搜索火箭導(dǎo)彈二維繞流與噴流干擾流場(chǎng)數(shù)值模擬
2017-02-19 by:CAE仿真在線 來源:互聯(lián)網(wǎng)
火箭導(dǎo)彈二維繞流與噴流干擾流場(chǎng)數(shù)值模擬
張正娟菅翌2
(1裝備指揮技術(shù)學(xué)院,北京 101416,2總裝25基地,山西,036304)
摘要:就一般的火箭導(dǎo)彈外形建立二維軸對(duì)稱模型,采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型,利用流體力學(xué)計(jì)算軟件fluent6.3對(duì)不同壓力的(0.5atm、2atm、5atm)噴流與外部來流干擾進(jìn)行了數(shù)值模擬,得到了彈箭尾部等壓力、等密度、等馬赫數(shù)曲線圖,顯示了清晰的繞流波系結(jié)構(gòu)。為彈箭設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)和設(shè)計(jì)方法。
關(guān)鍵詞:火箭導(dǎo)彈 繞流 噴流 數(shù)值模擬 fluent
引言
發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí),噴流對(duì)彈體底部壓力有很大的影響,特別是噴流與繞流的干擾嚴(yán)重地影響了彈體的空氣動(dòng)力性能,進(jìn)而直接影響到彈體的彈道性能[1]。試驗(yàn)研究需要耗費(fèi)大量的財(cái)力和人力,并且獲得的數(shù)據(jù)有限。本文就一般的火箭導(dǎo)彈外形建立二維軸對(duì)稱模型,利用流體力學(xué)計(jì)算軟件fluent對(duì)噴流與繞流進(jìn)行了數(shù)值模擬,為火箭的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)和設(shè)計(jì)方法。
1、湍流模型
k-ε模型是fluent提供的一種湍流模型,它把渦粘系數(shù)和湍動(dòng)能及湍動(dòng)能耗散聯(lián)系在一起,湍動(dòng)粘度模型為[2]:
在模型中,表示湍動(dòng)耗散率的ε被定義為:
在標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中,k和ε是兩個(gè)基本未知量,與之相對(duì)應(yīng)的輸運(yùn)方程為:
其中,
是由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng),
是由于浮力引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng),
代表可壓湍流中脈動(dòng)擴(kuò)張的貢獻(xiàn),
、
和
為經(jīng)驗(yàn)常數(shù),
是k方程和ε方程的湍流Prandtl數(shù),
和
是用戶自定義的源項(xiàng)。在本文中,常數(shù)取以下值:
、
、
、
、
。
2、數(shù)值模擬方法
2.1 網(wǎng)格劃分
本文計(jì)算的模型采用2D建模方法。采用簡(jiǎn)化的火箭外形,以火箭的長(zhǎng)度C為單位。計(jì)算區(qū)域?yàn)?左域取半徑為2C的半圓,右域取2C×2.5C的矩形。網(wǎng)格數(shù)為146×148。箭體附近以及尾焰部分網(wǎng)格加密。圖1是箭體的網(wǎng)格示意圖。
圖1 箭體網(wǎng)格示意圖
2.2流場(chǎng)計(jì)算
利用FLUENT6.3計(jì)算流體力學(xué)軟件,選擇基于密度的隱式求解器、標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型。其中的經(jīng)驗(yàn)常數(shù)取FLUENT的默認(rèn)值。
箭體邊界除尾部噴流外,其它均采用固面無滑移邊界條件。由于計(jì)算區(qū)域外邊界遠(yuǎn)離箭體,計(jì)算時(shí)采用遠(yuǎn)場(chǎng)壓力條件,即給定遠(yuǎn)場(chǎng)壓力值、溫度值以及來流的馬赫數(shù)、方向等。本文中取
、
、
,尾部噴流取
、
,分別計(jì)算了攻角為0°
的流場(chǎng)情況。并且計(jì)算了在
條件下攻角為
計(jì)算過程解算收斂條件:按系統(tǒng)默認(rèn)為10-3。
3、計(jì)算結(jié)果及分析
圖2~4給出了不同尾部噴流壓力下的計(jì)算等密度線圖、等壓力線圖和等馬赫線圖。圖2是尾部噴流壓力為2atm時(shí)的計(jì)算結(jié)果,可以看到超聲速來流和噴流在彈底產(chǎn)生激波。噴流的壓力對(duì)干擾流場(chǎng)有較大的影響。當(dāng)噴流壓力為5atm時(shí),隨著噴流膨脹效應(yīng)的增強(qiáng),激波反射長(zhǎng)度增加。
圖2 Pj=2atm, a=0°時(shí)計(jì)算結(jié)果
(a)Density contour (b) Pressure contour (c) Mach contour
圖3 Pj=5atm, a=0°時(shí)計(jì)算結(jié)果
(a)Density contour (b) Pressure contour (c) Mach contour
圖4 Pj=0.5atm, a=0°時(shí)計(jì)算結(jié)果
(a)Density contour (b) Pressure contour (c) Mach contour
圖5、6是尾部噴流壓力為5atm,攻角為10°與-10°時(shí)的計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯鲈诔曀儆泄ソ菞l件下彈體繞流與噴流干擾流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)十分清晰,其中包括彈體頭部激波、彈底噴流與外繞流形成的分離區(qū)、分離激波和再附激波等。
圖5 Pj=5atm, a=10°時(shí)計(jì)算結(jié)果
(a)Density contour (b) Pressure contour (c) Mach contour
圖6 Pj=5atm, a=-10°時(shí)計(jì)算結(jié)果
(a)Density contour (b) Pressure contour (c) Mach contour
結(jié)束語
運(yùn)用fluent的k-ε模型能模擬超聲速噴流與外部擾流復(fù)雜干擾流場(chǎng),能夠得到清晰的波系結(jié)構(gòu)。對(duì)于火箭導(dǎo)彈空氣動(dòng)力設(shè)計(jì),Fluent數(shù)值模擬是一種很有效的計(jì)算機(jī)實(shí)驗(yàn)方法。
參考文獻(xiàn):
[1] 苗瑞生,居賢銘,吳甲生.導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2006.1.
[2] 張兆順,崔桂香,許春曉.湍流理論與模擬[M].北京:清華大學(xué)出版社,2005.9.
NUMERICAL STUDIES FOR INTERACTION FLOWFIELD BETWEEN FLOW AROUND BODY AND JET FLOW EXHAUSTING FROM ROCKET
ZHANG Zheng-juan JIAN Yi
(The Academy of Equipment Command & Technology, Beijing, 101416)
Abstract:Modeling 2D Turbulence Model according to the k-ε based on commonly Rocket symmetry 2D model. Numerical simulation interaction between different jet flow pressure(0.5atm、2atm、5atm) and flow around body were carried out on fluent. The computation results indicate that Numerical simulation on fluent can guiding the design of Rocket.
Key words:Rocket, Jet flow, Numerical simulation, fluent
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