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《s形进气道流动控制数值模拟研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在教育资源-天天文库。
1、第27卷第2期空气动力学学报Vol.27,No.22009年04月ACTAAERODYNAMICASINICAApr.,2009文章编号:02581825(2009)02024006S形进气道流动控制数值模拟研究1112张丽芬,刘振侠,郭东明,王小峰(1.西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院,陕西西安710089)摘要:采用CFD技术,结合试飞数据,对某S形进气道进行了加涡流发生器的流动控制数值模拟研究。着重分析了三个不同位置加涡流发生器后,进气道内部二次流的发展;之后比较了不加涡流发生器及
2、不同位置加涡流发生器时进气道出口总压恢复、畸变等情况。结果表明涡流发生器明显地影响着进气道内部二次流的发展变化,涡流发生器对进气道出口周向稳态总压畸变有较大程度改善,但是对于提高总压恢复效果不明显。关键词:S形进气道;二次流;流动控制;涡流发生器中图分类号:V211.3文献标识码:A*生器安装在顶壁,位置3涡流发生器安装在下壁。0引言由于气动及隐身方面的需要,许多军用飞机采用S形进气道,如美国的F16、F18等。S形进气道由于受曲率的影响,截面上产生横向的二次流动,二次流是S形进气道一个典型的流动特征。二次流动可以引发出口的对涡
3、(twinswirl)或固体涡(bulkswirl)等旋流现象,导致S形进气道出口畸变增大,效率降低,因此有必要对S形进气道内部流动进行控制,分析二次流的产生、发展,以提高进气道的效率。对于S形进气道流动控制的研究,国外做了大量[14]的实验研究和数值模拟工作;国内该方面的研究中,从公开发表的文献看,实验研究居多[56]。图1涡流发生器的安装角度Fig.1Settingangleofvortexgenerator(VG)本文采用数值的方法,对进气道的被动流动控制进行研究。首先将光滑管道的计算结果与试飞数据外流场选取一个边长为进
4、气道长度8倍的正方比较,确定计算方法的可靠性,之后计算了进气道三形。由于文中计算工况均不存在侧滑角,因此只对计个位置分别加涡流发生器时的流场,对流场内部的二算域的一半进行计算。边界条件的设置如图2,外流次流动进行了对比分析,最后通过出口参数对比说明场的来流给定远场边界条件,外流场的出口给定压力了涡流发生器对某S形进气道性能的影响。边界条件,对称面给定对称边界条件,进气道的出口给定压力出口边界条件。1模型2网格划分与算法进气道模型参见文献[7]。涡流发生器模型采用椭圆柱形状,横截面椭圆的长轴半径15mm,短轴半采用非结构网格划分整个计算域
5、,外流场越远离径0.5mm,涡流发生器高20mm,涡流发生器与来流机头及进气道的地方网格越稀疏,接近机头及进气道呈10!夹角,如图1。在进气道的三个不同位置分别的地方网格则较密。涡流发生器附近网格进行加密,安装涡流发生器各六个。位置1和位置2的涡流发涡流发生器附近的网格如图3。整个模型的网格数*收稿日期:20071106;修订日期:20080115.作者简介:张丽芬(1980),女,河北石家庄人,博士研究生,专业为航空宇航推进理论与工程.第2期张丽芬等:S形进气道流动控制数值模拟研究241约63万,机头附近及进气
6、道内部网格占总网格数的算结果与试飞数据吻合较好,因此可以认为所选用的74%。数值计算方法是合理的。文中的计算工况为高度11000m,马赫数1.4,零攻角和零侧滑角。采用有限体积法求解NS方程,计算中湍流模型采用了标准两方程模型加壁面函数的方法。图4测点位置Fig.4Locationsofprobe图2计算域及边界条件Fig.2Computationaldomainandboundarycondition图5侧壁底壁压力数值计算和实验数据对比Fig.5Pressurecomparisonforpredictionandflig
7、httest4计算结果分析本文着重分析了三个位置加涡流发生器后,管道内部的二次流的发展变化情况,之后比较了加涡流发生器前后进气道性能的变化。图6显示了涡流发生器的安装位置,位置1在一弯和二弯之间管道的上壁,位置2在二弯的上壁,位图3涡流发生器网格放大图置3在二弯至出口之间管道的下壁。为了比较不同Fig.3GridsofVGs(closeup)位置的涡流发生器对二次流的影响,沿程截取了a、b、c、d、e、f六个面(f为出口截面),在各截面字母后3试验验证加上数字对不同位置加涡流发生器时六个截面进行为了验证所采用数值方法的可靠性和合
8、理性,首编号,如b1表示涡流发生器在位置1时的b截面,c2先计算了无涡流发生器的进气道流场,并将计算结果表示涡流发生器在位
