側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)研究*

任淑杰，陳剛，劉永利，張慶兵

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)研究*

任淑杰，陳剛，劉永利，張慶兵

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

通過多狀態(tài)對比分析，給出了適用于此側(cè)向噴流問題的非定常數(shù)值計(jì)算方法，并進(jìn)行了側(cè)向噴流開啟和關(guān)閉后非定常流場建立和消退過程的研究。結(jié)果表明：噴流啟動后，在1.5 ms時(shí)，噴流強(qiáng)度和高度達(dá)到最大，但此時(shí)激波不穩(wěn)定，進(jìn)行不穩(wěn)定擺動，至5 ms時(shí)，噴流干擾流場完全建立并達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。噴流關(guān)閉后，噴流前方弓形激波的強(qiáng)度和高度迅速減小，噴流影響區(qū)也迅速減小，由于氣流粘性產(chǎn)生的延遲效應(yīng)，至10 ms時(shí)，噴流干擾影響基本消退。

側(cè)向噴流；非定常；雙時(shí)間步方法；噴流開啟；噴流關(guān)閉；壓力分布

0 引言

在高空和低速情況下，來流動壓小，飛行器舵面控制布局受到嚴(yán)重的挑戰(zhàn)，舵面控制能力不足；在有特殊快速機(jī)動要求時(shí)，舵面控制響應(yīng)慢，無法滿足高機(jī)動性能的控制需求。而側(cè)向噴流控制技術(shù)可直接提供反作用力，用于飛行器的姿態(tài)與軌道控制，響應(yīng)時(shí)間短，不受來流動壓的影響。當(dāng)舵面控制無法滿足控制需求時(shí)，側(cè)向噴流控制技術(shù)可以補(bǔ)充或替代舵面控制[1-3]。

側(cè)向噴流干擾流場的建立是一個(gè)通過流場參數(shù)傳遞和匹配而趨于平衡的動態(tài)過程[4]。非定常性是側(cè)噴干擾流場的重要特征，主要體現(xiàn)在干擾流場建立和消退過程的非定常特性以及分離流動導(dǎo)致的流場結(jié)構(gòu)的非定常特性，并且對噴流直接力作用效應(yīng)、飛行器瞬態(tài)氣動特性、飛行穩(wěn)定性等會產(chǎn)生直接的影響[5-6]。然而，工程應(yīng)用中對側(cè)向噴流非定常效應(yīng)的認(rèn)識還不夠深入，如何考慮噴流氣動干擾力的非定常效應(yīng)仍沒有解決。

本文重點(diǎn)關(guān)注噴流干擾流場建立和消退過程的非定常特性，采用數(shù)值模擬技術(shù)對側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)進(jìn)行研究，為噴流干擾的機(jī)理分析、預(yù)測噴流實(shí)際控制力和力矩及噴流干擾影響提供支撐，為總體及控制設(shè)計(jì)提供參考。

1 數(shù)值計(jì)算參數(shù)影響分析

1.1 非定常數(shù)值計(jì)算方法

本文采用有限體積法求解三維可壓縮雷諾平均Navier-Stokes方程，無粘項(xiàng)采用二階精度TVD格式進(jìn)行離散并使用Minmod限制器，粘性項(xiàng)采用二階中心差分格式進(jìn)行離散，時(shí)間推進(jìn)選用點(diǎn)隱式方法。

側(cè)向噴流非定常干擾流動的計(jì)算，必須使用時(shí)間和空間均為二階以上精度的計(jì)算方法。本文采用雙時(shí)間步方法[7-8]來滿足時(shí)間二階精度計(jì)算要求。雙時(shí)間步方法引入了2個(gè)可調(diào)整參數(shù)，即物理時(shí)間步長和內(nèi)迭代收斂判據(jù)。

采用湍流模式理論來模擬湍流現(xiàn)象，是現(xiàn)階段解決側(cè)向噴流非定常干擾流動問題的主要手段，本文采用Spalart-Allmaras，k-epsilon，k-omega SST湍流模型，分別研究了3個(gè)湍流模型對計(jì)算結(jié)果的影響。計(jì)算模型采用文獻(xiàn)[1]中的錐柱裙外形，噴口位于柱段位置的0°子午線上，噴口噴射方向?yàn)榇怪敝沃芟蛳蛲?。采用分塊對接網(wǎng)格技術(shù)，建立模型高質(zhì)量的貼體計(jì)算網(wǎng)格，噴口處網(wǎng)格采用“O”型網(wǎng)格處理方式，噴口噴射方向網(wǎng)格分布密集，以精確模擬噴流干擾流動。圖1給出了所建立的噴口附近網(wǎng)格分布。

在非定常計(jì)算中，來流馬赫數(shù)為7，噴管貯室總壓隨時(shí)間的變化曲線如圖2所示，貯室總溫為293.15 K，數(shù)值模擬噴流開啟與關(guān)閉后噴流干擾流場的建立與消退過程。

圖1 噴口附近網(wǎng)格分布Fig.1 Grid distribution of jet nozzle

圖2 噴管貯室總壓隨時(shí)間變化曲線Fig.2 Curves of total pressure of nozzle chamber with time

1.2 計(jì)算參數(shù)影響分析

本節(jié)選用不同的物理時(shí)間步長(Δt為1e-6 s，2e-6 s，5e-6 s)、內(nèi)迭代收斂判據(jù)(Tol分別為0.10，0.05，0.01)、湍流模型(Spalart-Allmaras，k-epsilon，k-omega SST)計(jì)算了高超聲速條件下非定常噴流流場建立過程，圖3～5給出了0°子午線壓力分布?？梢钥闯觯瑖娏髁鲌鼋⒌牟煌瑫r(shí)刻，不同物理時(shí)間步長對非定常流場的建立過程有一定影響，在噴流流場完全建立后(如圖3b)物理時(shí)間步長的影響可以忽略，故后續(xù)計(jì)算時(shí)均選用Δt=1e-6 s；不同內(nèi)迭代收斂判據(jù)的計(jì)算結(jié)果保持了很高的一致性，從而認(rèn)為Tol=0.1即可滿足計(jì)算要求；不同湍流模型對非定常流場的建立過程有一定影響，在噴流流場完全建立后(如圖5b))湍流模型的影響可以忽略，且SA與k-omega SST的計(jì)算結(jié)果保持了很高的一致性，故后續(xù)計(jì)算時(shí)均選用SA湍流模型[9]。圖6給出了計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布曲線對比，可以看出本文計(jì)算方法和計(jì)算參數(shù)基本可行。

圖3 不同時(shí)間步長條件下壓力分布曲線Fig.3 Pressure distribution curve under different time steps

圖4 不同內(nèi)迭代收斂判據(jù)條件下壓力分布曲線Fig.4 Pressure distribution curve under different inner iteration convergence criteria

2 非定常噴流干擾特性

2.1 噴流啟動后干擾流場發(fā)展歷程

圖7給出了噴流開啟后不同時(shí)刻壁面及對稱面壓力云圖，圖8～9給出了噴流開啟后物面壓力分布曲線。0.1 ms時(shí)，噴流作用尚局限在噴口附近，在噴口前方有一道微弱的弓形激波，激波高度比較低；0.3 ms時(shí)，噴流前方弓形激波的高度和強(qiáng)度有了明顯的增強(qiáng)，噴流影響區(qū)域擴(kuò)大，噴口前壓力增大，噴口后壓力降低；0.5 ms時(shí)，弓形激波的高度和強(qiáng)度繼續(xù)加大，分離激波的影響范圍有明顯增加，噴流干擾影響已達(dá)到下表面，形成了微弱的包裹效應(yīng)；1.0 ms時(shí)，噴口前壓力達(dá)到峰值；1.5 ms時(shí)，噴口前影響區(qū)域達(dá)到最大，之后，隨著時(shí)間累積，噴口前影響區(qū)域基本不變，噴口前壓力分布也基本不變；1.5 ms時(shí)，噴流強(qiáng)度和高度達(dá)到最大，但此時(shí)激波不穩(wěn)定；在1.5～3.5 ms這一范圍，弓形激波進(jìn)行不穩(wěn)定擺動；隨后噴流流場逐漸趨于穩(wěn)定，至5 ms時(shí)，噴流流場完全穩(wěn)定[10]。

圖5 不同湍流模型條件下壓力分布曲線Fig.5 Pressure distribution curve under different turbulence models

圖6 計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布曲線對比Fig.6 Comparison of calculated and experimental pressure distribution curve

圖8 噴口前區(qū)域壓力分布(噴流開啟)Fig.8 Pressure distribution in front of nozzle (jet on)

圖9 噴口后區(qū)域壓力分布(噴流開啟)Fig.9 Pressure distribution inrear end of nozzle (jet on)

圖10 壁面及對稱面壓力云圖(噴流關(guān)閉)Fig.10 Pressure cloud charts of wall and symmetry surface (jet off)

2.2 噴流關(guān)閉后干擾流場發(fā)展歷程

圖10給出了噴流關(guān)閉后不同時(shí)刻壁面及對稱面壓力云圖，圖11～12給出了噴流關(guān)閉后物面壓力分布曲線?？梢钥吹剑瑖娏麝P(guān)閉后，噴流前方弓形激波的強(qiáng)度和高度迅速減小，噴口前后區(qū)域的壓力迅速減小，噴流影響區(qū)也迅速減小，至10 ms時(shí)，噴流干擾影響消退，噴口前后表面壓力分布特性與無噴時(shí)表面壓力分布特性基本一致。由于氣流粘性的影響，造成噴流干擾流場在發(fā)動機(jī)關(guān)閉后較長時(shí)間才能恢復(fù)到穩(wěn)態(tài)，存在延遲效應(yīng)[11-15]。

2.3 飛行參數(shù)對噴流干擾非定常特性的影響

圖13給出了噴流開啟后不同時(shí)刻各個(gè)馬赫數(shù)條件下0°子午線壓力分布變化情況。可以看出，隨著馬赫數(shù)升高，噴口前后區(qū)域壓力均有所提高，且噴口前區(qū)域取得壓力峰值的位置基本不變，噴口后壓力分布變化規(guī)律也基本一致。

圖14給出了噴流開啟后不同時(shí)刻各個(gè)攻角條件下噴口前區(qū)域、噴口后區(qū)域壓力分布變化情況。正攻角時(shí)，噴口處于背風(fēng)面?？梢钥闯觯S著攻角增大，噴口前區(qū)域壓力均有所降低，且取得壓力峰值的位置向遠(yuǎn)離噴口位置的前向移動；隨著攻角增大，噴口后區(qū)域壓力也有所降低。

圖15給出了不同馬赫數(shù)條件下推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心的相對偏移量隨時(shí)間變化曲線?？梢钥闯觯煌R赫數(shù)條件下，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心的相對偏移量隨時(shí)間變化規(guī)律基本一致。噴流開啟后，在0～1.5 ms或0～2.0 ms時(shí)，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心向前偏移，其中在1～1.2 ms向前偏移量最大，之后推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心向后偏移并逐漸趨于穩(wěn)定；馬赫數(shù)越高，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心越向后偏移；噴流關(guān)閉0～10 ms內(nèi)，噴流干擾的影響仍然存在，且噴流進(jìn)行不穩(wěn)定擺動，造成推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心也進(jìn)行不規(guī)則偏移，之后偏移量逐漸趨于穩(wěn)定。

圖11 噴口前區(qū)域壓力分布(噴流關(guān)閉)Fig.11 Pressure distribution in front of nozzle (jet off)

圖12 噴口后區(qū)域壓力分布(噴流關(guān)閉)Fig.12 Pressure distribution in rear end of nozzle (jet off)

圖13 不同馬赫數(shù)條件下壓力分布曲線Fig.13 Pressure distribution under different mach numbers

圖14 不同攻角條件下壓力分布曲線Fig.14 Pressure distribution under different angles

圖15 不同馬赫數(shù)條件下推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心的相對偏移量隨時(shí)間變化曲線Fig.15 Position offset of point of thrust under different mach numbers

圖16給出了不同攻角條件下推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心的相對偏移量隨時(shí)間變化曲線?？梢钥闯觯瑏砹鞴ソ恰?°時(shí)，噴流開啟后，在0～1.5 ms或0～2.0 ms時(shí)，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心向前偏移，其中在1～1.2 ms向前偏移量最大，之后推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心向后偏移并逐漸趨于穩(wěn)定；攻角<0°時(shí)，噴流開啟后，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心持續(xù)向前偏移并趨于穩(wěn)定，至1 ms附近向前偏移量最大；噴流關(guān)閉0～10 ms內(nèi)，噴流干擾的影響仍然存在，且噴流進(jìn)行不穩(wěn)定擺動，造成推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心也進(jìn)行不規(guī)則偏移，至13 ms左右，推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心偏移量逐漸趨于穩(wěn)定。

3 結(jié)束語

本文采用數(shù)值模擬技術(shù)對側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)進(jìn)行研究，為總體及控制設(shè)計(jì)提供參考。主要研究結(jié)論如下：

(1) 通過多狀態(tài)對比分析，給出了適用于此側(cè)向噴流問題的非定常數(shù)值計(jì)算方法，給出了合理的內(nèi)迭代收斂判據(jù)、物理時(shí)間步長等。

(2) 噴流啟動后，在1.5 ms時(shí)，噴流強(qiáng)度和高度達(dá)到最大，但此時(shí)激波不穩(wěn)定，進(jìn)行不穩(wěn)定擺動；至5 ms時(shí)，噴流干擾流場完全建立并達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)

圖16 不同攻角條件下推力作用點(diǎn)相對質(zhì)心的相對偏移量隨時(shí)間變化曲線Fig.16 Position offset of point of thrust under different angles

。

(3) 噴流關(guān)閉后，噴流前方弓形激波的強(qiáng)度和高度迅速減小，噴流影響區(qū)也迅速減小，至10 ms時(shí)，噴流干擾影響基本消退。

(4) 噴流關(guān)閉后，存在氣流粘性產(chǎn)生的延遲效應(yīng)，造成噴流干擾流場在發(fā)動機(jī)關(guān)閉后較長時(shí)間才能恢復(fù)到穩(wěn)態(tài)。

(5) 飛行參數(shù)對噴流干擾影響區(qū)及壓力分布等均有明顯影響。

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Numerical Investigation of Unsteady Lateral Jet Interaction

REN Shu-jie，CHEN Gang，LIU Yong-li，ZHANG Qing-bing

(Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China)

A numerical simulation method is used for the investigation of unsteady lateral jet interaction. Through many comparisons of the wall pressure distribution，the numerical simulation method suitable for this case is established，which is used to obtain the transient jet interaction flowfield when the jet is on or off. The results show that：①if the jet is on, after 1.5 ms，the intensity and height of jet reaches its peak，but the shock wave is unstable, and the jet interaction flowfield achieves the finally state in 5 ms; ②if the jet is off，the intensity and height of the shock wave and the influence area of jet descend quickly. Due to the delayed effect of air viscosity, in 10 ms time, the influence of jet interference is faded away.

lateral jet；unsteady；dual-time stepping method；jet on；jet off；pressure distribution

2016-09-05；

2016-12-20

有

任淑杰(1985-)，女，河北衡水人。工程師，碩士，研究方向?yàn)橛?jì)算流體力學(xué)。

通信地址：100854 北京市142信箱30分箱 E-mail：zgjdrsj@126.com

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.03.028

U475.4；V233.7

A

1009-086X(2017)-03-0179-07