气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析（共8篇）

篇1：气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

用X型双丝热线探头对扇形气膜孔射流下游流场的测量结果表明,湍流因射流的注入而显著增强,并存在十分明显的各向非同性.传统的应力和速度梯度的涡粘关系仍然适用于气膜冷却流场,但应该在不同的`方向上分别对湍流粘性系数进行修正.标准k-ε湍流模型可成功地模拟孔内流动和流向倾角α较小时的掺混气膜冷却流场,但在α较大时的孔中线附近区域内的流场模拟是不成功的,并导致冷却效率的模拟失败.

作 者：徐红洲 王尚锦 刘松龄 许都纯 Xu Hongzhou Wang Shangjin Liu Songling Xu Duchun  作者单位：徐红洲,王尚锦,Xu Hongzhou,Wang Shangjin(西安交通大学能源与动力工程学院机泵中心,西安,710049)

刘松龄,许都纯,Liu Songling,Xu Duchun(西北工业大学航空动力与热力工程系,西安,710072)

刊 名：推进技术  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)： “”(2) 分类号：V232.4 TQ021.3 关键词：涡轮叶片   薄膜冷却   气体冷却   喷流试验   湍流模型   数值分析  

篇2：气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

对高超声速圆球模型飞行流场进行数值模拟,分别采用空气完全气体模型、平衡气体模型以及热化学非平衡11组元气体模型求解非定常轴对称N-S方程组.使用有限差分时间相关法捕捉激波,得到了定常流场的解.差分方程隐式部分采用了LU-SGS方法以避免矩阵运算,对化学反应和振动能量源项采用预处理矩阵以解决刚性问题.由计算结果处理得到的.阴影图和干涉条纹图与再入物理弹道靶实验照片进行了对比分析,验证了实验中圆球飞行流场大部分区域接近于平衡状态.

作 者：柳军 乐嘉陵 杨辉 作者单位：柳军(国防科技大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073)

乐嘉陵,杨辉(中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000)

篇3：消防水枪内外流场的数值模拟研究

以往对消防水枪的研究多以实验为主,从直观角度获取消防水枪特性参数。而对水枪内外流动进行数值研究还不多见。笔者利用Fluent软件对消防水枪进行计算机仿真,分析流场的动静态特性。定量地捕捉流场各处的速率、压力和各相耦合强度等重要参数,分析这些参数对装置性能的影响,为消防水力装备的设计和优化提供有效手段。

1 几何模型

水枪的内流道是对称结构,可以简化为二维轴对称模型,水枪的轴向为X轴,径向为Y轴。进口是半径为25 mm的圆,出口为直径为29.5 mm,中间喷芯的直径为21.5 mm。采用非结构化网格建立流场的二维对称网格,图1为对应的网格视图。

2 数值模型

在喷口处,由于水射流与周围空气有混杂,不是单纯的单相流问题,而是典型的气液两相流,需要用多相流模型模拟。湍流模型采用K-ε模型,气液两相流模型采用VOF模型,主相为水,辅相为气。不考虑能量(热量)转移,相变,流动按不可压处理。并对边界条件进行设置,其中进口边界设为压力进口,设定压力为0.6 MPa,出口边界设为压力出口,自由出流,其他边界为粘性固体壁面边界,速率为0,压力梯度为0。

3 模拟结果

3.1 速度场、压力场分析

图2为压力等值线,从图中可以看出水枪内流场的静压变化情况,沿X方向,压力逐渐递减,在圆台处和凸台处等过流截面积变小处,压力迅速降低,一部分静压转化为动压,一部分压力由于过流面积的变化而损失。图3为在压力损失最大处的速度矢量图,在流道的垂直拐角处有漩涡产生,压力损失严重。

2.2 水枪出口特性

(1)气液分层。

图4为水的体积分数等值线,可以看出在出口段气液有明显的混杂,图5表示径向长度在0.024 m以下,是纯气相,随着径向长度增大,出现气液混杂,空气百分比变小,最后变为纯液相。

(2)出口速率。

图6表示出口速率大小、轴向速率、径向速率沿着水枪半径方向的变化情况,在虚线右边是液相区的速率变化,虚线左边是气相区的速率变化。在液相区,喷口外边缘速率最高,达到22 m/s,向里则速率逐渐降低,说明喷嘴出口处高质量流率区是比较小的一个环形域。中间部分是气相区,在气相区,由于水的卷吸作用,气相速率在靠近液相处为负,向中间逐渐趋近于零。

另外,可以通过计算喷嘴出口平面上的液相速率与轴向(X向) 的夹角即速率半角来预示水枪的射程,半角越大,射流发散越快,射程越近。图7为出口面的速率半角,可以看出,在气液分界面上速率半角最大,为59°,随着径向长度变大,速率逐渐收敛,速率半角逐渐变小,在最外侧,速率半角降低到5°,出口速率的收敛情况非常好。

(3)喷口开度对流场的影响。

通过喷芯的轴向移动,调节喷口的开度为2.5 mm和3.5 mm,观察喷口开度对内流场的影响。研究发现,喷口开度为2.5 mm,流量为7.2 L/s,开度为3.5 mm,流量为9.0 L/s。图8表示在出口平面气液两相的混掺程度,开口越小,气体所占的体积分数越大,气液掺混程度越大,被带动的周围介质越多,使射流本身的速率沿流向减小得越快,环形水柱厚度越小,不利于射流的收敛。图9表示的是在出口平面上,液相的速率随Y轴的变化曲线。可以看出,在出口最大速率随开口变化不大,但平均速率随开口减小而减小。

4 射流分析

水枪射流是非淹没自由射流,射流射入空气后,由于湍流的脉动,卷吸周围静止的空气进入射流,两者混杂向前运动,射流宽度沿流向越来越大,流速越来越慢。影响射程的因素很多,包括出口速率大小、扩散角、中空度、速率均匀度等,各种因素相互影响相互制约,但判断射程的远近最直观的方法是看射流核心区的长度,射流核心区指由喷口开始,射流未受混掺而保持原出口流速流动的中心部分。射流核心区越长,射程越远。水枪设计的好坏主要看射流情况,在使用中更受关注的也是水在空气中的外流场情况,因此,笔者对水枪的射流进行了模拟。在水枪出口建了一个轴向长度为300 mm、半径为150 mm的区域,进行外流场模拟。速率场矢量分布见图10,轴向速率场等值线见图11。

从图10和图11可以看出,水喷出后,出口处是圆环状射流,中间空心,在水流的带动下,水枪出口处产生了一对旋转方向相反的对称漩涡,水喷出后由于与中心空气的速率差,速率迅速收敛,呈圆柱状喷出。

5 结 论

利用Fluent软件,可以对水枪的内外流场进行仿真模拟,反映水枪的喷射情况,实现流场的可视化,并得到不同位置的速率、压力、气液掺混程度等参数。在今后的工作中,可以通过数值模拟与试验相结合的方式反映水枪不同结构尺寸对喷射性能的影响,指导水枪的流道设计。

喷口的开度可以用来调节水枪的流量,但是开口变小,气液掺混程度变大,不利于速率收敛,出口平均速率降低,压力损失变大,因此不宜通过移动喷芯改变喷口的大小来调节流量。水枪设计时可将出口流道设计成流线型,让最低压力点尽量后移,使势流的降压区加长,粘性摩擦阻力和压差阻力将大大减小。

为了提高计算精度,减少运算时间,需要根据初步计算结果对网格进行局部加密,尤其是射流部分和气液分层处。

摘要：利用Fluent软件对水枪内外流场进行仿真模拟,分析了内流道对速率场和压力场的影响,得出了水枪出口处气液体积分数和速率分布情况,分析了喷口开度对水枪出口速率、扩散角的影响,为水枪流道的优化设计提供参考。

关键词：消防水枪,数值模拟,内流场,外流场

参考文献

[1]郑洽馀,鲁钟琪.流体力学[M],北京:机械工业出版社,1980.

[2]罗惕乾.流体力学[M].北京:机械工业出版社,1999.

篇4：气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

高超声速锥导乘波体流场的数值模拟研究

为了验证乘波体的设计方法,对设计马赫数6的锥导乘波体的三维流场进行了数值模拟.研究表明:设计点无粘流场与基准流场吻合,符合乘波体的设计理论;粘性对锥导乘波体的升力系数的`影响不大,对阻力系数有较大影响;数值模拟方法对乘波体的流场和性能计算是适用的.

作 者：赵志 宋文艳  作者单位：西北工业大学动力与能源学院,西安,710072 刊 名：弹箭与制导学报  PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)： 29(5) 分类号：V211.3 关键词：高超声速   乘波体   数值模拟   升力   阻力  

篇5：气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

涡轮级进口温度分布不均匀时流场和温度场的非定常数值模拟

采用Jameson的四阶龙格-库塔法研究了高压涡轮叶栅进口有温度畸变时的涡轮流场.通过对一级涡轮叶排的`非定常数值模拟,计算结果表明,由于叶排间的相互运动,叶片表面的压力呈周期性地变化,流场也是周期性地变化;当进口气流温度分布不均匀时,进口的热气流会向转子压力面上迁移,导致压力面上产生热点,使动叶表面温度发生很大变化,加入热斑对静叶栅内流场的影响较小,对动叶栅内流场影响较大.

作 者：董素艳 刘松龄 朱惠人  作者单位：西北工业大学航空动力与热力工程系, 刊 名：西北工业大学学报  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF NORTHWESTERN POLYTECHNICAL UNIVERSITY 年，卷(期)：2001 19(3) 分类号：V211.1+5 关键词：数值模拟   非定常流   热斑   涡轮级  

篇6：气膜冷却流场的实验研究和数值模拟的分析

喷管广泛应用于汽轮机、风洞、引射器等动力和实验装置中。喷管的研究手段有两种:试验和理论分析。前者对人力、物力、财力和时间的消耗巨大, 后者由于计算工具的限制, 使得数值解在工程实际中完全失去了意义。

近年来得到迅速发展的CFD类软件在实现对动力装置内部流场的数值模拟计算方面, 有着极其强大的功能。CFD类软件可以用作在流动基本方程控制下对流体流动的数值模拟, 通过这种数值模拟, 可以得到极其复杂问题的流场内速度、压力、温度、马赫数等的分布, 此外, 与CAD联合, 还可进行结构优化设计等。FLUENT是一个通用的CFD软件包, 用来模拟从不可压缩到高度可压缩范围内的复杂流动。由于采用了多种求解方法和多重网格加速收敛技术, FLUENT能达到最佳的收敛速度和求解精度。

2 喷管内空气流动的控制方程

Navier-Stokes (N-S) 方程组是迄今为止描述流体流动最为完备的控制方程组, 适用于本研究对象的直角坐标系下非定常可压缩的二维轴对称流动的守恒型雷诺平均N-S方程为:

在上述方程中, ρ为密度, vx, v分别为x, y方向的速度矢量, p为压强, μ为粘性系数。

3 FLUENT环境下的数值模拟计算

3.1 喷管模型

本文研究对象为一轴对称Laval喷管, 总长35mm。收敛段长5mm, 喉部直径4mm, 壁型为一半径为5mm的1/4圆弧, 扩张段壁型为一斜率为1:30的斜线。喷管进口温度为295K, 总压为88750Pa。湍流模型选择Spalart-Allmaras湍流模型, 采用耦合隐式求解器。

采用三角形网格, 并对喷管的喉口和边界进行加密。对流动项的离散过程中采用具有二阶精度的二阶迎风格式, 扩散项的离散采用中心差分格式, 对离散方程的求解采用耦合隐式求解方法。边界条件分别为:入口选为压力入口;出口为压力出口;边界采用壁面边界。残差值均选为0.001。图1为Laval喷管的网格分布图。

3.2不同工况下的数值模拟计算结果

模拟中选取了四种工况, 即喷管出口截面下游环境真空度为分别为0.02、0.03、0.05、0.07Mpa。

3.2.1喷管出口质量流量曲线 (见图2)

3.2.2喷管轴线处马赫数分布图 (见图3)

3.2.3喷管壁面压力分布图 (见图4)

3.2.4局部放大速度矢量图 (见图5)

4 结果分析

由图2看出, 随着出口真空度增加, 流量开始增加, 当喷管的喉部压力达到临界压力时, 喷管中的流量达到最大值。再降低背压, 流量m基本保持不变;由图3看出, 当喷管出口截面环境真空度为0.02~0.05Mpa时, 在喉部以后的扩张段的某一位置, 喷管轴线处的马赫数由大于1突然降到小于1, 即在此处产生正激波。用与喷管入口的距离来表示激波产生的位置, 其中喷管入口在试验中的位置为205mm, 可得激波产生的位置见表1。

从激波位置表中可以看到, 喷管中激波的位置随着背压的增加 (真空度减小) 逐渐向喷管喉部移动;

由图4可以看出, 当喷管出口截面真空度为0.07Mp时, 喷管壁面的压力始终下降, 没有出现边界层分离;而喷管出口截面真空度为0.02~0.05Mp时, 在喷管喉口以后出现压力由下降趋势突然变为增加, 就认为此处即为边界层分离位置, 采集分离位置的数据, 得到边界层分离位置数据表。

由表2可以看出, 随着背压的增加 (真空度减小) , 分离位置逐渐向喷管喉口部位移动。从分离处压力一系列数据我们还可以看出, 随着背压的增加 (真空度减小) , 边界层分离处压力也是随之增加的;

此外, 从图5可以看出, 当喷管出口截面真空度为0.03~0.05Mpa时, 喷管内出现局部回流, 且随着背压的增加, 回流的位置越靠近喉部;当喷管出口截面真空度为0.07Mpa时, 在喷管出口截面近壁面处出现局部回流, 当喷管出口截面真空度为0.02Mp时, 无回流产生。

5 结论

5.1 背压与正激波位置的关系表明, 喷管中产生激波的截面随着背压的降低 (真空度增加) 逐渐向喷管出口方向迁移, 因此在设计、制造喷管这一类部件时, 必须充分考虑喷管在不同背压下通道内气体流动特性。

5.2 背压与边界层分离位置的关系表明, 喷管中边界层分离的位置随着背压的降低 (真空度增加) 逐渐向喷管出口分向迁移。为减少边界层分离对喷管流场的影响, 应减小背压, 使边界层分离位置向喷管出口方向移动。

参考文献

[1]韩占忠等, Fluent流体工程仿真计算实例与应用[M].北京:北京理工大学出版社, 2004.

[2]王福军, 计算流体动力学分析[M].北京:清华大学出版社, 2004.

[3]张廷芳, 计算流体力学[M].大连:大连理工大学出版社, 1992.

[4]Laval喷管内激波/湍流边界层干扰的数值模拟[D].鞍山:辽宁科技大学, 2007, 3.

[5]魏庆鼎.湍流边界层分离的实验研究[J].空气动力学学报, 1985, 3:30-38.

篇7：仿生机翼流场的数值模拟

关键词：机翼,计算流体力学,仿生,减阻,数值分析

1 概述

长期以来,人们一直在寻找减小粘性流体流动阻力的方法。自然界的生物体已有40亿年的进化历史,其中存在很多的巧妙的原理与结构。从仿生学角度出发,寻求减小粘性流体的阻力是一种简单、绿色环保的有效方法。

座头鲸的胸鳍非常独特,胸鳍前缘有巨大的圆形凸起和节结。座头鲸虽然体积庞大,但动作敏捷。本文在前人对座头鲸特殊的胸鳍实验研究基础上,对NACA63-210机翼的前缘做了类似座头鲸胸鳍前缘“节结”设计,并采用专业流体分析软件FLUENT,对仿生机翼流场进行数值模拟。

2 CFD前处理工作

2.1 模型的建立及离散化

运用PRO/E中基于NURBS方法建立三维机翼模型,如图1,机翼弦长为0.1m,机翼翼展为0.4m。仿生机翼最大弦长在机翼展长0.12m处和0.28m处,弦长为0.11m;最小弦长在机翼展长0.04m、0.2m和0.36m处,弦长为0.09m。利用Gridgen生成计算网格,为保证两翼计算可比性,在计算中建立相同的计算域和网格结构,生成的网格数为122×127×77。在翼面前后缘附近进行了加密。流场区域沿翼弦方向向前取8倍弦长,向后取11倍弦长。

2.2 边界条件

流场分析时认为流场稳定,各参数不随时间变化;流体为不可压缩流,密度和粘性等物理性质不随时间变化。采用速度入口边界和无滑移固体边界条件。假设自由来流的空气密度ρ=1.225 kg/m3,空气粘性系数μ=1.7894×10-5 N·s/m2,选取雷诺数1.5×105流动状态,分别计算00、30、40、50、60、80攻角的气动特性。

3 计算结果

与标准机翼相比,仿生机翼升阻比除在0°减小外都增大,最大的升阻比增加率达到17.7%。如表1。

4 机理分析

如图2,仿生翼在0.2m处剖面的上表面机翼中前部的吸力最大,吸力减小的曲线较陡,减小较快,产生了较大的逆压梯度;在0.24m处的剖面上,上表面机翼中前部吸力变化快慢趋势基本一致,只是后缘的逆压梯度比标准翼大;在0.28m处的剖面,压力变化曲线比较平缓,逆压梯度最小,也只有在翼后缘逆压梯度才迅速增大。

仿生机翼的前缘有凹凸分布,凸出的机翼部分,则在上下压力差的作用下,流体从下表面绕过凸出的机翼部分两侧,翻转到上表面,因此在下表面产生向外的横向速度分量,而在上表面则正好相反,产生向内的横向速度分量。因而在凸出机翼部分两侧产生附着涡和延伸到尾流区的自由涡。涡的影响,使得有凸的机翼部分沿翼弦方向有效攻角减小,不容易发生气流分离;而在有凹的机翼部分沿翼弦方向的有效攻角增大,使得容易发生气流分离。从计算结果看,即使是在弦长和标准翼相同的地方,与标准翼相比较,也不容易发生气流分离,这是仿生翼升阻比增大的主要机理。

参考文献

[1]Fish F,Lauder G.Passive and active flow control by swimming fishes and mammals[J].Annu.Rev.Fluid Mech.,2006,38:193-224.

[2]Miklosovic D,Murray M,Howle M,et al.Leading-edge ay stall on humpback whale(Megaptera novaeangliae)flippers[J].Physics of Fluids,2004,16(5):39-42.

篇8：超燃雾化喷管内流场的数值模拟

微尺度喷管是微推进器中产生推力的重要部件。研究微喷管的流动特性对指导微推进器的设计和性能改进具有非常重要的意义。尺度的微型化会给喷管内流场模拟、喷管外形设计、流场测试以及推进性能的测试带来新困难。由于受到实验手段的限制,微喷管内流动的研究主要靠数值模拟来完成[2]。由于流场本身的复杂性,运用经典的空气动力学理论很难对其进行定量地分析和认识。但随着有限元理论的不断发展和对超音速流场的进一步研究,运用数值方法较为精确地分析超音速气流特性已成为可能。

本文应用FLUENT软件,选用风洞中的喷管作为模拟对象,对设计的实验喷管进行冷态数值模拟,并分析其中的流场;即通过实验设计给定的拉瓦尔喷管的几何形状,研究当改变入口压力时通过喷管的压力变化情况,验证所设计喷管的合理性,并分析了在喷管尾端底部加一个凹槽对气流的影响。

1模拟结果与分析

1.1喷管模型

本文在给定入口马赫数Ma=2,出口压力P2=1×105Pa,入口温度T0=300 K,入口截面积A2=6×10-4m2,入口压力P0=7.8×105Pa条件下,根据相应公式计算的结果,得到给定条件下的喷管结构形状如图1所示。

1.2 模拟结果与分析

1.2.1 拉瓦尔喷管设计的合理性

湍流出现在速度变动的地方,这种波动使得流体介质之间相互交换动量、能量和浓度变化,而且引起了数量的波动。本文湍流模型采用Spalart-Allmaras 模型,对于解决动力漩涡黏性,SA 模型是相对简单的方程,SA湍流模型可以成功地应用在内流计算中,并且具有很好的效果[3]。在FLUENT中,SA模型用在网格划分得不是很好时,这将是最好的选择。

在设计背压为1×105 Pa,T0为300 K,Ma为2的喷管时,其入口设计压力为7.8×105 Pa。下面验证选择7.8×105 MPa的合理性。对于本文针对入口压力进行比较,选入口压力分别为3.9×105 Pa,5.87×105 Pa,11.9×105 Pa,15.6×105 Pa的压力与7.8×105 Pa进行比较。本文选用空气作为模拟的工质,密度为1.225 kg/m3。各压力条件下模拟的喷管轴线方向压力变化结果如图2所示。

由图2分析得出,入口压力发别为3.9×105 Pa和5.87×105 Pa时,出口压力下降到了1×105 Pa以下, 则喷管出口将受到外部压力的阻碍,对喷管中的气体出流造成影响。喷管内气体膨胀到了比背压低的压力,即所谓的过度膨胀,这不利于喷管内气流的出流。因为气流在扩张段,气流速度增至超声速,然后在某一截面处产生冲击波,使压力跃升,气流速度急剧降至亚声速,再按扩压管方式升至背压流出喷管,此时流量仍等于设计流量,但冲击波产生截面的位置随背压的升高而逐渐向内迁移,直至喉部截面,因此,当喷管出口压力低于背压时,对喷管内的气流流动是不利的,因为发生冲击波的过程是不可逆过程,故应该避免发生这种情况[4]。入口压力为7.8×105 Pa时,出口压力下降。

到1×105 Pa,此时压力得到了完全膨胀。入口压力为11.9×105 Pa和15.6×105 Pa时,出口压力大于1×105 Pa,未得到完全膨胀,即膨胀不足。

由图3和图4可以看出,在设计的入口压力条件下,沿着喷管轴线方向,气流的速度在逐渐地增大,且在喷管喉部之前气流速度极剧地升高,而在通过喉部之后,气流速度开始缓慢地增加;与此同时由图5和图6看出,沿着喷管轴线方向,气流的马赫数也在逐渐增大,且在喉部之前马赫数迅速增大,而在通过喷管喉部之后,马赫数的增速开始放慢,这种情况与缩放喷管理论完全吻合[4]。

因此选择7.8×105 Pa作为进口压力而设计的拉瓦尔喷管是合理的,可以满足实验的要求。

1.2.2 增加深5 mm,长80 mm凹槽实验段的模拟分析

凹槽的流场特性决定了其在燃烧室方面的应用。在亚声速燃烧室中使用凹槽可以追溯到20世纪50年代。近几年,为了提高超燃冲压发动机的性能,超声速燃烧使用最具潜力的凹槽作为燃料喷射、混合和火焰稳定的方法。在超声速气流中,燃料与空气的混合效率很低,采用凹槽来提高混合效率是其中的一种方法。凹槽在超声速燃烧中的作用主要有两方面:(1) 增强混合,采用合理的燃料喷射方法,促使燃料与空气的混合,而使总压损失小;(2) 稳定火焰,在燃烧室温度、压强和化学当量比的较大范围内,维持燃烧[5]。肖隐利等人对采用乙烯燃料的超声速燃烧室流场进行了数值模拟研究。研究表明:在超声速燃烧室中采用凹槽,既可以增强燃料与来流的混合效果,提高燃烧效率,又可以实现燃烧室的可靠点火与火焰稳定[6]。

本文在喷管末端加一深度为5 mm,长度为80 mm的凹槽,模拟分析凹槽对喷管末端气流的影响,模拟结果如下所示。

由图7和图8可以看出压力随喷管方向逐渐降低。在实验段凹槽上游由于有突变, 产生膨胀波,导致压力降低,气流由于受到激波的作用压力下降速度增大。并且凹槽底部的压力比周围压力高,同时在凹槽的下游又有突变的过程和激波现象出现。即在凹槽上游和下游都有激波出现。

由图9和图10可以看出速度随喷管方向逐渐增大。在凹槽出现的区间与压力分析图相同都有激波现象出现。气流经过凹槽上游和下游激波时由于压力的突变降低,速度有增大的过程,而在凹槽底部的速度与周围相比较低。

由图11和图12可以看出温度随喷管方向逐渐降低。在凹槽上游和下游由于激波的作用温度突变下降,且凹槽底部温度与周围相比较高,凹槽上游激波的温度高于下游的温度。

通过对增加凹槽的喷管进行的模拟结果可以看出,在气流到达凹槽前端时,由于管道空间的突变,使得气流产生了激波,并造成了气流的压力、速度和温度发生震荡波动。总体来看凹槽的出现对喷管尾部的压力、速度和温度都有相对的提高并有利于尾部气流的扰动,从而有利于燃料的混合和燃烧。

2 结论

(1) 根据给定的初始条件,依据相关计算公式得到了设计拉瓦尔喷管的相关参数并得出了喷管的外形结构图;

(2) 运用数值模拟软件,对设计的拉瓦尔喷管的合理性进行了模拟验证,当气流经过喷管时压力,温度沿轴线方向降低,速度升高,采用的SA湍流模型能很好地模拟喷管内的流场,并得出该拉瓦尔喷管的设计是合理有效的;

(3) 对拉瓦尔喷管的尾端增加的凹槽进行了模拟研究,分析模拟结果得出尾部增加的凹槽有利于气流的扰动,从而有利于燃料充分混合和燃烧,能够提高喷管尾部出口的温度和压力。

摘要：对在给定条件下设计的拉瓦尔喷管进行了数值模拟分析和验证,分别采用进口压强为3.9×105 Pa、5.78×105 Pa、11.9×105 Pa和15.6×105 Pa的模拟结果与设计值7.8×105 Pa的模拟结果进行了比较,并得出设计的拉瓦尔喷管比较合理能够满足实验要求。同时模拟分析了在喷管末端增加一凹槽对喷管尾部气流的影响,研究表明凹槽的存在有利于气流的扰动,从而促进燃料的充分混合和燃烧。

关键词：拉瓦尔喷管,凹槽,数值模拟

参考文献

[1]张鹏,俞刚.超燃燃烧室一维流场分析模型的研究.流体力学实验与测量,2003;(17)1:88—92

[2]杨海威,赵阳.拉瓦尔型微喷管性能的DSMC模拟.固体火箭技术,2007;(30)2:106—109

[3]宁放飞,徐力平.spalart—Allmaras湍流模型在内流流场数值模拟中的应用.工程热物理学报,2001;22(3):304—306

[4]沈维道,蒋智敏,童钧耕.工程热力学.北京:高等教育出版社,2006

[5]刘欧子,胡欲立,蔡元虎,等.超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态.推进技术.2003;24(3):469—473