试算案例技术方案及分析

1、尾喷管案例流固耦合仿真分析目录1.计算模型及技术路线21.1 计算模型介绍21.2 技术路线31.2.1 气膜孔处理方法41.2.2 整流罩气动热计算72.算例验证83.计算结果处理分析113.1计算边界条件113.2 计算域及网格113.3共轭热传导计算结果分析133.4 小结184.流致结构振动仿真分析184.1 计算条件184.2 计算结果分析185.面临的问题18参考文献191.计算模型及技术路线1.1 计算模型介绍图1为涡轮增压发动机工作示意图，高速气流经过燃烧室燃烧，生成的高温气流经过喷管的加速产生推力，推动飞行器高速飞行。在冲压发动机工作状态下，涡轮发动机尾喷管的隔板向上关闭，构

2、成冲压发动机尾喷管的一部分。图1 涡轮增压发动机工作示意图图2是简化的尾喷管结构图，飞行马赫数为4，高温燃烧气体通过尾喷管扩张段后膨胀加速，提供飞行动力。在喷管前端表面布置有气膜孔，气膜孔向喷管内部吹高速低温气体，在管壁面生成一层气膜，防止壁面高温燃烧。整流罩上壁面整流罩下壁面喷管气膜孔Ma=4高温高速燃气喷气绝热壁面对流辐射图2尾喷管示意图尾喷管几何尺寸如图3所示，气膜孔直径为1mm，管壁面厚度为3mm。喷管1m2m1.2m1m6m图3 尾喷管几何尺寸图1.2 技术路线由于计算条件不足，许多参数需要查阅资料，或通过理论/数值计算得到，赋值到尾喷管计算的对应边界中。在考虑尾喷管热计算中，由于整

3、流罩与喷管的热交换明显，而整流罩的计算参数（如温度、换热系数等）不详，首先通过整流罩的气动热计算，得到一个相对可靠的参数，然后进行尾喷管的仿真计算。技术路线流程图如图4所示。技术方案大纲详见“高超声速飞行器发动机尾喷管多场耦合仿真技术方案.doc”。自上而下进行分析计算，确保每个流程计算的合理与准确。尾喷管整体流场计算整流罩气动热计算尾喷管内流计算尾喷管结构模型温度热应力计算分析流致结构振动分析分流板运动耦合分析图4 技术及计算流程1.2.1 气膜孔处理方法尾喷管气膜孔孔径约1mm，相对整个模型，尺寸相当小，如进行实际网格划分，会带来巨量的网格，计算资源耗费巨大。对于此问题，经过查阅相关资料，

4、对气膜孔采用点源处理，设定气孔坐标及相关计算参数进行计算即可。CFX点源需要设置的参数如下：1.Total Source2.Temperature3.Turbulence Kinetic Energy4.Turbulence Eddy Frequency5.Velocity根据调研的参数，进行了吹风比分别为0.5和1工况下的计算，从图5可以看出，该种工况下，吹风比为0.5的情况下，气膜孔对周围下游有明显的降温效果，但未形成整体的薄膜效果。吹风比为1工况下，喷管整体壁面形成了较均匀的薄膜，对壁面起到了较好的降温效果。（a）吹风比为0.5情况下，喷管前端表面温度分布（b）吹风比为1情况下，喷管前端

5、表面温度分布图5 气膜孔处理计算案例结果由于仅是方案调研，因此没有设置太多的气膜孔及详细的分析。对于实际工程仿真需求，鉴于气膜孔数量较多，会采取脚本的方式进行气膜孔参数设定，CFX中脚本ccl文件格式如图6所示。对于之后研究不同气孔布置，不同吹风角度等对冷却效果的影响提供了便捷的实现方式。循环，修改坐标及速度图6 CFX的ccl脚本文件1.2.2 整流罩气动热计算由于整流罩与机身相连接，整流罩处于机身的尾流中，单独对整流罩进行气动热计算，计算结果直接赋值给喷管整体模型的计算中是不合理的。鉴于没有具体的参数，对整流罩在飞行包线为H=25km，Ma=4工况下进行气动热计算，提取整流罩壁面的平均温度

6、作为尾喷管计算的边界条件。对于气动热的计算，会根据实际需求进行详细计算分析。2.算例验证为验证数值模拟方法的准确性，选择NASA试验模型进行结果对比，模型几何尺寸如图8所示。喷管高度15.24mm，喷管进口马赫数Ma=1.78，总温475k，总压172kPa，外部自由来流马赫数Ma=6，静温658.29268k，静压1596.07Pa。参考论文5。图8 验证算例喷管结构简图网格及计算边界如图9所示，边界层第一层厚度为0.01mm，总网格数约为67000。图9 喷管及计算域网格图10 文献中静压分布及马赫数分布P/Pa（a）静压分布云图Ma剪切层斜激波剪切层（b）马赫数分布云图图11 fluen

7、t计算结果从图11与图10的对比可以看出，静压及马赫数分布与文献基本一致，计算合理从图11（b）可以看出激波的产生位置，剪切层及斜激波。取单边膨胀喷管长边的壁面压力系数与实验结果进行对比，如图12所示，仿真计算结果与实验误差稍大。可能的原因有计算差分格式精度问题、计算条件与实验存在一定的差异等。后期会对CFD的计算精度进行详细的分析。EXPCFD图12 壁面压力系数仿真与实验结果对比3.计算结果处理分析3.1计算边界条件采用CFX进行喷管可压缩流体场计算，喷管亚声速入口速度为240m/s，静温为1211k。计算域左端的超声速入口边界条件速度为1116m/s，静温为216.7K。计算域右端为超声

8、速出口边界。计算域两侧给定对称边界。计算采用k-w SST湍流模型，高阶差分格式，初始化速度为1116m/s，温度216.7K。尾喷管外壁面与整流罩内壁面形成的封闭区域按流体域处理，该流体域左侧给opening边界进行计算。结构材料采用钛合金，具体参数根据查阅的资料进行确定如下。表1 钛合金物性参数导热系数15w/m*k弹性模量110Gpa密度4.4g/cm3线膨胀系数7.89E-6泊松比0.33强度1.012Mpa比热容0.52J/(KgC)3.2 计算域及网格对于三维计算模型，模型尺寸大且计算域也较大，按照理论进行网格划分会导致后期消耗巨大的计算资源，因此采用了较稀疏的网格来验证分析流程的

9、合理及可靠性，之后会进行网格无关性验证，选取合适的网格规模进行实际计算分析。边界层厚度取0.1mm，共10层，拉伸比为1.1，体网格最大边长尺寸0.3m，流体域网格总数约141万。网格如图14，15所示。图13 尾喷管及整流罩结构图图14 尾喷管计算域网格剖面图图15 尾喷管网格剖面局部放大图3.3共轭热传导计算结果分析图16给出了喷管剖面的马赫数分布，从图中可以看出经过喉部后气流加速，产生激波，对于喷管出口的下壁面，由于没有较长的约束面，因此从喷管出来的高压气流更多的膨胀，产生大片的高速区域，而上壁面的膨胀较小。气体在过度膨胀后压力低于环境压力，需要通过一道激波将气流压力提高到环境压力，这道

10、激波就是桶状激波。马赫数越高的地方气流膨胀程度越大，对应的激波角也要更大一些，也就是说桶状激波向内偏转角度要更大一些。图17给出了喷管剖面的温度分布云图，从图中可以看出远场温度约为210k，喷管入口处温度为1211k，喷管壁面与整流罩之间存在热交换，经过喉部后，温度逐渐降低。结构壁面与流体域存在热交换，因此壁面附近有较大的温度梯度。图16 Ma数分布云图图17 温度分布云图图18给出了喷管区域的温度分布及气膜孔附近温度分布局部放大图，气膜孔对其下游区域有明显的降温效果。图18 喷管内温度分布及气膜冷却图19给出了不同流向截面的温度分布云图。X=0.378765m为设置气膜孔的位置，从图中也能明

11、显看出气膜冷却的效果。X=0.9970m为喷管喉部截面位置，从图中可以看出喷管内部流体温度较上一截面大幅降低。X=2m为接近下壁面出口端部0.2m的位置。X=0.378765m X=0.9970mX=1.5m X=2m图19 不同流向截面温度分布云图图20为尾喷管内壁面温度分布云图，图21为尾喷管外壁面温度分布云图。从两幅图中可以看出，由于气膜孔采用的是点源方式处理，因此尾喷管外壁面基本不受气膜孔参数设定的影响，仅是共轭热传导影响。图20 喷管内壁面温度分布图21 喷管外壁面温度分布图22给出了不同流向截面的马赫数分布云图。图22 流向不同截面马赫数分布3.4 小结根据与试验对标的计算结果，说

12、明仿真计算方案的合理及准确性。对于实际三维尾喷管的计算模型，采用同样的方法，进行共轭热传导计算，从激波的产生、温度场的分布等分析，定性的说明仿真计算是合理的。4.流致结构振动仿真分析4.1 计算条件正在进行4.2 计算结果分析5.面临的问题1.仿真计算的准确性对于仿真计算，需根据具体计算问题进行一定的简化（模型的简化，物理问题的简化等），而对于多场耦合计算，单场计算合理准确了，但耦合计算结果并不一定合理，且缺乏实验对标，无法定量说明仿真计算的准确程度。因此，目前只能根据一定的理论知识逐步排除掉可能造成计算不合理的因素。2.仿真计算资源对于超声速的计算，根据CFD理论，对网格的要求比较高，这种巨

13、量网格规模导致计算资源的极大消耗。目前进行的计算是方案行性验证，因此采用了较少的网格数，在实际项目中，需要考虑计算效率的问题。3.计算收敛性问题对于超声速计算，计算的收敛性问题比较突出，因此，一个模型完成计算后，修改模型、计算参数等之后，可能还会面临计算发散问题，需要重新调整计算，不断的试算。参考文献1.Design and Experimental Study of an Over Under TBCC Exhaust System2. Fluidstructure interaction study of the splitter plate in a TBCC3.并联式TBCC发动机进排气系统气动特性研究4.Nu