平板上钝舵与单喷流的超声速流耦合干扰研究

刘 哲,王军旗,刘耀峰,倪招勇

(中国航天空气动力技术研究院,北京 100074)



平板上钝舵与单喷流的超声速流耦合干扰研究

刘 哲,王军旗,刘耀峰,倪招勇

(中国航天空气动力技术研究院,北京 100074)

通过数值方法研究了平板上由钝舵与单股喷流引起的超声速流耦合干扰的流场特性。以喷口距钝舵侧表面的距离为变化参数,根据流场特点,分为强耦合干扰和弱耦合干扰两种情况进行了研究。强耦合干扰时,喷流的弓形激波和分离激波直接撞击到钝舵侧表面,激波系的强逆压梯度又引起了钝舵侧表面边界层的大范围分离,在钝舵侧表面形成两个高压区。弱耦合干扰时,喷流引起的激波系并未直接撞击到钝舵,但喷流激波系与钝舵激波系相交。

超声速;喷流;钝舵;耦合干扰;边界层分离

0 引言

超声速来流条件下,钝舵、喷流都会与来流强烈干扰,形成复杂的干扰流场结构。钝舵绕流、单喷流乃至多喷流流场结构无论是实验测量还是数值模拟方面都已有大量公开发表的文献进行专门研究[1-10]。

当喷流与钝舵距离较近时,钝舵绕流与喷流耦合产生的干扰流场结构会更加复杂,相关的研究很少有文献论及。文献[11]研究了带升力面旋成体上喷流与升力面的干扰情况,但只给出了干扰因子,并未详细讨论流场结构。文献[12]试图用放置在喷口后低压区的斜面减小喷流干扰产生的附加低头力矩,但流场结构与文中所讨论钝舵绕流、喷流耦合干扰流场的结构差别较大。

文中基于数值方法研究了由无后掠钝舵与单喷流引起的耦合干扰流场结构。改变喷口与钝舵侧表面的相对距离,得到了耦合干扰程度强、弱不同的两种情况。强耦合干扰时,喷流的弓形激波和分离激波都直接撞击到了钝舵侧表面。在喷流激波系形成的强逆压梯度作用下,钝舵侧表面边界层发生了较大范围的分离,文中对钝舵侧表面边界层分离现象进行了详细的描述。弱耦合干扰时,喷流激波系与钝舵激波系相交,但对钝舵侧表面无显著影响。

1 模型尺寸及参考系定义

图1(a)示意了平板上坐标系的定义,也给出了钝舵尺寸及钝舵与喷口的相对位置关系。坐标系原点为钝舵前缘根部与平板交界处。H为钝舵高度,L为钝舵长度,R为钝舵前缘半径。喷管与平板垂直布置,喷口为圆形。用(xj1,yj1,zj1)及(xj2,yj2,zj2)来分别表示强、弱耦合两种情况下喷口中心两个不同的位置坐标,坐标值由表1给出。图1(b)给出了喷管入口直径Di,喉道直径Dt,喷管出口直径De,单位均为mm。图1(b)给出了喷管扩张角。

图1 模型尺寸及参考系定义

表1 喷口中心位置

2 气动参数

Ma∞为来流马赫数,P0为来流总压,T0为来流总温,Maj为喷管出口马赫数,P0j为喷管总压,T0j为喷管总温。来流单位雷诺数为2.2×107m-1。各参数值如表2所示。

表2 来流及喷流条件

3 数值方法及验证

文中基于雷诺平均N-S方程,使用有限体积法进行数值模拟。对流通量离散采用Roe[13]格式,粘性通量离散采用中心差分,时间离散采用LU-SGS[14]方法。模拟平板边界层状态为湍流时钝舵与喷流的耦合干扰流场,使用BL湍流模式。图2给出平板单喷流模型[8]的计算与实验对比验证情况。图2(a)为计算网格,约为41万;图2(b)是马赫数为5时平板中心线上的压力分布计算和实验结果对比。由计算结果可以看出,数值模拟预示的喷流上游分离范围与实验结果比较接近,因此,数值模拟能反映平板上压力分布情况。

图2 数值方法验证

4 计算结果与分析

超声速来流条件下,无后掠钝舵、喷流都会与来流强烈干扰,在平板上形成复杂的干扰流场结构。钝舵绕流与喷流的耦合干扰流场则更加复杂。本章首先分别描述平板上无后掠钝舵、单个喷流的超声速流场结构。基于这两种基本流场结构,文中详细研究了由无后掠钝舵与单喷流引起的强、弱两种超声速耦合干扰流场的特性。

4.1 钝舵绕流及单喷流流场结构

4.1.1 钝舵绕流流场结构

图3显示了无后掠钝舵的流场结构。由图3(a)可见显著的弓形激波和分离激波。超声速来流作用下钝舵前缘出现明显的弓形激波;由于强逆压梯度向激波上游的传播,激波前边界层分离,形成分离激波。分离激波与弓形激波相交形成三叉点。由图3(b)可以看出,由钝舵引起的边界层分离在平板流场出现典型的分离线和再附线。

图3 平板上单钝舵超声速绕流

4.1.2 单喷流流场结构

图4给出典型的平板喷流流场结构。平板表面流场结构与钝舵绕流类似,但是空间特性有很大不同。

图4 平板上喷流干扰流场结构

4.2 钝舵及单喷流引起的强耦合干扰

当喷口距离钝舵侧表面较近时(本例中喷口距钝舵侧表面40 mm),将形成如图5(a)所示的强耦合干扰。喷流引起的分离激波与钝舵引起的弓形激波和分离激波都相交,但喷流引起的弓形激波只与钝舵引起的弓形激波相交。由于喷口距钝舵侧表面较近,喷流引起的弓形激波和分离激波直接撞击到钝舵的侧向表面,但喷流羽流并未直接撞击到钝舵。

图5 喷流激波系与钝舵激波系在钝舵侧表面的干扰

强耦合干扰下钝舵侧表面的压力分布受到了显著的影响。由图5(a)可以看出,在钝舵正Z向侧表面上出现了两个典型的高压区。由图5(a)和图5(b)可以看出,高压区1显然由喷流的弓形激波引起。

高压区2位于高压区1之前,是由钝舵侧表面上的分离激波引起的。由图5(c)可以看出高压区1之前存在明显的分离线,这意味着高压区1之前存在边界层分离。图5(d)进一步说明了钝舵侧表面上出现了一道新的分离激波。这道分离激波在空间上覆盖了较大的范围。

图6显示了在钝舵不同空间切面上ΔY处流场结构。由图6(b)～图6(e)可以看到钝舵侧表面边界层分离而形成的漩涡结构。由图6(b)～图(e)可以看出,钝舵不同ΔY切面上边界层分离的情况各不相同,但边界层分离后都有再附现象,ΔY=25 mm及ΔY=50 mm处再附现象较为明显。

图6 钝舵绕流空间流场切面

图7给出了钝舵正Z向侧表面不同切面上ΔY相对于来流压力的压力比分布曲线,其中压力由来流静压P∞无量纲化。由图6和图7可以看出,当钝舵侧表面流动存在明显的再附时,侧表面切线上压力比存在峰值,ΔY=25 mm时压力峰值达到12.5。由图5(b)可以看出,压力比峰值是由于喷流的弓形激波对钝舵侧表面的直接撞击形成的。

图7 钝舵侧表面不同切面上ΔY处的压力分布

4.3 钝舵及单喷流引起的弱耦合干扰

图8(a)显示了喷口与钝舵侧表面距离较大时在超声速来流作用下的流场结构。本例中喷口仍位于钝舵引起的分离区内,但是在再附线外侧,距平板侧表面垂直距离100 mm。此时喷流并未明显影响钝舵侧向表面上的压力分布。由图8(a)可以看出,钝舵引起的分离激波与喷流引起的分离激波相交;钝舵引起的弓形激波与喷流引起的分离激波和弓形激波相交。

图8 喷流激波系与钝舵激波系的弱干扰

由图8(b)可以看出,喷口负Z向平板上大部分的由喷流引起的分离线与再附线消失,而钝舵再附线与钝舵正Z向侧表面之间形成了一条分离线,这条分离线扫过钝舵尾部。从图8(a)中可见,这道分离线的存在使舵根尾部区域压力略有升高。

在此条件下,喷流和钝舵的相互干扰主要发生在平板上和空间中,舵面上没有明显的载荷变化。因此,称为弱耦合干扰。

5 结论

通过数值方法研究了平板上由钝舵与单股喷流引起的超声速流耦合干扰的流场特性。考察喷流与钝舵的耦合干扰时,喷口与钝舵侧表面距离的不同直接影响到喷流与钝舵绕流耦合干扰的强弱。

当喷口距钝舵的侧向表面较近时,喷流的弓形激波和分离激波都直接撞击到钝舵侧表面,形成了强耦合干扰,这种干扰不但造成了钝舵侧面边界层的分离,而且钝舵一侧的压力有显著的升高,因此对舵面载荷产生很大影响,甚至带来较大的附加铰链力矩。

喷口与钝舵的侧向表面有一定距离时,喷流与钝舵形成激波相互干扰的流动结构,未造成舵面载荷的明显变化,可以看作是弱耦合干扰。

喷流与钝舵绕流耦合干扰流场要比单纯的喷流或者钝舵扰流复杂得多,文中仅仅研究了喷口与钝舵侧表面的垂直距离一个因素对喷流与钝舵绕流耦合干扰程度所产生的影响。实际上,影响喷流与钝舵绕流耦合干扰流场结构的因素有很多,如喷口及舵面的几何尺寸、边界层厚度及流态、喷流压力比、舵偏角、来流速度方向、来流马赫数等等,都有待深入研究。另外,文中耦合干扰流场的数值模拟还需要实验结果的进一步验证。

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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

刘哲(1985-),男,辽宁人,工程师,硕士,研究方向:空气动力学、飞行动力学与控制。

V221.3

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