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1、某发射装置燃气流气体不同模型 二维数值计算比较 航天科工集团三院8 3 5 9 所赵秋鲧罗勇 摘要本文针对二维轴对称几何模型燃气射流，分别按无粘理想气体模型、湍流R e d z a b ek 二方程模型、雷诺应力 ( 脚f ) 模型进行了数值计算。用有限体积法( 删) 对控制方程进行空间离散，计算域采用非结构法网格划分，并将各计算结果 与对应的实测数据进行了对比分析。 主题词燃气射流数值计算有限体积法( F V M ) 1 引言 对于采用热发射方式发射的这种发射装置，导弹发射时发动机喷出的大量高温、高速燃气流作用其上，因 此将大量高温高压燃气通过发射装置顺利地排导出去同时确保发射装置能经受住高
2、温燃气的烧蚀是发射装置 研制的关键所在。作为一种研究流体流动的新方法，计算流体动力学( C F D ) 已广泛地应用在各个流体领域并 越来越受到人们的重视。运用计算流体动力学( c 肋) 软件对燃气流在这种发射装置中的复杂流动进行数值模 拟，可为这种发射装置的研制提供理论依据。而可靠的数值计算，模型选择的正确与否至关重要。由于湍流的 复杂性，各简化的湍流模型都只能适用一定的流动条件及流动状态，反之，对特定的流动条件及流动状态找到 适合的流动模型对工程计算同样重要。本文运用计算流体动力学( C 肋) F L U E N T 软件，对二维轴称结构采用 无粘理想气体( I n v i s c i d
3、i d e a l g a s ) 模型、湍流R e a l i z a b l ek e 二方程模型及雷诺应力( 冗s M ) 模型进行了数值计 算，湍流模型的近壁面处使用标准壁面函数修正。并将各模型的数值计算结果与试验测量数据进行了深入的 研究及比较分析，寻求最合适的气体模型。 2 数值计算 2 1 控制方程 质量守恒方程： 害+ 丕( 脚) = 0 动量守恒方程： ，无粘理想气体为E l d e r 方程： 。 害( I D 莎) + V 。( D 茹) = 一VP + l D 孑+ 粘性气体为雷诺平均N S 方程： 蓦( 脚) + 刍( 删) = 一差+ 南【卢( 嚣+ 筹一号筒裂)
4、】+ 南( 一e u 一 u j ) 能量守恒方程： 蔷( 雄) + V ( V ( e E + p ) ) = 一”( 三，h j j j ) + S h 其中R e a l z a b l ek 一模型的k 和e 输运方程为： ( 肚) + 未( 柳) = 未【( ( 产+ 如吐，l 捌a k 1 + 向+ 侥一萨一+ S k 鲁( p ) + 昌( 卢越) = 刍【( p + 础盥l ，柳a k 1 + D c & 一 l 。c zi _ i + c e 詈c j e 岛+ & 3 2 雷诺应力( R S M ) 模型输运方程： ( 一Dt 面) + ( 耻厕) = 一未 ( pu u
5、j u k + 瓦丽而) 】+ 最【( 未( 面) 】 一p( 而篆+ 面蒙) - 伊( g u T ) + d u i O ) + P ( 筹+ 筹) 2 2 计算方法 工质假定为理想完全气体( 无粘理想气体) ，无化学反应，用一阶精度的有限体积法( 朋z ) 离散控制方程 计算采用非定常、偶合显式算法进行求解。 2 3 边界条件 口) 进口边界：以某型号助推器的出口压力和静态温度为进口条件； 6 ) 出I ：1 边界：以大气环境压力和静态温度为出口条件； c ) 壁面边界：理想气体在壁面可滑移，紊流模型采用无滑移固壁条件并由壁面函数法确定； d ) 热边界：无粘气体无热交换，粘性气体与筒壁
6、以强对流换热为主，外筒外壁与大气可按自然对流换热处 理。 2 4 计算网格 麓黼 摊# 撑 | | 磷燃舞 懈 蚺 肿 瞄碰溯臻蠊# 擀# 幸j 嘲| 鞭擞 十H 。 2 I 车# = 钵车# 材刳幸韩 辑 错抖l # 擗t 材辫 丰l # 丰# 毒描制车饽材稍幸# 扫带材树丰悻 爿喇车 堆 图1 无粘理想气体计算模型网格图 3 试验装置及助推器推力曲线 图2R e a z a b eK e 与R S M 模型网格图 3 3 图3 试验结构及测量分布图 图4 推力时间曲线 试验发动机推力曲线经简化后成一等腰梯形，点火延迟时间平均为l O r e s ，压力传感器的响应时间约1 m s ， 感应
7、膜片的厚度0 2 m m ，温度响应时间约3 0 m s 。 4 计算结果与试验结果的分析 4 1 计算结果 理想完全气体计算结果见附图5 至附图7 。 - 3 4 臣五= L ：_ J k l 皿m _ J 8 t 甜c P r e s s u 晦 8 S e a l ) 邮u-5 。P o s l l l o n 图5 外筒内壁及距内壁l 册t 处在3 m s 时压力曲线图 臣五= 翻a 甘c量 T e m p e r a t u r e ( 1 0 删 o0 5It SU P o s m o n 图6 外筒内壁及距内壁1 嗍处在稳态时温度曲线图 图7 燃汽流场在稳态时的温度场 3 5 一
8、 一 一 盈以泓如K e 两方程模型计算结果见附图8 至附图1 1 。 E 显l 3 6 S I 曲C P f e s s u r o I p 笛c a I ) J2“ P O S 埘0 f l ( m ) 图S 外简内壁及距内壁1 脚l 处在3 挪时压力曲线图 也5O(151 522 5 P o t i o n ( m ) 图9 外筒内壁及距内壁0 1 栅，0 2 m m ，l m m 处在稳态时静温度曲线 国盛盈口I ! - 丝尘。瑚l 1 J 啊棚 S t O i c 砷q = 2 m - 0 JOO 01 J2Z 5 P o s i t i o n ( m ) 、 图1 0 测温度与距
9、内壁0 1 撇，0 2 糯处在稳态时静温度曲线对比 伯棚柑帼柚啦租棚啦也m姐= = ：i l = = 2 2 2 2 t，7巨2 O 翠噶 同 图1 1 燃汽流场在稳态时的温度场 雷诺应力( 麟M ) 模型计算结果见附图1 2 至附图1 4 。 F - l i n e - 1 m I ! 登1 】 o量00 6 11 J22 5 P o s i t i o n ( m ) 图1 2 外筒内壁及距内壁I m m 处在3 n u 时压力曲线图 - 0 500 511522 5 P o s i t i o n ( m ) 图1 3 实测温度与距内壁0 1 m m ，0 2 m m 处在稳态时静温度曲
10、线对比 3 7 谶 雌 幢 潍 阶 阶 静 孙 忡 嘶 蛳 咿 阶 一 噶 图1 4 燃汽流场在稳态时的温度场 4 2 计算与测试结果比较 计算与测试压力比较见表一。单位a r m ，峰值压力取轴向07 5 m 区间的平均值。 、模型 测点 P 1 尸2 尸3P 4P 5 P 6P 7P 8 I d e a g a s 模型 5 0 048 04 7 54 7 04 6 5 4 5 04 4 5 4 4 5 R e a z a b e 模型 3 0 03 0 02 8 02 8 02 8 02 7 52 7 527 0 P “e , M 模型3 4 032 52 踟2 7 527 52 6 0
11、2 6 02 5 0 试验 第1 发 一一一一j 25 025 02l O20 02 0 0l6 0 7 一。 实测 第2 发2 1 025 02 3 02 0 0 一，一7 1 6 014 02 0 0 第3 发 2 0 03 5 01 7 51 ，3 01 8 0I 5 01 8 0 数据 平均值 2 J O23 02 徊119 5 【)l7 01 8 015 01 9 0 计算温度与试验测试比较见表二。单位，取稳态时的温度。 一i 亍理豆 r l1 21 3 I d e a g a s 模型 1 8 0 0 1 8 0 01 8 0 0 筒壁 1 2 0l l Ol R e a z a
12、b eK E 模型距筒壁0 1 ，ml t ) 【】07 0 06 0 0 距筒壁0 2 r a m1 6 0 01 0 0 07 5 0 筒壁7 07 0 6 0 删模型距筒壁0 1 m n 7 7 ( )5 5 05 3 0 距筒壁0 2 m m 1 1 0 01 0 0 09 0 0 第1 次 1 1 3 06 5 55 2 7 第2 次 1 2 7 96 5 36 0 3 实测数据 第3 次1 2 1 86 5 5 6 3 6 平均值 1 2 0 96 5 4 5 8 9 5 结果分析 发动机喷出的超音速高温燃气流经球型端盖导流后进入此发射筒间隙，并在此形成激波。且由于超音速 喷气射流
13、对结构的初始作用远大于其后续作用，从计算结果筒壁的初始压力图( 3 m s ) 看，对于完全气体，因不 存在粘性力的作用，激波压力峰值显著高于波后压力，激波厚度约0 ，7 m ，波速约7 5 0 m s 。对于真实气体，粘性 3 8 力的作用使得激波压力峰值降低，激波厚度增大。压力传感器的响应时间约l ，完全气体的激波通过传感器 也近1 w ( 0 7 7 5 0 ) ，传感器基本能捕捉压力波峰。粘性气体的激波通过传感器的时间远超过1 一。对照同时 刻激波对应的温度约2 5 0 0 C ，设环境温度2 0 0 C ，对流换热系数a = 3 0 0 w ( m 2 ) ，膜片的导热系数A = 6
14、 0 ” ( m 2 ) ，导温系数。= 1 0 X1 06 m 2 s ，膜片1 0 0 0 C 至室温的弹性模量不变。则根据传热学计算，膜片从 2 0 。C 升到1 0 0 。C 需超过1 一时间，因而可以认为压力传感器所感受的激波压力是可靠的。随着时间的延长， 膜片受温度的影响越来越大，传感器所测压力也就越不可信。稳态时，完全气体筒底端的压力出现振荡，沿轴 向迅速稳定在0 7 a t m 。对R e a l i z a b l eA 一二方程模型，底端的压力也出现振荡，出1 3 压力1 a r m ，在筒内存在一 跨音速的界面，出现压力，温度，速度的不连续。 从上面的压力比较看，R e
15、d i z a b l ek e 二方程模型的压力值较之其它模型更接近试验结果。对雷诺应力 ( 删) 模型，其计算结果与R e a l i z a b l e 一e 二方程模型比较接近。但计算都大于实测值，原因f ：是发动机实际 的推力时间曲线与计算时的推力曲线不一至，计算曲线比实际的推力时间曲线多，区的冲量，见图4 ，实际的 推力曲线先是一斜线然后是稳定的水平线，计算推力曲线一开始就是稳定的水平线，这是造成实测值小于计算 值的最主要原因；原因”：计算时发动机是不动，而实际卜产生这一峰值之前发动机已经开始运动，也使压力 峰值也有所降低；原因脚：实际的三维结构简化成二维结构时，由于简间的纵筋使气流湍流度增加，湍流动能 ( ) 和能量耗散增加( ) ，相应的压九能减少，压力峰值降低。 从温度图上比较看，理想完全气体，激波前后的物理量发生显著的变化。因没有粘性的作用，不存在热传 递( 绝热) ，也不存在热边界层，温度的径向梯度极小。对粘性气体而言，激波前后的物理量变化较连续，气流与 简壁之间存在强制对流传热，边界层使得温度的径向梯度极大。温度传感器的响应时间约3 0 m s ，从稳态时的 温度看，理想完全气体流动稳态时在3 “ 5 m a ，由于不
