1、西安航空职业学院毕业论文钝体逆向喷流减阻降温数值模拟研究姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 摘 要：采用基于 SST 湍流模型的 N-S（Navier-Stockes）方程的 CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟方法开展逆向喷流技术对超声速钝体减阻降温影响。首先验证了本文采用的数值方法的可靠性，在此基础上对喷流质量流量变化及喷口尺寸变化对钝体产生的减阻降温效果的影响进行数值仿真及详细分析。计算结果显示：流场中可出现三种流动模态，即长射流穿透模态、振荡模态和短射流穿透模态；增大质量流量，阻力减小，热流减小；增大喷口直径，阻力减小，
2、热流减小。本文的研究对钝体减阻降温技术在工程上的应用具有一定的参考价值。关键词：逆向喷流；减阻降温；质量流量；流动模态；穿透模式 1 引 言高速飞行的飞行器在飞行过程中头部会受到明显的气动加热，因此准确的气动热估算和合适的热防护方法设计尤为重要。热防护方法由许多种，如采用多层隔热结构 1、金属热防护 2-4、安装机械整流锥 5及注气热防护，其中注气热防护中比较典型的方式是反向喷流 6。相对于其他热防护方法，反向喷流设计简单且能有效降低驻点附近的气动加热。通过喷射气流阻挡自由来流直接冲击头部形成复杂的干扰流场：包括弓形激波、马赫盘、回流区、桶激波、再附激波等现象，由于弓形激波被推离飞行器头部一定
3、距离，使得头部驻点附近的气动加热得到降低 6。因此研究将弓形激波有效推离头部是降低头部气动加热的关键所在。本文采用基于 SST 湍流模型的 N-S（Navier-Stockes）方程数值模拟方法，计算并系统分析了质量流量、喷口面积对钝体减阻、降温的影响，并对相关机理进行深入分析。2 数 值 方 法 及 验 证2.1 数 值 方 法本 文 控 制 方 程 采 用 基 于 SST湍 流 模 型 的 N-S方 程 ， 在 笛 卡 尔 坐 标 系 中 ， 方 程 的 守 恒 形 式为 ：(1)+=1(+)其 中 ： = ； ,其 中 、 分 别 是 笛 卡 尔 坐 标 下 =（ ， ,） / ） ；
4、、 为 任 意 坐 标 系 下 的 对 流 通 量 ； 、 对 应 于 任 意 坐 标 系 下 的 粘、 方 向 的 速 度 性 扩 散 项 通 量 ； 、 是 轴 对 称 源 项 ， 在 二 维 平 面 流 动 中 这 两 个 源 项 为 0。计 算 外 形 采 用 圆 形 钝 头 体 （ 简 称 钝 体 ） ， 直 径 50mm,圆 形 喷 口 位 于 来 流 正 前 方 ， 直 径 默认 为 4mm。 计 算 网 格 见 图 1。 网 格 采 用 全 结 构 网 格 。 网 格 节 点 数 为 157(轴 向 )151(径 向 )。边 界 条 件 入 口 采 用 inflow-outfl
5、ow, 出 口 采 用 outlet, 对 称 边 界 为 symmetry。2图 1 计 算 网 格2.2 验 证 计 算计 算 工 况 条 件 如 下 ：自 由 来 流 ： 马 赫 数 3.98， 总 压 1.37MPa， 总 温 397K。喷 流 ： 马 赫 数 1.0， 总 温 300K。流 场 的 密 度 分 布 CFD数 值 计 算 结 果 与 试 验 结 果 7比 较 见 图 2， 由 图 中 可 以 看 出 流 场 中 的激 波 结 构 比 较 复 杂 ： 逆 向 喷 流 在 与 来 流 相 遇 之 前 先 形 成 一 个 马 赫 盘 ， 与 来 流 相 遇 形 成 一 道 强
6、弓 形 激 波 ， 在 再 附 回 流 区 附 近 还 存 在 再 压 缩 激 波 等 。 数 值 方 法 都 很 好 地 模 拟 出 这 些 流 场 特 征 ，而 且 不 同 总 压 比 情 况 下 的 马 赫 盘 位 置 与 试 验 结 果 非 常 吻 合 ， 激 波 位 置 一 致 性 良 好 。图 2 CFD与 试 验 密 度 曲 线 对 比图 3、 图 4给 出 了 计 算 与 试 验 结 果 的 压力 曲 线 、 热 流 曲 线 对 比 ， 可 以 看 出 二 者 在 不 同 总 压 比 作 用 下 吻 合 良 好 。3图 3 压 力 曲 线 对 比图 4 壁 面 热 流 曲 线
7、对 比综 上 所 述 ， 本 文 计 算 结 果 与 试 验 7结 果 吻 合 较 好 ， 说 明 计 算 方 法 是 正 确 的 ， 网 格 生 成是 合 理 的 。3 计 算 结 果 与 分 析分 别 从 质 量 流 量 、 总 压 比 、 喷 口 马 赫 数 、 喷 口 面 积 角 度 对 钝 体 绕 流 流 场 特 性 及 钝 体 减 阻降 温 进 行 分 析 。3.1 质 量 流 量固 定 喷 口 面 积 、 喷 流 马 赫 数 、 喷 流 总 温 ， 研 究 改 变 喷 流 质 量 流 量 对 复 杂 干 扰 流 场 特 性 的影 响 。总 压 比 定 义 为 ： 。 通 过 调
8、整 总 压 比 大 小 可 以 改 变 喷 流 质 量 流 量 。=00表 1、 表 2分 别 给 出 了 仿 真 工 况 及 质 量 流 量 值 。表 1 仿 真 工 况自 由 来 流气 体 空 气马 赫 数 3.98总 压 1.37MPa总 温 397K 反 向 喷 流气 体 氮 气马 赫 数 1.0总 温 300K 壁 面 温 度 295K 表 2 质 量 流 量 （ ）4图 5给 出 了 不 同 喷 口 压 力 下 的 温 度 场 ， 在 不 同 总 压 比 的 作 用 下 ， 喷 流 干 扰 流 场 可 能 出 现三 种 流 动 状 态 ： 长 射 流 穿 透 状 态 （ 即 LPM
9、） 、 振 荡 状 态 、 短 射 流 穿 透 状 态 （ 即 SPM） 。 本 仿真 条 件 下 ， 产 生 长 射 流 的 总 压 比 为 PR=0.15 0.28， 产 生 短 射 流 总 压 比 为 PR 0.4， 分 别 见图 5(a)、 (c)。长 射 流 模 态 ： 其 形 成 是 由 于 喷 流 出 口 压 力 较 小 ， 喷 口 呈 现 过 渡 膨 胀 或 充 分 膨 胀 状 态 ， 穿透 能 力 强 ， 钝 体 小 角 度 附 近 的 弓 形 激 波 被 推 的 距 离 较 远 ， 弓 形 激 波 的 头 部 更 尖 锐 。 从 图 5(c)能清 晰 地 看 到 流 场 中
10、 由 喷 流 形 成 了 多 个 射 流 元 。短 射 流 模 态 的 形 成 是 因 为 喷 流 出 口 压 力 较 大 ， 喷 口 呈 现 欠 膨 胀 状 态 ， 喷 口 附 近 形 成 马 赫盘 且 流 动 中 仅 包 含 一 个 射 流 元 被 主 流 弓 形 激 波 中 止 形 成 马 赫 盘 （ 图 5（ c） 右 侧 图 ） ， 因 此喷 流 与 自 由 来 流 交 界 面 上 形 成 的 激 波 距 离 钝 体 表 面 较 近 ， 此 种 模 式 下 流 场 是 稳 定 的 。 PR=0.4 12.0条 件 下 的 流 场 均 为 为 短 射 流 模 态 。 值 得 注 意 的
11、 是 ， 短 射 流 流 场 中 的 喷 流 穿 透 距离 比 长 射 流 的 距 离 要 近 ， 尽 管 其 喷 流 总 压 比 要 大 于 长 射 流 模 态 的 压 比 。振 荡 流 模 态 ： 在 某 些 条 件 下 ， 喷 流 与 弓 形 脱 体 激 波 相 互 作 用 ， 产 生 自 激 振 荡 导 致 流 场 不稳 定 ， 流 场 一 直 在 做 无 规 则 扰 动 ， 喷 流 喷 出 的 气 体 没 有 有 效 地 覆 盖 钝 体 表 面 ， 从 而 使 得 斜 激波 后 面 的 高 温 气 体 的 热 量 不 断 传 到 钝 体 壁 面 ， 因 此 可 能 会 导 致 钝 体
12、 壁 面 的 温 度 比 无 喷 流 状 态下 还 要 高 8， 振 荡 流 若 干 扰 动 过 程 见 图 5(b)。(a)长 射 流 状 态PR=0.2(b)振 荡 状 态=0.40 =0.60 =0.80 =1.00 =1.20 =1.40 =1.60 5=1.80 =2.00 =2.50 =3.00 =4.00 =5.00 =6.00 =7.00 =8.00 =9.00 =10.00 =12.00 (b)短 射 流 状 态=0.25 =0.80 （ c） 流 场 压 力 等 值 线图 5 不 同 质 量 流 量 计 算 结 果表 3给 出 了 不 同 质 量 流 量 （ 总 压 比 ）
13、 情 况 下 计 算 得 到 的 钝 体 阻 力 系 数 。表 3 阻 力 系 数阻 力 系 数 曲 线 见 图 6。 由 该 图 可 以 直 观 看 出 ， 随 着 总 压 比 增 大 ， 钝 体 阻 力 呈 单 调 减 小 趋势 ， 长 射 流 (LPM)的 阻 力 大 于 短 射 流 阻 力 (SPM)。 长 射 流 与 短 射 流 之 间 的 阻 力 系 数 存 在 一 个跳 跃 的 间 断 ， 这 主 要 是 总 压 比 PR=0.2附 近 处 存 在 不 稳 定 流 场 模 态 导 致 。图 6 阻 力 系 数图 7给 出 了 质 量 流 量 变 化 时 钝 体 表 面 压 力 分
14、 布 曲 线 。 由 此 图 可 以 看 出 ， 在 有 喷 流 情 况 下 ，喷 流 质 量 流 量 越 大 则 表 面 压 力 越 小 ， 短 射 流 比 长 射 流 时 的 表 面 压 力 小 。 压 力 峰 值 基 本 出 现 在6再 附 激 波 的 再 附 点 位 置 。 此 外 ， 长 穿 透 射 流 的 峰 值 及 下 游 表 面 压 力 比 无 喷 流 状 态 的 压 力 还 要大 。图 7 表 面 压 力 曲 线钝 体 表 面 热 流 随 总 压 比 变 化 曲 线 由 图 8给 出 。 从 图 中 可 以 看 出 ， 钝 体 表 面 热 流 的 分 布 特点 与 压 力 分
15、 布 特 点 类 似 ， 此 外 ， 长 射 流 的 热 流 密 度 值 明 显 比 无 喷 流 及 短 射 流 的 热 流 密 度 值 要大 。图 8 表 面 热 流 曲 线 对 比3.2 喷 口 尺 寸固 定 喷 流 马 赫 数 、 喷 流 总 压 、 喷 流 总 温 。 分 析 喷 口 直 径 的 变 化 对 复 杂 干 扰 0 0 流 场 特 性 的 影 响 。喷 口 直 径 见 表 4。表 4 喷 口 直 径 （ 单 位 ： mm）d 1.0 4.0 6.0数 值 仿 真 工 况 见 表 5。表 5 仿 真 工 况自 由 来 流气 体 空 气马 赫 数 3.98总 压 1.37MPa
16、总 温 397K 7反 向 喷 流气 体 氮 气马 赫 数 1.0总 压 1.1MPa总 温 300K 壁 面 温 度 295K 数 值 仿 真 得 到 的 温 度 场 如 图 9所 示 ， 表 面 热 流 如 图 10所 示 。从 数 值 模 拟 结 果 可 以 看 出 ， 喷 口 直 径 越 大 防 热 效 果 越 好 ， 即 喷 口 直 径 =1.0mm的 防 热 效果 最 差 ， =4.0mm较 好 ， =6.0mm最 好 ,主 要 原 因 是 喷 流 与 激 波 作 用 后 在 钝 体 前 部 形 成 了 回 流 区 ， 回 流 区 角 度 较 小 的 区 域 受 喷 流 气 体 影
17、 响 ， 喷 流 气 体 温 度 较 低 ， 导 致 回 流 区 域 下 方 温 度 较低 ， 而 远 离 喷 口 区 域 的 回 流 区 受 斜 激 波 加 热 则 温 度 较 高 。 随 着 喷 口 尺 寸 增 大 ， 热 流 峰 值 位 置所 在 的 角 度 增 大 ， =1.0mm时 的 热 流 密 度 的 峰 值 位 置 在 27.5附 近 ， =4.0mm时 的 热 流 密 度 的 峰 值 位 置 在 35附 近 ， =6.0mm时 的 热 流 密 度 的 峰 值 位 置 在 42.5附 近 ， 峰 值 之 后 ， 热 流下 降 比 较 明 显 ， 主 要 原 因 是 喷 口 尺
18、寸 增 大 使 得 弓 形 激 波 和 再 附 激 波 形 成 的 包 络 外 形 变 大 ， 再附 点 位 置 与 钝 体 表 面 距 离 增 大 及 弓 形 激 波 与 钝 体 表 面 距 离 增 大 有 利 于 减 弱 气 体 对 壁 面 的 气 动加 热 效 果 。图 9 不 同 喷 口 直 径 的 温 度 场图 10 表 面 热 流 曲 线 对 比表 6给 出 了 不 同 喷 口 直 径 的 阻 力 系 数 。表 6 阻 力 系 数d 1mm 4mm 6mmCD 0.0185 0.0125 0.0080由 表 中 可 看 出 ， 随 着 喷 口 面 积 增 大 ， 阻 力 系 数 减
19、 小 ， 6mm口 径 的 阻 力 比 1mm阻 力 减 小56.8%。84 结 论本 文 通 过 对 超 声 速 钝 体 逆 向 喷 流 流 场 进 行 数 值 模 拟 ， 研 究 了 质 量 流 量 与 喷 口 尺 寸 对 逆 向喷 流 减 阻 、 降 温 的 影 响 ， 得 出 如 下 结 论 ：1) 本 文 验 证 算 例 中 ， 密 度 曲 线 、 压 力 曲 线 及 壁 面 热 流 曲 线 与 文 献 7中 的 试 验 数 据 吻合 良 好 ， 说 明 数 值 计 算 方 法 是 准 确 的 ， 网 格 生 成 是 合 理 的 。2) 在 某 特 定 流 场 工 况 下 ， 喷 流
20、 流 场 存 在 长 射 流 穿 透 模 态 、 振 荡 模 态 和 短 射 流 穿 透 模 态 。随 着 质 量 流 量 增 大 ， 钝 体 阻 力 呈 逐 渐 减 小 趋 势 （ 中 间 可 能 存 在 跳 跃 间 断 ， 这 是 由 于 振 荡 模 态导 致 的 ） ； 质 量 流 量 越 大 钝 体 表 面 热 流 越 小 。3) 固 定 质 量 流 量 等 相 关 参 数 ， 在 此 流 场 工 况 下 ， 喷 口 面 积 越 大 阻 力 越 小 ， 热 流 也 越小 ， 因 此 在 钝 体 头 部 允 许 情 况 下 可 尽 量 扩 大 喷 口 面 积 以 更 好 地 减 阻 降
21、温 。4) 不 论 在 何 种 工 况 下 ， 壁 面 热 流 的 变 化 基 本 上 都 是 先 增 大 后 减 小 ， 最 大 值 处 主 要 是受 再 附 激 波 影 响 ， 热 流 达 到 最 大 。参考文献：1赵 玲 ， 吕 国 志 ， 任 克 亮 ， 李 元 林 .再 入 飞 行 器 多 层 隔 热 结 构 优 化 分 析 J.航 空 学 报 ， 2007， 28（ 6） ：1345-1350.2解 维 华 ， 张 博 明 ， 杜 善 义 .重 复 使 用 飞 行 器 金 属 热 防 护 方 法 的 有 限 元 分 析 与 设 计 J.航 空 学 报 ，2006， 27（ 4） ：
22、 650-656.3解 维 华 ， 张 博 明 ， 杜 善 义 .金 属 热 防 护 方 法 设 计 的 有 限 元 分 析 J.航 空 学 报 ， 2006， 27（ 5） ： 897-902.4解 维 华 ， 孟 松 鹤 ， 杜 善 义 ， 韩 杰 才 ， 张 博 明 .金 属 热 防 护 方 法 边 缘 热 短 路 研 究 J.航 空 学 报 ，2010， 31（ 5） ： 1080-1085.5Noboru Motoyama, Ken Mihara, Ryo Miyajima Thermal Protection and Drag Reduction with Use of Spike
23、 in Hypesonic Flow. AIAA 2001-1828.6Shigeru Aso, Takuji Kurotaki. Experimental and compurational study on reduction of aerodynamic heating load by film cooling in hypersonic flows. AIAA 97-0770,1997.7K.Hayashi, Shigeru Aso. Effect of pressure ratio on aerodynamic heating reduction due to opposing je
24、t. AIAA 2003-4041.8李 海 燕 ， 额 日 其 太 .反 向 喷 流 减 小 气 动 加 热 技 术 J.飞 航 导 弹 ， 2006(1):28-30.2致 谢六月，总是阳光灿烂。六月，总要曲终人散。六月，我们拒绝伤感。花儿谢了芬芳，迎来硕果飘香。毕业带来别离，我们走向辉煌。在论文完稿之际，谨对在本论文的撰写过程中，给予我帮忙的导师和亲爱的家人，表示深深的感谢!个性要感谢我的导师 xx 老师。无论是为人还是治学，他都是我学习的榜样，值得信赖的良师益友。在承担繁重的教学和工作任务的状况下，他主动关心我的学习和科研。从论文的选题、开题报告的撰写、资料的查找，到结构的完善，都给予悉心指导，使我顺利成文。另外，要感谢我的家人，是家人的鼓励和支持，使已过不惑之年的我能够全心投入学习和工作之中，顺利完成学业。
