0 引言
随着新一代大型民航客机、载人航天飞行器气动控制和超燃冲压发动机等工程应用需求的不断增强,横向射流主动流动控制技术的研究日益受到关注[1]。近几十年来对横向射流与超声速来流的干扰流动特性及在飞行控制中的应用研究已取得了大量成果,并被广泛应用于航空航天飞行器上[2-5]。另一方面,射流与主流干扰又可引起严重的气动耦合问题[6]。因此,对横向射流的流动、传热和传质研究具有重要的理论和实际意义。
学者们对超声速来流条件下横向射流流场结构进行了大量的仿真和实验研究。Karagozian等[7]和Mahesh等[8]对该研究进行了总结。当射流喷射进入横侧气流中会向流动方向弯曲,而射流弯曲后会卷吸周围流体进入到射流内部,由于横向射流的涡团拉伸作用,流动结构产生了环形涡、马蹄涡、对转涡、尾迹涡等。在超声速来流中气态横向射流流场结构方面,Morkovin等[9]最早对超声条件下气态横向射流进行研究,并于1952年利用纹影和壁面压力测量等实验手段研究了其流场机理。Dickmann等[10]详细给出了平板射流中激波-边界层对射流流场的影响规律。Santiago等[11]在实验中测得该流场的速度分布,得出速度场及湍流脉动能量等值线图。Portz等[12]总结了射流穿透深度规律。
对于超声速来流中气态横向射流掺混机理方面,Ben-Yakar等[13]揭示了超声速条件下气态横向射流流场中涡结构分布及其变化规律,但是很难讲清楚射流燃料掺混的内在机理。大量研究人员致力于燃料喷注混合定量化研究。Gamba等[14]通过冷流燃料喷注实验研究了射流流场中燃料的喷注混合机理,孙明波等[15]通过NPLS 实验并结合数值仿真方法拟合了超声速来流条件下声速气态横向射流的穿透深度规律。
对于喷流控制力方面,国内外对此已经有了比较多的研究[16-20],但大部分研究只在大气环境下进行,而对极稀薄环境或攻角改变时的流场结构尤其是侧向控制力的变化规律关注不够[17,20],并缺乏细致的分析研究,对此需要开展进一步的研究。如何有效掌握不同工况下的横向射流流动特征并控制其传热特性,对于航空航天飞行器控制具有重要意义。
本文中将从横向射流应用角度出发,采用数值仿真的方法,对极稀薄环境超声速条件下横向射流进行研究,探究不同射流的压力、温度、速度、角度和主流速度、环境压力条件下流动、压力和温度的耦合特征,并能够直观反映射流作用控制力实际作用效果,从而为射流在姿态控制作用力中的应用提供重要参考。
1 模拟方法
采用雷诺平均方法对高速流动进行数值模拟。需求解的可压缩时均方程组包括动量控制方程、能量控制方程和连续性方程,湍流模型选用SST k-ω模型。使用有限体积方法对可压缩控制方程进行离散求解。气体密度由理想气体状态方程决定,热传导系数和黏性系数分别由Eucken模型和Lennard-Jones模型计算,热容和焓值与温度的关系由NIST-JANAF多项式决定。对于喷口边界条件,依据喷口边界条件设置研究结果进行设置[21],如图1所示,当总温、总压一致时,对于喷口的处理无论是将面定义为喷口,还是从喉道开始计算等,其对外流场产生的影响均基本一致。
图1 不同喷流边界位置喷流流场
Fig.1 Jet streaming field in different jet boundary position
为了简化模型并且避免引入过多的影响因素,本文采用图1(a)喷口类型的边界条件,并赋予出口静压、速度以及温度,选取平板在高速条件下开展计算,坐标系定义示意图如图2所示,平板及计算网格如图3所示。流体域经简化后,可使用结构化六面体网格离散,总网格数量为210万。射流孔径10 mm,由20个网格离散,可保证足够的离散精度并达到数值收敛。
图2 坐标系定义示意图
Fig.2 Coordinate system definition
图3 计算网格
Fig.3 Simulation grid
横向射流一般采用动压比J作为研究射流流场流动与掺混的重要参数,为射流动压与来流气体动压之比,具体表达式为J=ρjUj2/ρ∞U∞2,其中ρj 为射流气体密度,uj 为射流气体速度,u∞为来流气体速度,ρ∞为来流气体密度,大量研究表明,动压比是影响射流流场结构的关键参数[22-25]。为研究高速条件下射流与主流的力热耦合机制,通过改变平板射流的特性参数和环境参数(如表1所示),分析极稀薄环境高速条件下采用不同喷射条件的气动力热变化及受力情况。
表1 平板射流特性仿真模拟工况
Table 1 Table of simulation conditions for flat jet characteristics
工况大气压力/Pa主流速度/(m·s-1)射流角度α/(°)喷口压力Pj/MPa射流温度/K射流速度/(m·s-1)动压比/J验证变量179.783 297.9902300767.381 224.56基准工况279.783 297.9907.5300716.224 000.23379.783 297.99010300887.978 198.31射流压力479.783 297.9907.5250596.853 333.53579.783 297.9907.54501 074.336 000.35射流温度621.963 150.7402300767.384 449.2175.22 2970.6102300767.3818 714.17主流环境879.783 297.99102300767.381 224.56射流角度
2 结果与讨论
图4所示为基准工况1射流与主流耦合下的静压和静温云图,表现出横向射流的典型特征,射流喷口处是流场中压力最高的位置,压力明显高于流场中其他位置;射流上游,射流与主流耦合处也呈现局部高压力特征。在温度云图中,射流与主流耦合处流场总温最高。图4中流线表明在射流喷口处形成旋涡,主流沿流动方向形成顺时针的旋涡,射流流动形成逆时针的旋涡,主流与射流耦合处流线密集,速度梯度大,汇合后会形成强动量耗散,并向后方流动。射流所产生的反作用力仿真计算结果为260.8 N,可作为与其他工况对比的基准。
图4 基准工况1射流与主流耦合下的静压和静温云图
Fig.4 Static pressure and temperature contours for jet and main flow under reference condition 1
针对基准工况1研究横向来流不同剖面的压力和温度数据。图5所示为射流孔中心剖面(z=0.125)下不同轴向距离的压力和温度随y轴的变化。从图5中可以看出,由于射流喷口处压力较高,远大于来流压力,喷口处x=0.32位置压力会急剧升高,明显高于其他剖线处的压力。在远离喷口的位置,如x=0.20的位置处,压力低于x=0.25、x=0.30的位置,原因是x=0.20处射流与主流尚未耦合,此时压力高低由来流压力决定。在x=0.25、x=0.30位置附近压力升高,原因是射流与主流发生耦合作用,射流的压力远高于来流,压力沿y方向变化的规律与射流与主流耦合的轨迹相关。在射流喷口后方x=0.35位置处,射流与主流耦合完毕,压力又再次降低。温度T在不同剖线上沿y坐标的变化规律与压力P相似,在射流与主流耦合前,流场性质主要由来流决定,在x=0.25、x=0.30附近,射流与主流发生耦合,此后流场中温度显著升高。
图5 基准工况1射流孔中心剖面各剖线静压和静温沿径向变化曲线
Fig.5 The variation curve along radial direction of each section of jet hole center under reference condition 1
图6为不同射流压力工况下射流与主流耦合静压和静温云图,随着射流压力由2 MPa提高至7.5 MPa,动压比J增大了3倍以上,射流穿透深度明显增强,对主流流场径向上影响更远,且对近壁面涡系抑制较强,气流被压缩后随射流汇入耦合面,回流区被压缩更小。射流掺混所产生的温度场变化比压力场变化更加明显,耦合面温度升高并前移。当射流压力从7.5 MPa提高至10 MPa时,动压比J增大1倍以上,流场压力和温度总体变化不明显,同时可以观察到射流上有涡结构被进一步压缩,符合预期。工况2和工况3的射流孔反作用力为2 896.4 N和5 513.6 N,随着射流压力和流量的增大,射流反作用力逐渐变大,且当压力大于7.5 MPa后作用力提升幅度明显增加,10 MPa相对于7.5 MPa的作用力可增加约1倍。
图6 不同射流压力工况下射流与主流耦合静压和静温云图
Fig.6 Static pressure and temperature contours under different jet pressure conditions
图7为不同射流温度工况下射流与主流耦合静压和静温云图,流场中温度云图分布发生变化,压力云图变化相对不显著。随温度改变,流场中旋涡运动也发生改变。随着射流温度升高,射流密度变小,射流速度提高,动压比从3 333提高到6 000,导致穿透深度增大,使主流向射流孔方向流动加剧,耦合面温度略升高。随着射流温度从250 K增加到450 K,射流孔反作用力由2 512.2 N逐渐提高至4 049.7 N,随着温度升高,射流速度增大的使动压比明显提高,射流作用力也随之明显提高。
图7 不同射流温度工况下射流与主流耦合静压和静温云图
Fig.7 Static pressure and temperature contours under different jet temperature conditions
图8所示为不同主流环境下射流与主流耦合的静压云图与静温云图。从图8中可以看出,环境压力对压力和温度分布影响显著。随着环境压力降低,主流流速变小,射流与主流耦合位置向前移动,主流形成的旋涡尺寸减小,旋涡中心也向前移动,导致流场中温度云图分布发生显著改变,高温区随耦合位置前移。不同主流环境下的射流孔反作用力分别为863.8、863.9和863.9 N,说明在极稀薄环境对于射流反作用力的影响基本可以忽略,反作用力基本恒定。
图8 不同主流环境下射流与主流耦合下的静压和静温云图
Fig.8 Static pressure and temperature contours under different mainstream environments
图9所示为不同射流角度下射流与主流耦合的静压云图与静温云图,从图9中可以看出射流角度的改变主要对射流与主流耦合的位置及耦合位置附近旋涡分布产生影响。射流以非垂直射入,增强来流和射流剪切作用,使流场中旋涡更复杂,旋涡数量更多,旋涡相互作用更显著。2种射流角度下的反作用力都为863.8 N,说明在小射流角度改变不会对反作用力产生较大影响,射流规律适用于小尺度倾斜平面应用。
图9 不同射流角度时射流与主流耦合下的静压和静温云图
Fig.9 Static pressure and temperature contours under different jet angles
3 结论
本文中采用数值模拟方法,对超声速条件下横向射流特征进行研究,探究不同射流的压力、温度、速度、角度和主流速度、环境压力等变量对射流特征的影响规律,主要得到以下结论:
1) 动压比随射流压力增大而提高,射流穿透深度明显增大,对主流流场径向上影响更远,且对近壁面涡系抑制较强,气流被压缩后随射流汇入耦合面,回流区被压缩更小。射流掺混所产生的温度场变化比压力场变化更加明显,耦合面温度升高并前移。
2) 射流温度变化时流场中温度云图分布发生变化,流场中旋涡运动也发生改变,压力云图变化不显著。随着射流温度升高,穿透深度增大,使主流向射流孔方向流动加剧,耦合面温度略升高。
3) 随着环境压力降低,主流流速变小,射流与主流耦合位置向前移动,主流形成的旋涡尺寸减小,旋涡中心也向前移动。由于射流与主流耦合位置向前移动,导致流场中温度云图分布发生显著改变,高温区随耦合位置前移发生改变。
4) 射流角度的改变主要对射流与主流耦合的位置及耦合位置附近旋涡分布产生影响。在射流非垂直射入的条件下,流场中旋涡更复杂,旋涡数量更多、旋涡相互作用更显著。
5) 射流压力和温度对于动压比的提高很明显,压力和温度的升高可明显提高射流反作用力,通过灵活调节压力和温度可实现不同反作用力。而不同主流环境与射流角度对于反作用力的影响基本可忽略。
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