水下超声速喷嘴起动/关机过程射流的动态不稳定性研究

为了研究水下超声速喷嘴出口燃气泡的发展及射流的动态不稳定机制,应用高速摄像的流场可视化方法,开展了水下欠膨胀超声速喷嘴起动和关机过程的冷流试验研究。试验结果表明:喷嘴起动初期高压气体喷出后很快建立起射流形态,没有出现间歇性断裂泡流形态;喷嘴起动阶段的射流动态不稳定特征仅出现在较低压比下的过膨胀状态,而关机阶段的超声速射流在较高压比下的欠膨胀状态即开始出现高度不稳定振荡,射流在欠膨胀到过膨胀的过渡阶段回击频率高达10Hz;起动与关机阶段动态不稳定性的差异与气/水之间相互作用过程有关,入口压力的持续升高有助于抑制射流边界的颈缩,而入口压力的降低过程则进一步加剧了水环境对射流边界的作用,射流表现出更高的不稳定性。     

水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性

为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes（RANS）方法和流体体积（VOF）模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明：超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。     

水下高速射流气泡变化过程数值研究

为研究水下高速射流气泡变化规律,采用VOF(Volume of Fluids)模型分别对水下等温高速气体射流和热高速气体射流动态流场进行了气水耦合数值求解。其中热射流考虑了汽化因素对气泡内气流场的影响,数值模拟了气泡的形成、发展、断裂及融合过程,揭示了气泡中压力和马赫数等参数的变化规律,得出了水下点火初期的流场特征。研究发现:在相同入口压力下,热射流产生气泡的空间尺度比等温射流产生的气泡空间尺度要小;气泡发展过程中会出现颈缩,也可能断裂,断裂与否取决于气泡颈缩处内外压差,气泡的颈缩与断裂是产生压力脉动的重要因素,并决定了压力峰的位置和大小,气泡断裂位置越靠近喷管出口,压力峰值越大,该压力峰值会影响火箭发动机尾流场特性。     

环喉型圆锥塞式喷管的水下流动分离特性

将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。     

超声速流场中侧向射流的数值研究

通过数值方法研究拱柱体上侧向射流与超声速来流的相互干扰,为侧向射流喷管出口横截面几何形状的设计提供依据,实现高速飞行器机动飞行的姿态控制。采用多块嵌套网格并行算法,数值求解Navier-Stokes方程以及k-ω湍流模型,分别对四种不同横截面形状(相同面积的圆形、椭圆形、楔形以及倒置楔形)的射流喷管出口形成的流场进行了研究。圆形喷管出口的流场数值计算结果与实验结果相一致,表明本文采用的数值方法可靠以及网格分布合理。对比物面压力分布和射流干扰放大因子发现,对于长轴与来流垂直的椭圆形喷管出口,在射流上游一侧的物面附近形成较大的分离区以及较强的激波,由此产生的高压区有利于侧向射流对飞行器姿态的控制。     

计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用

超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波（如弓形激波和马赫盘）、接触间断和剪切层，其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分（ＴＶＤ）格式，对恒定自由流条件，各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟，且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合，为此类流动问题提供了一种有效的预测     

欠膨胀超音速燃气自由射流的工程计算方法

针对欠膨胀燃气射流提出了一种工程计算方法。该方法用准一维完全等熵流计算起始膨胀段，用修正过的动量均化特性模型计算射流初始段，射流主段计算则利用流场的自模性来实现。该方法快速简便，结果能较好地近似欠膨胀火箭燃气射流的射流特性及参数分布。与动量均化特性模型相比，本文的方法在处理射流初始段上更趋合理。     

一种超声速射流计算方法与实验验证

高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。     

基于自适应网格的超声速液体射流破碎过程研究

为研究超声速气流中液体横向射流的破碎过程,采用脉冲背景光方法和VOF方法开展了实验和数值研究。为提高液体横向射流中气液界面和气流场特征捕捉的精确性,采用自适应网格技术对于气液界面、激波出现位置进行网格细化,计算得到了较为精细的气液界面、激波特征及涡系结构。研究结果表明:在低成本仿真模拟条件下,利用自适应网格计算得到的射流轨迹和轮廓与实验吻合较好,射流轨迹的最大误差为10%;射流初始段在超声速气流条件下,仍然存在一段高度约为1.9倍喷孔直径且圆柱形态保持较好的连续光滑液柱。随着喷注压降的升高,液柱的长度逐渐增大;主流气体流经液柱发生三维绕流,在射流附近和近壁面区域形成不断演化的反转涡对,反转涡对的形成加速了液体射流一次破碎过程。     

超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟

冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构.     

超声速和高超声速横向喷流数值模拟

为了解横向喷流的干扰影响和喷口附近的流场结构,采用分块对接网格和“0”型网格技术,数值求解N—S方程来模拟超声速和高超声速流场中横向喷流的干扰流场。对两种尖拱弹身外形的超声速和高超声速喷流干扰流场进行了数值计算,计算结果与风洞实验数据吻合一致。在此基础上,开展了某型导弹多喷构型干扰流场的数值模拟,得出一些横向喷流数值模拟的结论。     

欠膨胀椭圆射流的流动结构

为了探讨超声速欠膨胀椭圆射流的流动特征,采用大涡模拟（LES）方法与高精度混合格式对出口压力比N分别为14、24、40的欠膨胀椭圆射流流场结构进行数值模拟。结果清晰描述了欠膨胀椭圆射流的三维(3 D)结构特征与发展规律,并分析了因喷嘴方位曲率不一致而导致长轴与短轴平面上激波结构出现差异的原因。另外,结果还发现:当N为24时,短轴平面上射流域内的激波结构已由正规反射转变为马赫反射,但长轴平面上仍维持正规反射,而当N为40时,长轴与短轴平面上的激波结构均为马赫反射结构,由此可知喷嘴方位曲率变化越平缓,马赫反射形成所需的出口压力比越大。      

超声速侧向多喷流干扰特性数值模拟

为了研究多个喷流喷管对导弹控制力的干扰影响,本文通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格。通过对多种喷管控制组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将喷管几种排列组合对导弹喷流干扰力放大因子的影响进行了分析研究,得出一些多喷流干扰的结论。     

推力器射流动压分布检测与分析

采用自行设计的动压探针,测量了大气压和真空环境下冷态氮气自由/冲击射流动压分布,以及真空环境下氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布。将动压径向分布积分所得结果与冲击平板法间接测得的推力值做了比较。结果表明,大气压环境下测得的冷态氮气自由/冲击射流动压分布呈现明显的亚声速流动的特点,真空环境下测得的冷态射流动压显示有波系存在的超声速流动状态;而氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布中看不出羽流中明显的激波存在。在一定条件下,即在较高马赫数的超声速射流中,探针不影响气流在喷管内的膨胀过程,以及羽流速度和密度没有过分降低的区间内,动压探针测量数据径向积分的结果可以代表电弧加热推力器的推力。     

封闭水域内固体火箭发动机尾流结构数值研究

为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律,建立三维空间模型,忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质,采用Realizable k-ε湍流模型与VOF(Volume of fluid)多相流模型,针对试验水箱内固体发动机在不同水深条件下的工作过程进行数值模拟,获得尾流流场燃气射流形貌,以及水箱壁...     

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

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.      

含侧喷流弹丸三维绕流干扰流场数值分析

从全Navier-Stokes方程出发，应用三维隐式有限体积TVD格式，在超声速和零攻角条件下，分别对无侧喷流和含侧喷流的低阻远程弹丸三维粘性绕流流场进行了数值模拟，为避免分区计算而用代数方法生成了弹丸绕流场O型网络，计算结果得到了清晰的流场波系结构，并从流场波系结构、弹体和弹底表面压力分布等角度将两者进行了对比与分析，表明侧喷流不仅提供增程推力，而且改变了弹丸阻力特性，其结果可用于研究弹丸的火箭增程技术。     

超声速旋流器内气相流场的数值模拟

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响,在现有旋流器的基础上,通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置,并建立不同旋流器下的三维几何模型,利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent,结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时,随着进气道数量的减少,气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大,但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性;由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价,切向速度的增大,导致出口截面处的平均轴向速度减小;入口总压增大时,气体速度与静温在收缩段的分布接近,在扩张段,气体速度和马赫数增大,而静温减小,并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。     

含潜入喷管发动机尾部流场冷流模拟

为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型,利用相位多普勒粒子分析仪（ＰＤＰＡ）对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入喷管入口上发生分离,再附点位于喷管前端部外侧,背部空腔内形成一个较为稳定的回流区,流场的轴向和横向湍流强度都比较大。