尾喷管案例流固耦合仿真分析

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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」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共轨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19参考文献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

2、，涡轮发动机尾喷管的隔板向上关闭，构成冲压发动机尾喷管的一部分。A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,防止壁而高温燃烧。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。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,由于整流罩与喷管的热

3、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覽自上而下进行分析计算,确保每个流程计算的合理与准确。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，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

4、置的参数如下：1.TotalSource2.Temperature2.TurbulenceKineticEnergy3.TurbulenceEddyFrequency4.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。TemperatureContour2一1.445e+0031.334e+0031.222e+0031.110e

5、+0039.984e+0028.866e+0027.749e+0026.634—0025.513e+0024.396e+002■3.278e+002[K](a)吹风比为0.5情况下，喷管前端表面温度分布TemperatureContour2r-T1.491e+0031.393e+0031.295e+0031.197e+0031・099e+0031.001e+0039.028e+0028.047e+0027.066e+0026.085e+002■5.104e+002[K](b)吹风比为l情况下，喷管前端表面温度分布图5气膜孔处理计算案例结果

6、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。IStatefilecreated:2017/02/1416:42:21*CFX・15.0build2013.10.10-08.49-130242FLOW:FlowAnalysisDOMAIU:DefaultDomainSOURCEPOINT:SourcePoint1CartesianCoor

7、dinates■・:-34-[m],-.?4(m],1.：-2[m]CoordFrame■CoordOption■CartesianCoordinatesSOURCES:EQUATIONSOURCE:continuityOption■TotalFluidMa"SourceTotalSource-6.e-[kgsA-)VARIABLE:TOption■ValueValue■216.7(K]ENDVARIABLE:keOption■ValueValue■0.03(mA2"・2]ENDVARIABLE:tefOption■ValueValue■

8、0.04(sA-l)ENDVARIABLE：velOption■CartesianVectorComponents修改.速度xValue■0(m]yValue■0[msA-l]zValue■■