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轴对称短化喷管型面设计及流动分析 总被引:2,自引:0,他引:2
对最短长度喷管(MLN)设计方法进行了改进和优化,在喷管喉部扩张段实现了光滑过渡,采用特征线方法设计轴对称短化喷管型面,采用高阶,高分辨率WENO格式对设计的喷管进行流场数值模拟,结果表明:短长度喷管和喉部圆弧过渡的短化喷管出口流场均匀,能够达到设计要求,经过圆弧过渡的喷管型面出口流场品质更好。 相似文献
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型面旋转变马赫数风洞喷管的优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
型面旋转的变马赫数可调风洞喷管因其能够实现出口马赫数的连续快速变化、调节容易和流场品质较好等优点,成为目前地面变马赫数风洞研究的热点。将出口马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数风洞喷管作为研究对象,基于iSIGHT和Fluent等软件搭建了适于该风洞喷管的优化设计平台,研究了型线设计中设计点马赫数、初始膨胀线和附面层修正量等因素对变马赫数出口流场的影响,应用NSGAⅡ算法在依据试验设计点所构建的Kriging近似模型上搜索,得到最优的风洞喷管基准型线,并对该基准型线进行二维、三维数值仿真校核,结果显示:通过旋转优选得到的基准型线能够得到马赫数范围为2.0~4.0的变马赫数出口流场,且流场均匀性基本满足固定型面、单设计点风洞喷管的国军标(GJB-1179-91)合格指标,为变马赫数可调风洞喷管在变马赫数风洞中的实际应用奠定了良好的基础。 相似文献
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超临界二氧化碳由于其独特的物理性质而受到广泛应用。同时超临界二氧化碳真实气体效应显著,其流动机理和理想气体差别较大,因此需要设计相应的喷管。采用特征线法设计超临界二氧化碳超声速喷管,其中二氧化碳的热力学参数基于S-W方程获得。通过CFD粘性仿真进行边界层修正。分析了改变喷管入口总压、总温对喷管内流场的影响。结果显示,设计工况下喷管出口质量平均马赫数与设计值相差0.033%,喷管内流场品质较好;非设计工况下,由于温度变化会显著改变CO2的热物性参数,入口总温对喷管流场的影响比总压更大,当入口总压和总温分别降低83.33%,52.94%时,出口马赫数分别降低1.16%、提高3.23%。设计工况下喷管流场满足设计要求,非设计工况下喷管出口马赫数与设计值偏差较小。喷管具有较宽的工作域。 相似文献
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由非对称喷管的设计程序,以实际飞行马赫数6为设计条件,取不同的几何控制参数,获得一系列对应的喷管等熵型线。对其进行附面层修正后,在不同飞行工况下,用CFD软件分别对不同外型的喷管流场进行了计算,讨论了上下壁面进口处初始膨胀角之比F对非设计工况下喷管性能的影响。然后,对F=0的喷管型线截去约60%,用CFD软件计算了不同飞行工况下的流场,讨论了截短对非对称喷管非设计状态性能的影响。结果表明:F对非设计状态喷管性能影响显著;截短后喷管进出口冲量差减小,升力和俯仰力矩减小。 相似文献
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为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论(MOC)实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑. 相似文献
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超声速/高超声速双拐点喷管设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础. 相似文献
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曾军 《燃气涡轮试验与研究》1989,2(4):19-25
本采用索尔(sauer)法分析了二维喷管喉道区流场,得到了一条合理的初值线。在由特征线法确定初始膨胀区后,根据质量平衡的概念设计超音速风洞喷管壁面型线。本方法可供超音速风洞喷管壁面型线设计时参考。 相似文献
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根据短喷管设计理论,获得了可以考虑进口气流带攻角、并直接针对非对称喷管构型的设计程序。通过改变喷管上下壁面进口处的气流初始膨胀角之比F和喷管进口气流方向角α,可以得到一系列不同的非对称喷管外型。文章用FLUENT软件对设计得到的喷管进行了无粘流场验证,证明了设计的合理性。又根据实际飞行马赫数为6的设计条件,设计了一系列对应的喷管,用CFD方法对不同的喷管进行了流场数值模拟,并进行了截短后流场计算。计算结果表明:参数F和截短对喷管性能影响显著。 相似文献
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为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明:通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。 相似文献
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特征线法在塞式喷管中的应用 总被引:7,自引:2,他引:5
介绍了特征线在塞式喷管中的应用,对于一些塞式喷管的特殊情况处理进行了详细的介绍,包括边界条件的处理、膨胀波和斜激波的处理等,并给出了典型的塞式喷管流场,给出了塞式喷管推力的计算方法。 相似文献
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中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术。喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型。该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正。该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正。调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的。 相似文献
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为了研究喷管形状及充气状况对脉冲爆震发动机推进性能的影响,发展了基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积程序,对影响脉冲爆震发动机推进性能主要过程进行了数值模拟,计算结果和相应的实验结果较为一致。锥形喷管的算例表明,不仅锥角对喷管性能有重要影响,而且同一锥角下喷管内的充气状况对喷管性能也有重要影响。在喷管内充空气情形下,爆轰波进入喷管后迅速衰减为激波,扩张管道的超声速膨胀使得喷管壁面压力显著下降,从而削弱了喷管提高脉冲爆震发动机推进性能的作用。在喷管内充燃气情形下,爆轰波进入喷管后可一直维持到喷管出口,显著提高了脉冲爆震发动机的推动性能。 相似文献
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超声速飞行器侧向喷流干扰流场传统数值模拟方法的误差分析 总被引:3,自引:3,他引:0
使用CFD方法,分别就真实喷管边界和简化喷口边界,计算超声速飞行器侧向喷流干扰流场,研究边界条件对干扰流场及气动力的影响.使用k-ε湍流模型封闭雷诺平均N-S方程,利用非结构网格对流场进行空间离散.通过对比,计算结果与实验值吻合良好,证明该方法具有一定可靠性.进一步研究表明喷流边界条件对喷流干扰流场具有一定影响:相对于简化喷口边界,真实喷管边界喷流出口的非均匀性导致喷口上游分离涡和激波位置较为靠前,从而引起附加气动力和力矩的变化;由于摩擦阻力的作用,真实喷管静推力存在损失;喷流压比为500时,总法向力和总俯仰力矩在两种边界条件之间的误差分别为8.21%和22.4%,误差较大.在进行侧向喷流干扰流场的精确计算时,需要考虑边界条件的影响. 相似文献
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采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场,选用不可压流的N-S方程描述并用SIMPLEC方法数值求解;对于高Re数的喷管流场,则采用Eu-ler方程描述并用SCM方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数,同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算,计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域,与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系,较好地模拟了流动中的物理现象。 相似文献
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准确显示圆喷管内流场,对于了解和控制该流场具有一定意义,并能为相关数值计算结果提供验证.为此,必须首先解决较厚圆喷管成像畸变带来有效视场减小的问题,采用圆喷管外加校正柱透镜方法可以予以校正.校正柱透镜的设计采用厚透镜焦距计算和ZEMAX软件优化设计相结合,并进行了静态验证,将有效视场从不到30%提高到了大于80%;其次,校正设计时假设圆喷管内折射率为1,并以平行光出射,通过对这个假设的分析,表明其对圆喷管内一定的高温高压流场显示结果影响较小;然后,分析了流场显示的可行方法,给出了动态显示结果;最后指出了该校正方法的可行性和对于定量干涉测量的局限性.该研究对于圆喷管内燃烧流场的研究具有参考意义. 相似文献
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型面旋转连续可调风洞可以获得出口马赫数连续变化的出口流场,其结构简单、易于调节、响应迅速,成为目前国内外的研究热点,具有很好的发展前景。本文针对某优化设计的出口马赫数2~4的变马赫数风洞喷管,进行了全流场三维数值仿真校核,并进行了风洞流场静态标定试验,获得了该连续可调风洞在不同马赫数下的流场品质及流场均匀区大小。结果显示:该连续可调风洞在马赫数2~4下的出口流场均匀性良好,流场品质满足固定几何风洞流场的国军标要求;试验得到的不同马赫数工况下均匀区大小均大于理想菱形区的2/3,均匀区马赫数标准差在马赫数2~3工况下小于0.01,在马赫数3.5工况下为0.013 6,说明该连续可调风洞可以实现马赫数的连续变化,且具有良好的流场品质,可用于后续的风洞试验。 相似文献