形激波只與鈍舵引起的弓形激波相交。由于噴口距鈍舵側表面較近,噴流引起的弓形激波和分離激波直接撞擊到鈍舵的側向表面,但噴流羽流并未直接撞擊到鈍舵。

圖5 噴流激波系與鈍舵激波系在鈍舵側表面的干擾

強耦合干擾下鈍舵側表面的壓力分布受到了顯著的影響。由圖5(a)可以看出,在鈍舵正Z向側表面上出現了兩個典型的高壓區。由圖5(a)和圖5(b)可以看出,高壓區1顯然由噴流的弓形激波引起。

高壓區2位于高壓區1之前,是由鈍舵側表面上的分離激波引起的。由圖5(c)可以看出高壓區1之前存在明顯的分離線,這意味著高壓區1之前存在邊界層分離。圖5(d)進一步說明了鈍舵側表面上出現了一道新的分離激波。這道分離激波在空間上覆蓋了較大的范圍。

圖6顯示了在鈍舵不同空間切面上ΔY處流場結構。由圖6(b)～圖6(e)可以看到鈍舵側表面邊界層分離而形成的漩渦結構。由圖6(b)～圖(e)可以看出,鈍舵不同ΔY切面上邊界層分離的情況各不相同,但邊界層分離后都有再附現象,ΔY=25 mm及ΔY=50 mm處再附現象較為明顯。

圖6 鈍舵繞流空間流場切面

圖7給出了鈍舵正Z向側表面不同切面上ΔY相對于來流壓力的壓力比分布曲線,其中壓力由來流靜壓P∞無量綱化。由圖6和圖7可以看出,當鈍舵側表面流動存在明顯的再附時,側表面切線上壓力比存在峰值,ΔY=25 mm時壓力峰值達到12.5。由圖5(b)可以看出,壓力比峰值是由于噴流的弓形激波對鈍舵側表面的直接撞擊形成的。

圖7 鈍舵側表面不同切面上ΔY處的壓力分布

4.3 鈍舵及單噴流引起的弱耦合干擾

圖8(a)顯示了噴口與鈍舵側表面距離較大時在超聲速來流作用下的流場結構。本例中噴口仍位于鈍舵引起的分離區內,但是在再附線外側,距平板側表面垂直距離100 mm。此時噴流并未明顯影響鈍舵側向表面上的壓力分布。由圖8(a)可以看出,鈍舵引起的分離激波與噴流引起的分離激波相交;鈍舵引起的弓形激波與噴流引起的分離激波和弓形激波相交。

圖8 噴流激波系與鈍舵激波系的弱干擾

由圖8(b)可以看出,噴口負Z向平板上大部分的由噴流引起的分離線與再附線消失,而鈍舵再附線與鈍舵正Z向側表面之間形成了一條分離線,這條分離線掃過鈍舵尾部。從圖8(a)中可見,這道分離線的存在使舵根尾部區域壓力略有升高。

在此條件下,噴流和鈍舵的相互干擾主要發生在平板上和空間中,舵面上沒有明顯的載荷變化。因此,稱為弱耦合干擾。

5 結論

通過數值方法研究了平板上由鈍舵與單股噴流引起的超聲速流耦合干擾的流場特性。考察噴流與鈍舵的耦合干擾時,噴口與鈍舵側表面距離的不同直接影響到噴流與鈍舵繞流耦合干擾的強弱。

當噴口距鈍舵的側向表面較近時,噴流的弓形激波和分離激波都直接撞擊到鈍舵側表面,形成了強耦合干擾,這種干擾不但造成了鈍舵側面邊界層的分離,而且鈍舵一側的壓力有顯著的升高,因此對舵面載荷產生很大影響,甚至帶來較大的附加鉸鏈力矩。

噴口與鈍舵的側向表面有一定距離時,噴流與鈍舵形成激波相互干擾的流動結構,未造成舵面載荷的明顯變化,可以看作是弱耦合干擾。

噴流與鈍舵繞流耦合干擾流場要比單純的噴流或者鈍舵擾流復雜得多,文中僅僅研究了噴口與鈍舵側表面的垂直距離一個因素對噴流與鈍舵繞流耦合干擾程度所產生的影響。實際上,影響噴流與鈍舵繞流耦合干擾流場結構的因素有很多,如噴口及舵面的幾何尺寸、邊界層厚度及流態、噴流壓力比、舵偏角、來流速度方向、來流馬赫數等等,都有待深入研究。另外,文中耦合干擾流場的數值模擬還需要實驗結果的進一步驗證。

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Investigation on Characteristics of Coupling Interaction of Supersonic Flow Induced by a Blunt Fin and a Single Jet on a Flat Plate

LIU Zhe,WANG Junqi,LIU Yaofeng,NI Zhaoyong

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

Characteristics of coupling interaction of supersonic flow induced by a blunt fin and a single jet on a flat plate were investigated by numerical simulation in this paper. The strong interaction and weak interaction were investigated. In this investigation, the distance between nozzle exit and a side surface of the blunt fin was selected as major parameter. In strong interaction, shock waves including both separation shock wave and bow shock wave impinged directly on the side surface of the blunt fin. The strong negative pressure gradients of shocks result in large range separation of the boundary layer. Two high pressure zones formed on the side surface of the blunt fin. In weak interaction, shock waves induced by the single jet did not impinge directly on the blunt fin, but only intersected with shock waves of the blunt fin.

supersonic; jet; blunt fin; flat plate; boundary layer separation

2014-12-22

劉哲(1985-),男,遼寧人,工程師,碩士,研究方向:空氣動力學、飛行動力學與控制。

V221.3

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