PDF《飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算》

3 ] .国内在简化计算中多将发动 机喷管视为圆形喷管进行二维数值模拟.文献 [

4 ] 利用 G a m b i t 建模 F l u e n t 数值模拟了导弹尾焰 流场, 获得其了温度场、 速度场和压力场分布, 计 算结果误差较小, 但只进行了二维仿真, 没有反映 出三维的真实情况.文献[

1 ] 对比研究了轴对称 喷管和二元矩形喷管尾焰的红外辐射特性, 利用 微观谱带近似模型 C-G单线近似法计算得到尾 焰辐射量, 计算量较大且计算结果精度相对误差 较大, 适合定性理论分析. 本文通过建立简化的飞机喷管三维模型, 对尾 焰的流场分布进行数值模拟, 在获取温度、 压力数据 的基础上进行气体辐射参数的计算及辐射传输方程 的求解.

2 喷管外尾焰流场建模

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1 喷管三维几何模型 在Fluent前处理软件 I C E MC F D中直接建立圆 形轴对称几何模型如图 1所示.喷管入口取 Y O Z 平面, X轴负向为射流方向.喷管出口直径为 D =

0

6 6m , 喷管长度为

0

8 9m . 图1喷管三维模型 F i g 1N o z z l e

3 Dm o d e l

2

2 计算域网格生成及边界条件设置 网格 生成过程采用了ANSYS公 司的ICEMCFD160,为保证计算域的完整性, 确保计算域能 真实反映尾焰流场情况, 喷管出口直径为 D ,整个 计算域的直径为

1 0D , 轴向长度为

3 3D , 计算域对 应的网格划分情况如图 2所示, 采用六面体结构 化网格, 在喷管内流域及尾焰射流核心区域进行 了网格加密处理, 计算域网格生成数量约为

3 8万个, 网格 质量均在02以 上满足流体计算质量要求. 喷管入口处采用压力入口边界条件, 喷管壁面 为绝热壁面条件, 出口处设置为压力出口, 尾焰流场 区域边界设置为压力远场边界条件. 图2流场计算域网格划分 F i g 2C o m p u t a t i o n a l a r e a o f f l o wf i e l d

3 尾焰流场物理模型 飞机尾焰的组成成分复杂, 物理场涉及喷流与 自由流的掺混, 需对流场进行必要的简化假设[

5 ] :

1 )假设发动机完全燃烧, 燃气膨胀过程中的 组分质量浓度不再变化并认为燃气的定压比是 常量;

2 )假设喷管中燃气膨胀流动过程中是理想等 熵流动过程, 忽略燃气对喷管壁的传热作用;

3 )喷管内流动为纯气相流动, 燃气为理想气 体, 服从理想气体状态方程;

4 )不考虑辐射作用, 忽略重力影响. 基于以上假设在 F l u e n t 中对流场的控制方程进 行离散求解.

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1 尾焰流场控制方程 尾焰流场的质量方程又称连续性方程, 表述为: ρ t + x i ρ u ( ) i =S m (

1 ) 等式左边第一项为密度变化率, 第二项为质量 流密度的散度, 右边源相是稀疏相增加到连续相中 的质量, 单项流中为零. 动量守 恒方程即流体力学中著名的NavierStokes方程, 是任何流动系统都必须满足的基本 定律: tρ u ( ) i + x i ρ u i u ( ) j =- p x i + τ i j c j +ρ g i+F i (

2 ) 其中, p 是静压;

ρ g i , F i是重力体积力和其他体积 力;

τ i j是应力张量, 定义为: τ i j = μ u i x j + u j x ( ) [ ] i -

2 3 μ u l x l δ i j (

3 ) 能量守恒方程可以计算流体和固体区域间的传

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3 1 激光与红外No.112017吴沿庆等 飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算 热问题, 能量方程形式如下: tρ ( ) E + x i u i ρ ( ) [ ] E+p = x i k e f f T x i -∑ j h j ′ J j+u j( τ i j ) ( ) e f f +S h (