超声速空气流中欠膨胀异质侧喷流数值仿真

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跨音速飞行中机翼水汽凝结的数值模拟研究

跨音速飞行中机翼水汽凝结的数值模拟研究钱丽丽;邓长喜【摘要】飞机在大气中跨音速飞行时,机翼附近的空气压力会发生剧烈的变化,引起局部饱和水汽压的波动,使其中含有的水蒸气可能高于饱和线而发生凝结,这会对机翼的空气动力学特性造成影响.本文以NACA0012翼型为研究,建立在湿空气中飞行时的气流及水汽凝结的数学模型,分析了在跨音速飞行时,攻角α为0°、2°、4°,空气相对湿度φ为20％、40％、60％、80％的情况下水汽凝结情况进行了模拟分析,得出在上述几种状态下的水雾分布情况,为针对水雾对机翼空气动力学特性影响的研究提供了一定的依据.【期刊名称】《科技视界》【年(卷),期】2016(000)018【总页数】2页(P28-29)【关键词】机翼;跨音速;凝结;数值模拟【作者】钱丽丽;邓长喜【作者单位】中航飞机西安飞机分公司,陕西阎良710089;中航飞机西安飞机分公司,陕西阎良710089【正文语种】中文空气作为一种最普遍的气体介质，除了在少数实验室条件下，其中通常会含有一定量的水蒸气。

飞机在大气中飞行时，空气中的水蒸气在未发生相变即始终为气体状态的情况下，其影响通常可以忽略。

但在跨音速飞行时，由于机身周围局部气流膨胀，气压降低，饱和水汽压减小，使得水蒸气高于饱和线发生析出、凝结，在机身周围形成水雾，俗称“音爆云”。

图1为歼10战斗机机身周围出现的水雾。

这种水汽凝结现象不仅会改变机身附近气流的温度、压力等特征，还会对机翼的升阻特性等空气动力学性质有较大的影响。

另一方面，跨音速飞行中水汽的凝结现象不仅伴随相变、传热等情况，同时凝结潜热产生的凝结冲波还会与激波、边界层之间相互影响，流动过程非常复杂，相关实验研究难度较大[1-2]。

因此，对该现象在不同飞行条件下的产生、分布情况进行数值模拟研究，有着重要的实际意义。

本文以NACA0012型机翼为研究对象，对其在不同攻角、不同空气相对湿度条件下跨音速飞行时，机身周围产生的水雾分布情况进行了分析。

【国家自然科学基金】_supersonic_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802

流向涡掺混流动显示技术活塞理论波瓣掺混器水蒸气气动力实验方法气动光学效应横向喷流方案评价新型上风(ausm+)格式数值仿真接触疲劳损伤参数抛物化稳定性方程抗氧化性能扫描电子显微镜快速性微结构微喷管强化混合及燃烧弹头模型弱非线性模式引射屈曲小球藻射弹失效机理失效形式大气紊流多目标决策多喷流复合控制壁面热特性壁板增长速度基函数法团簇尺度团簇喷流吸热碳氢燃料后屈曲可压缩湍流边界层可压缩湍流反应速率反应流压降压缩性效应压缩性修正化学反应流动化学反应流化学反应动力学刻度分离分流技术
激波串激励激光诱导荧光滞止压强比湍流边界层湍流统计特性湍流模型渗碳体混沌响应混合层混合增强混合rans/les 涡量厚度涡合并活塞理论水蒸气气膜冷却欠膨胀超声速射流极限环振动有限体积方法旋流数值仿真收敛性托卡马克性能微观组织微射流异质侧喷流并行计算工艺参数屏蔽罩方法射流激波结构射流不稳定性妇产科天然气脱水天然气大涡模拟+ 壁面静压基本扰动喷涂参数可压缩湍流+ 双组分压力恢复系统化学非平衡流化学反应加料分离区分子常数凹腔剪切层凝结六西格玛入口条件光谱伽辽金方法
科研热词数值模拟超声速燃烧热颤振 npls 转捩超音速燃烧超音速超声速燃烧室超声速混合层超声速横侧射流超临界态蒸汽射流纹影等离子喷涂直接数值模拟瑞利散射激波串液化汽羽形状极限环大涡模拟壁板颤振几何非线性两相流黏性可压缩流动高超声速高时空分辨率马赫盘马赫数飞行时间质谱颤振预燃室预处理方法非结构网格非线性非平行流非均匀冷却静压气体轴承雷诺数随机响应降解间歇因子锌结合类金属硫蛋白铁基涂层酸性红g 速度梯度过膨胀超音速轻骨料混凝土跨超音速超音速边界层超音速流动超音速民机

超音速扩压器喷雾冷却数值仿真研究

ｄｉｕｅｏｌｄｂｐｒｙｎｇｗａｏｅｂｉｈｆｓｒｃｏｅｙｓａｉｓｄｎｙｕｓｎｇｔｅＣＦＤｏｔｒｌｅｔｆｓｆｗａｅＦｕｎ．Ｔｈｉｔｂｉｎｓｏｒｓｕｅａｕａｅｔｍ— ｅｄｓｒｕｔｏｆｐｅｓｒｎｄｓｒｃｅｉｆｐｒｔｅｗｅｅａｔｉｅｅａｕｒｒｔｎｄ．Ｔｈｅｉｆｕｎｅｆｗａｅｕｓｒｙｎｇｅｏｃｔａｄｓｒｙｒｐｏｉｉｎｏｕａｅｅａｎｅｃｓｏｔｒｆｘ，ｐａｉｖｌｉｙｎｐａｅｓｔｏｎｓｒｃｔｍｐｅａｕｒｌｌｆｒｔｅｗｅｅａａｙｅＴｈｅｒｓｔｈｗｈｔｉｏｒｎｌｚｄ．ｅｕｌｓｓｏｔａｎｃｍｐａｙｗｉｏｌｎｇｗａｅｇｒｎｚｍｅｔｔｅｓｆｃｅｎｔｃｏｉｔｒａｇａｄｉｅｎ，ｈｕｒａｅｔｍｐｅａｕｅｏｈｈｒｔｒｆｔｅｄｆｕｅｗａｌｄｅｒａｅ．Ａｔｔｅｓｍｅｔｍｅ，ｔｅｍａｓｉｃｅｓｆｃｏｉｇｗａｅａｓｓｒｄｃｉｎｏｈｅｓｒｔｔｉｓｌｃｅｓｓｆｈａｉｈｓｎｒａｅｏｏｌｎｔｒｃｕｅｅｕｔｏｆｔｅｐｒｓｕｅａｈｅ
扩压器内压强分布及壁面温度分布。分析了喷雾冷却中冷却水流量、喷射速度及喷嘴轴向位置对超音速扩压器壁面温度的影响。研究表明：随着冷却水流量的增大，扩压器壁面温度降低。同时，扩压器人口处静压升高，对应仿真高度降低；减小冷却水喷射速度，以有效降低扩压器入口处壁面温度；可喷嘴的轴向分布位置对扩压器壁面温度有较大影响，仿真结果证明，喷嘴沿轴向呈对数分布有利于降低扩压器壁面温度。关键词：超音速扩压器；喷雾冷却；流场；数值仿真

超声速欠膨胀冲击射流数值模拟

超声速欠膨胀冲击射流数值模拟李恩义;乐贵高;马大为;张英琦;何强【摘要】超声速欠膨胀冲击射流有着重要的实际应用价值,如S/TOVL飞行器、火箭发射、除尘等.其流场结构复杂,包含间断激波、反射激波、马赫盘、滞止泡以及冲击平面传热不同于亚声速冲击射流的特点.为了分析超声速欠膨胀冲击射流流场和传热,采用有限体积法,结合k-l湍流模型以及二阶精度的TVD格式进行数值模拟:对比实验和k-ε湍流模型的努赛尔数,得出k-l湍流模型在传热问题中更具优势;对比阴影图和计算密度云图以及对比冲击平面压力系数的实验值和计算值,验证了k-l 湍流模型模拟超声速欠膨胀冲击射流流场的合理性;采用k-l湍流模型研究3种冲击高度(3D,6D,10D),3种压比(2.0,3.4,4.4),3种喷管总温(493 K,591 K,580 K)下,冲击平面温度分布.数值研究结果对分析超声速欠膨胀冲击平面的烧蚀有一定的指导意义.【期刊名称】《火力与指挥控制》【年(卷),期】2019(044)002【总页数】6页(P97-101,107)【关键词】超声速欠膨胀冲击射流;TVD格式;k-l湍流模型;传热;压力系数【作者】李恩义;乐贵高;马大为;张英琦;何强【作者单位】南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094【正文语种】中文【中图分类】V4380 引言冲击射流是一种既有工程应用背景，又有理论研究价值的独特的流动现象［1］。

其中，欠膨胀冲击射流在航空航天领域中有着重要影响，如推进系统、表面温度、热应力、制造、特别是飞行器系统安全。

在超声速欠膨胀冲击射流流场中，有着复杂的流场结构，会出现间断激波、反射激波、马赫盘、滞止泡等。

此外，由于射流的不稳定性，冲击区域的流场内可能产生卷吸作用、质量扩散、化学反应、传热和声学特性［2］。

超声速流动中湍流模型的适用性分析与修正方法研究

第三届高超声速科技学术会议 CSTAM-2010-0028 2010年10月江苏无锡超声速流动中湍流模型的适用性分析与修正方法研究朴英，单繁立（清华大学航天航空学院，北京 100084）摘要分析了不可压缩湍流模型的特点和局限性，结合超声速边界层、压缩拐角流动和可压缩混合层算例比较了这些模型的计算性能，研究了限定湍动能产生项和引入应力限制器等弱非线性效应以及对自由流湍流度和近壁网格间距的敏感性对计算精度的影响。

考察了膨胀可压缩性修正、结构可压缩性修正以及激波不稳定性修正等三种湍流模型的可压缩性修正方法，指出了膨胀可压缩性修正对雷诺应力各向异性表述能力的缺失，而结构可压缩性修正由于具有弱非线性可以体现出可压缩混合层中雷诺应力各向异性程度的变化，此外还发现现有激波不稳定性修正存在只能反映湍流脉动涡模式的问题。

最后指出了未来进一步发展/修正可压缩湍流模型的侧重点。

关键词超声速流动，湍流模型，可压缩性修正引言近年来，数值模拟已经成为研究超声速流动所必不可少的手段。

数值模拟的主要难题之一是湍流建模问题，相比于低速流动，超声速流动带来明显的可压缩效应，并且导致很强的湍流脉动，对模拟的精度、效率和稳定性有着更高的要求。

目前，可压缩湍流的研究主要针对边界层、混合层和激波与湍流的相互作用等最基本的可压缩湍流，相关研究虽然取得了一定进展，但对混合层发展受到抑制和混合层演化呈现三维特性以及激波与湍流相互作用中激波出现不稳定性脉动等现象所蕴含的物理机制的认识还不全面，相应湍流模型的可压缩性建模方法也不够完善，所以十分需要开展更为深入的研究。

有鉴于此，本文将对现有基于RANS的湍流模型的适用性和主要的可压缩性修正方法进行综述和研究，以期为后续进一步发展/修正可压缩湍流模型和对多种可压缩湍流问题进行深入研究奠定基础。

1 各湍流模型的特点和局限基于RANS的湍流模型主要分为两大类：一阶矩模型和二阶矩模型。

一阶矩模型将涡粘系数v t定义为雷诺应力与平均应变率之比（即Boussinesq线性假设）；二阶矩模型需求解各雷诺应力分量的输运方程，计算量很大，对数值稳定性的要求很高，在一些算例中，二阶矩模型的计算结果反而不如一阶矩模型[1]，特别是二阶矩模型的不足之处在近壁湍流和强旋转湍流中尤为明显[2]。

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析
超声速欠膨胀喷流技术是在超声速流动条件下进行喷流试验，用于研究喷流性能特性
的重要手段之一。

马赫数为1.95的欠压膨胀喷流是常用的实验条件，在该条件下，以微
观尺度为研究方向的研究日益增多，因此研究喷流在该条件下的声辐射性能受到广泛关注。

针对马赫数为1.95欠膨胀喷流的声辐射特性，已有一些研究工作展开。

研究表明，
在欠压膨胀条件下，会出现喷流中的谐波，而且欠压膨胀型喷流在空气内会向前辐射出强
声波，大大影响了其内外环境的噪声水平，需要予以解决。

有针对声辐射特性，深入研究马赫数为1.95欠膨胀喷流的空间表观声辐射特性，以
及考虑不同喷流马赫数下喷流固有模态和声压级特性。

从结果来看，随着马赫数的增大，
喷流固有模态的频率也会相应变化，从而使得噪声能量以更多的方向向外辐射，所产生的
背景声逐渐增强，使得环境噪声水平变得更高。

为了更好地了解马赫数为1.95欠压膨胀喷流的声辐射特性，需要定量分析噪声水平
随马赫数增大而变化的情况，以及探究不同马赫数下噪声辐射的原因，以及比较不同类型
喷流的声辐射特性的变化情况。

因此，对于马赫数为1.95欠压膨胀喷流的声辐射特性研
究仍具有重要的指导意义。

基于上述分析，如果要有效地解决马赫数为1.95的欠膨胀喷流带来的噪音问题，需
要深入理解其声辐射特性规律，并采用多种手段进行改善，如采用传统的消声技术和非传
统的噪声控制技术，对噪声源进行优化，改变喷流的结构来控制和降低噪声水平。

同时还
要注意避免出现因马赫数变化引起的过度喷放噪声的情况，确保环境噪声的安全性。

流体力学中的喷流模拟方法

流体力学中的喷流模拟方法引言流体力学是研究流体运动规律和流体力学性质的学科。

流体力学中的喷流模拟方法是一种通过数值计算模拟喷流运动和相关现象的技术。

喷流模拟可以应用于各种领域，包括航空航天、化工、能源等，对于理解和优化流体运动至关重要。

本文将介绍在流体力学中常用的喷流模拟方法及其应用。

一、拉格朗日法拉格朗日法是流体力学中常用的一种喷流模拟方法。

该方法将流体看作一系列粒子，跟踪这些粒子在流动中的运动状态。

通过求解粒子的运动方程，可以获得流体的速度场和其他属性。

拉格朗日法适用于描述流动过程中的高速和复杂运动。

拉格朗日法的一个重要应用是研究燃烧和喷雾过程。

例如，在发动机燃烧室中，燃料的喷射和燃烧是一个非常复杂的过程。

通过使用拉格朗日法，可以模拟燃料的喷射和燃烧过程，以预测燃烧效率和排放物生成等参数。

二、欧拉法欧拉法是流体力学中另一种常用的喷流模拟方法。

相比于拉格朗日法，欧拉法更适用于描述流体的大规模运动和宏观性质。

该方法将流体划分为小的控制体，并基于质量和动量守恒原理，通过数值计算求解流体的运动方程。

欧拉法在建模大规模流体运动时具有很大的优势。

例如，在天气预报中，气象学家可以使用欧拉法模拟大气运动，以预测气象现象如风、降雨等。

此外，欧拉法还可以应用于工程中的空气动力学研究，如飞机和汽车的气流分析，以优化外形设计和降低风阻。

三、计算流体力学计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）是一种综合利用数值方法和计算机技术，模拟流体运动和相关现象的工程学科。

CFD融合了拉格朗日法和欧拉法的优势，通过数值计算求解流体运动的数学模型，以预测和分析流体的行为。

CFD在喷流模拟方法中占据重要地位。

通过使用CFD，工程师和科学家可以模拟和优化各种喷流过程，如燃料喷射、空气动力学和涡流控制等。

CFD方法可以基于一些实验数据或理论模型，更加准确地描述流体运动，并对流场中的各种参数进行分析。

弹用二元超声速进气道侧滑敏感性数值分析

Ａｂｓｒｔ：ｖｌａｅａｐｉａｉｉｙｏｕｒｏｉＤｎｅｄｅｉｅｌｐｃｎｔｏＣＦｓｆｗａｅ，ｔａｃＴｏｅａｕｔｐｌｃｂｌｔｆｓｐｅｓｎｃ２－ｉｌｔｕｎｒｓｄｓｉｏｄｉｉｎ，ＤｏｔｒＦＬＵＥＮＴ，ｓｕｓｄｔａｒｉｅｏｃｒｙ
弱．可恰当适用。仍
关键词：二元超声速进气道；滑；侧数值模拟中图分类号：４１Ｖ１文献标识码：Ａ文章编号：０６２９（０００－２５０１０－７３２１）３０７－５
Ｎｕｅｉａｎｌｓｓｏｅｓｔｖｔｆｓｐｒｏｉｍｒｃｌａａｙｉｎｓｎｉｉｉｙｏｕｅｓｎｃ２Ｄｎｅｏｓｄｓｉ－ｉｌｔｔｉｅｌｐ
ｏｔｎｍｅｉａｉｌｔｎｏｔｍａｎｘｅａ－ｏｉｌｓｆｒａｓｐｒｏｉ－ｉｌｔｈｆｃｉｅｌｎｉｌｔｉｔｍａｕｕｒｌｓｍｕａｉｆｉｅｌａｄｅｔｒｌ３Ｄｆｗｆｄｏｕｅｓｎｃ２Ｄｎｅ．Ｔｅｅｅｔｏｓｓｉｏｎｅｎｅｌｃｏｎｎｌｅｆｄｐｌｈｒｃｅｓｃｓａｏａｌｚｄｆｗｃａａｔｒｔｓｉｓａｙｅ．Ｒｅｕｔｓｏｈｔｉｅｎｒｗｌｂｕｄｒｙｒｔｉｋｎｎｕｉｅｌｉｔｎｔｅｈｏｉｉｌｎｓｌｈｗｔａｎｔｎｅａｌｏｎａｙｌｅｃｅｉｇｄｅｔｓｄｓｉｗｌｓｅｇｈｎｔｅｓｌｉａｈｏｐｌｒａｅｔｏｕｄｒａｅｎｏｌｕｈｃｙｔｍｔｓｐｒｏｉｉｕｅｄｆｗａｈｏｔｒｓｌｎｎｄｔｒｒｔｎｏｔａｔｒｄｆｃｆｂｎａｙｌｙｒｏｂｉｅｓｏｋｓｓｅａｕｅｓｎｃｄｆｓｒａｏｔｔｒａ，ｅｕｔｇｉｅｅｏａｉｂｈｃｐｕｅｏｑｎｌｉｉｏｆｏｌｆｗｎｏａｒｓｕｅｒｃｖｒｒｒｎｃｓＡｎｎｅｖｒｌｐｒｒａｃｏｓｉｃｅｓｓｗｉｉｅｌｎｌ．Ｗｉｉ。ｔ。ｏａｄｔｔｐｅｓｒｅｏｅｙｐｆｍａｅ．ｌｅｏｄｉｌｔｏｅａｆｍｎｅｌｓｎｒａｅｔｓｓｉａｇｅｌｅｏｈｄｐｔｎ０ｏ６ｈｓｄｓｉａｇｓｄｓｉ — ａｓｄｃｐｕｅｏｓｄｔｔｒｓｕｅｌｓｙｓｈｎ３ｉｅｌｒｎｅ，ｉｅｌｃｕｅａｔｒｄｆｗｌｓａｏａｐｅｓｒｓａｅｌｓｔａ％ａｄ１２％，ｅｐｃｉｅｙｈｒｆｒ，ｎｅｐｐｌｏｎｌｏｅｎ．９ｒｓｅｔｌ．Ｔｅｅｏｅｉｔｖｌ

超声速和高超声速横向喷流数值模拟

万方数据４１８推进技术２００５正通常的中心差分离散，对流项按ＭＵ．ＳＣＬ方法，将网格节点上的形值外插至网格单元边界面处，再在边界面处分裂矢通量∽。

采用迎风偏置格式，则形Ｉ。

，：＝Ｗ；＋，一（１／４）（（１一ｋ）Ａ＋＋（１＋ｋ）Ａ一）ｉ＋。

形ｆ＿＋。

，：＝Ｗｉ＋（１／４）（（１一ｋ）Ａ一＋（１＋ｋ）△＋）。

一般ｋ＝１／３（２）Ａ＋＝ｍｉｎｍｏｄ（△＋，Ａ一）ｉＡ一＝ｍｉｎｍｏｄ（△一，△＋）…（Ａ＋）ｉ＝Ｗ…一Ｗ；（△一）ｉ＝Ｗ。

一形ｆ－ｌ２．２边界条件远场边界条件：亚声速远场边界利用一维流的特征关系来处理；超声速远场边界中，人流边界用来流值，出流边界用内流场值外推得到。

物面边界条件：采用无滑移条件。

喷口边界条件：模拟喷流与来流的总压比、总温比和喷流出口马赫数。

块边界：块间为内边界，其处理详见文献［１０］。

２．３网格生成为了精确模拟喷口截面形状的复杂几何外形，本文采用分块对接网格技术，将复杂计算流场分为若干个子区域，然后对每个子区域分别建立网格，生成高质量的贴体计算网格。

通过将喷口分为几个子区域，然后用“Ｏ”型网格将喷口包住，这样即可以精确地模拟喷口的边界形状，又可以保证较好的网格质量，还能方便灵活地生成高质量多喷构型网格，如图１所示。

Ｆｉｇ．１Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｎｅａｒｎｏｚｚｌｅｅｘｉｔ３计算结果与分析为了验证数值计算结果的可靠性，首先对两种外形超声速和高超声速喷流干扰流场进行了数值模拟，给出了流场局部细节的压力分布比较，以及全弹喷流干扰力放大因子和压心变化与国外实验值＂’６１和数值计算结果¨’纠的比较。

最后，对某导弹多喷构型超声速喷流干扰流场进行了数值模拟，给出了单喷口、串联喷口和并联喷口压力分布的比较分析。

如下计算结果均为层流状态。

３．１外形Ａ计算数值模拟的几何外型是尖拱＋圆柱体，计算的物理外形的几何尺寸为尖拱体Ｌ，／Ｄ＝４，圆柱体￡：／Ｄ＝４．３，模型的喷口中心位于尖拱与圆柱体连接处下游０．５Ｄ（Ｄ＝５０ｍｍ），圆形喷口截面直径为８ｍｍ，喷流气体为压缩空气，详细几何参数及实验数据见参考文献［５］。

超音速燃烧室性能非定常准一维流数值模拟

超音速燃烧室性能非定常准一维流数值模拟摘要：本文提出了一种通过非定常准一维流数值模拟来研究超音速燃烧室性能的方法。

首先，在考虑可燃气体非定常变化、可变湿度和组分计算时，采用相对论流动表达式描述流动场。

其次，基于传统计算机处理技术，使用柏松-韦伯循环回归算法计算燃烧室的压力、温度和物质浓度等参数。

最后，将所得结果与实验数据进行比较，对其合理性进行验证。

关键词：超音速燃烧室，非定常准一维流，数值模拟，柏松-韦伯循环正文：1. 研究背景非定常准一维流数值模拟技术是研究超音速燃烧室的一种有效的方法，可以量化流动场的变化情况，计算出压力、温度和物质浓度等参数，实现对流体力学性能的仿真和预测。

2. 模型框架（1）考虑可燃气体非定常变化、可变湿度和组分计算时，采用相对论流动表达式描述流动场。

（2）利用传统计算机处理技术，采用柏松-韦伯循环回归算法计算燃烧室的压力、温度和物质浓度等参数。

3. 结果和验证通过数值模拟计算出的超音速燃烧室性能参数与相关实验数据比较，发现其结果吻合良好，验证了所提出的模型的有效性和可行性。

4. 结论结合实验和计算结果，本文提出的非定常准一维流数值模拟法可以有效地研究超音速燃烧室的性能，为实现精准的仿真提供了新的思路。

把本文提出的非定常准一维流数值模拟法应用于超音速燃烧室性能研究中，可以实现精准的仿真。

因为燃烧室的压力、温度和物质浓度是影响燃烧室性能的关键因素，而非定常准一维流数值模拟法就可以量化这些因素的变化，使其在运动航行过程中的变化情况更加真实可靠，也就可以帮助研究者更好地掌握燃烧室的运动特性。

此外，非定常准一维流数值模拟法还可以用于研究超音速气体流动场，建立起完整的热力学模型，可以有效分析气体流动场的参数变化情况，从而对飞机的性能进行更准确的预测和优化。

例如，研究人员可以模拟飞机在高速飞行过程中的气体流动场变化，并根据模拟结果优化燃烧室的参数，使飞机在高速飞行中更节省燃油，提高空中作战能力。

超声速气流中液体喷雾流动数值模拟研究

超声速气流中液体喷雾流动数值模拟研究
冼锦宇;陈钱;蔡树峰
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2023(34)1
【摘要】超声速气流中液体喷雾流动特性对超声速燃烧基础研究及其工程应用具有重要意义。

为了定量探索超声速气流中液体横向射流雾化特性,本文对超声速气流中液体喷雾流动进行了数值模拟研究。

数值模拟方法基于Eulerian-Lagrangian 两相流计算架构,考虑气液双向耦合,采用KH/RT液滴二次破碎模型计算液滴雾化过程,采用大涡模拟计算气相流动。

结果表明,该数值模拟方法所获得的液雾场突起结构、穿透高度、液滴平均速度分布等液雾特性均能与试验结果较符合;初始液滴直径分布对破碎后液滴平均速度影响较小而对破碎后液滴平均直径及液相平均体积分数影响较大,初始液滴直径分布需在后续的建模与模拟中进行更多研究。

【总页数】9页(P12-20)
【作者】冼锦宇;陈钱;蔡树峰
【作者单位】中山大学
【正文语种】中文
【中图分类】V231.23
【相关文献】
1.超声速横向气流中喷雾的数值模拟
2.超声速气流中液体横向射流的气液相互作用过程数值研究
3.超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟
4.超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟
5.超声速气流中液体燃料雾化数值模拟
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超音速微粒轰击表面纳米强化多通道喷嘴气固双相流的数值模拟

ｐｏｅｓｏＵＳＰｉａｕ１０ｒｃｓｆＰｓｂｏｔｍｍ．Ｓｍｕａｉｎｅｕｔｃｎｅｐｍｐｏｅｈｅｅｉｎｆ２ｉｌｔｏｒｓｌｓａｈｌｉｒｖｔｄｓｇｏｍａｓｓ－ｐｏｕｔｏｏｉｎｅｌｉｃａｎｌｎｚｌｓｆｒＳｎｕｅｙＵＳＰ．ｒｄｃｉｎ－ｒｅｔｄｍｕｔ－ｈｎｅｏｚｅＮＣｉｄｃｄｂＰｏ
（）考虑固相颗粒流与壁面的摩擦力。６不
１３几何建模与网格划分．
效率较低，不适宜进行工业化大批量生产。因此，
迫切需要开发制造一种大宽度多通道耦合高效喷
首先建立多通道喷嘴的几何模型。多通道喷嘴从入口到出口依次由收缩段、部、喉扩张段和调整段组成。收缩段的作用是加速气流，文设计本的喷嘴将收缩段加长用以稳定气流，降低来流紊
部位；张段最为关键，这一阶段，音速气流扩在超被加速到所设计的马赫数；整段是为保证气流调
均匀性所设计的。前处理采用非结构三角形网格进行划分，各
具体分析中，由于黏性和固体壁面等的影响，多通道超音速喷嘴内的流场较为复杂，场的本流
ＣＤ中研究两相流一般有欧拉一欧拉和欧Ｆ拉一拉格朗日两种方法。颗粒流和气体流两相之间可以有动量、质量和能量的交换，可以进行简也化。通过计算颗粒相在连续相中的质量加载率、体积加载率和颗粒斯托克斯数，可知对于进行超音速微粒轰击的多通道喷嘴，喷嘴内外，粒的质量在颗

侧向喷流数值模拟精度及实验验证研究

ｆｏｒｃｅｓａｎｄｐｉｔｃｈｉｎｇｍｏｍｅｎｔａｍｐｌｉｆｉｃａｔｉｏｎｆａｃｔｏｒｓｂｅｔｗｅｅｎｗｉｔｈｊｅｔａｎｄｗｉｔｈｏｕｔｊｅｔ
３结论
研究表明，本文发展的针对侧喷气动干扰数值计算方法是成功的，通过ＣＦＤ与相关试验的对比分析，得到如下有关喷流干扰流动的初步结论：
（１）目前ＣＦＤ与实验之差主要表现在轴向力和俯仰力矩，法向力、有喷与无喷之差及干扰因子之值计算与实验两者基本一致，出现差别的主要原因是对大细长比弹体后体压力分布模拟存在一定差异。
万方数据
第４期
陈坚强等：侧向喷流数值模拟精度及实验验证研究
４２３
０．２２
０．２
Ｊ０．１８
０．１６
０，１４
ｅｘｐ．
ｃａＳｅ
（ａ）轴向力
Ｆｉｇ．５
ｅｘｐ．

ｃａｓｅ
ｅｘｐ．
（ｂ）法向力
图５气动力比较
Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｆｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｆｏｒｃｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓ
ｃａｓｅ
（ｃ）俯仰力矩
Ｅ２３ＲＥＭＯＤＪ，ＳＴＲＥＲＲＥＴＴＪＲ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｉｎｔｅｒａｃ· ｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｓａｈｅａｄｏｆａｓｏｎｉｃｊｅｔｅｘｈａｕｓｔｉｎｇｐｅｒｐｅｎｄｉｃｕ‘ ｌａｒｙｆｒｏｍａｆｌａｔｐｌａｔｅｉｎｔｏａｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ６ｆｒｅｅｓｔｒｅａｍ［Ｒ］．ＴＮＤ－７４３．Ａｐｒｉｌ１９６１．
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应用FLUENT进行射流流场的数值模拟

应用FLUENT进行射流流场的数值模拟谢峻石何枫清华大学工程力学系一．引言射流是流体运动的一种重要类型，射流的研究涉及到许多领域，如热力学、航空航天学、气象学、环境学、燃烧学、航空声学等。

在机械制造与加工的过程中，就经常利用压缩空气喷枪喷射出高速射流进行除尘、除水、冷却、雾化、剥离、引射等。

在工业生产中，改善气枪喷嘴的设计，提高气枪的工作效率对于节约能源具有重大的意义。

FLUENT是目前国际上比较流行的商用CFD软件包，它具有丰富的物理模型、先进的数值方法以及强大的前后处理功能，在航空航天、汽车设计、石油天然气、涡轮机设计等方面都有着广泛的应用。

本文的工作就是将FLUENT应用于喷嘴射流流场的数值模拟，使我们更加深刻地理解问题产生的机理、为实验研究提供指导，节省实验所需的人力、物力和时间，并对实验结果的整理和规律的得出起到很好的指导作用.。

二．控制方程与湍流模式非定常可压缩的射流满足如下的N-S方程：（1）上式中，量，H是源项。

是控制体，是控制体边界面，W是求解变量，F是无粘通量，G 是粘性通采用二阶精度的有限体积法对控制方程进行空间离散，时间离散采用Gauss-Seidel隐式迭代。

FLUENT软件包中提供了S-A(Spalart-Allmaras)，K-Realizable K-选择RNG K-（包括标准K-、RNG K-和），Reynolds Stress等多种湍流模式，本文在大量数值实验的基础上，亚音速射流湍流模式，超音速射流选择S-A湍流模式。

三．算例分析（一）二维轴对称亚声速自由射流计算了一个出口直径为3mm的轴对称收缩喷嘴的亚声速射流流场，压比为1.45。

外流场的计算域为20D×5D（见图1）。

图1 计算域及网格示意图图2显示的是速度分布，图3、图4分别显示了轴线上的速度分布以及截面上的速度分布计算值与实验值的比较。

从图中可以看出，亚声速自由射流轴线上的速度核心区的长度约为5～6D，计算值与实验值吻合的比较一致，证明RNG k-模拟。

数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性

摘要 : 采用数值方法研究了平板上超Π 高超声速来流与超声速横向喷流相撞引起的复杂干扰流场特性。所建立的单介质冷喷流数值模拟方法 ,经过了表面多方位压力分布测量结果、纹影显示的激波结构以及表面油流图谱表现的表面分离范围的实验验证。根据数值模拟与实验对比的结果 , 合理地描述了喷流干扰流场压力分布以及表面、空间结构特性 ,并分析了压力比对流场结构和特性的影响。关键词 : 横向喷流 ; 超Π 高超声速流 ; 湍流模型中图分类号 : V211 文献标识码 : A 文章编号 : 10002 1328 (2007) 03205982 05
分离流场的重要因素。本文对来流马赫数为 3. 5 , 喷流马赫数为 3. 0 的横向单喷流场分别采用 B2 L模 ε模型 ( CH) 计算出的壁面压力分布与实验结型和 k2 )两果的比较如图 3a 、 3b 所示。在喷口上游 ( φ = 0° 种模型都同实验符合得很好 ; 但是在喷口下游 ( φ
图 2 干扰流场结构特征尺度定义
Fig. 2 Definitions of the flow fie的研究
[ 4]
表明 , 湍流模型是影响准确预估
图1 a 平板模型 b 喷管 c 极坐标
Fig. 1 The m odel and coordinates
第 28 卷第 3 期 2007 年 5 月
宇航学报
Journal of Astronautics
Vol. 28 No. 3 May 2007
数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性
王军旗1 , 李素循2 , 倪招勇2 , 孙茂1
( 1. 北京航空航天大学航空科学与工程学院 , 北京 100083 ; 2 . 航天空气动力技术研究院 , 北京 100074)

膨胀不足超音速自由射流的数值模拟

膨胀不足超音速自由射流的数值模拟
马大为;乐贵高;余世海
【期刊名称】《计算物理》
【年(卷),期】1994(11)3
【摘要】微波自喷管口出射到低压滞止大气中所形成的流场可简化为轴对称非定常流动问题．本文采用二阶精度迎风ＴＶＤ格式对膨胀不足超音速自由射流进行了数值模拟，并获得令人满意的时间相关解．
【总页数】5页(P362-366)
【关键词】气体动力学;激波;射流;数值模拟
【作者】马大为;乐贵高;余世海
【作者单位】南京理工大学
【正文语种】中文
【中图分类】O358
【相关文献】
1.冷喷涂超音速自由射流流场数值分析 [J], 鞠霞;谭欣星;王新华
2.超音速欠膨胀多喷管燃气射流的数值模拟 [J], 朱卫兵;于洋;王革;易菁;李涛
3.低度欠膨胀超音速圆盘止推气体轴承缝隙射流的数值模拟 [J], 郭良斌;张一帆
4.转炉氧枪超音速射流特性的数值模拟研究 [J], 唐逸兴;董凯;姚柳洁;韩德文;魏光升
5.欠膨胀超音速燃气自由射流的工程计算方法 [J], 肖育民;何洪庆;蔡体敏
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基于Fluent的超音速喷嘴的数值模拟及结构优化

基于Fluent的超音速喷嘴的数值模拟及结构优化高全杰;汤红军;汪朝晖;贺勇【摘要】对超音速laval喷嘴进行了热力学计算及几何参数计算，确定了喷嘴的几何尺寸。

利用Fluent软件对喷嘴内流场进行数值模拟，得到了喷嘴内流场的分布规律。

改变喷嘴的结构，分析了收缩段和扩张段的不同结构对喷嘴出口速度的影响。

结果表明，喷嘴内气流的温度和压力逐渐减小，速度逐渐增大，说明了气流经历的是减压增速降温的膨胀过程，并验证了喷嘴设计的合理性。

收缩段的结构对喷嘴出口速度基本没有影响，而出口直径对出口速度有较大影响，并以此为依据得出了结构优化后的喷嘴尺寸，对于今后超音速喷嘴的理论研究及优化设计具有一定的参考作用。

【期刊名称】《制造业自动化》【年(卷),期】2015(000)004【总页数】4页(P88-90,108)【关键词】laval喷嘴;数值模拟;流场;结构优化【作者】高全杰;汤红军;汪朝晖;贺勇【作者单位】武汉科技大学机械自动化学院，武汉430080;武汉科技大学机械自动化学院，武汉430080;武汉科技大学机械自动化学院，武汉430080;武汉科技大学机械自动化学院，武汉430080【正文语种】中文【中图分类】TH16;TK263.40 引言超音速Laval喷嘴是超音速设备中的核心部件，在天然气脱水和重烃分离[1]、转炉炼钢[2]、冷喷涂[3]、激光切割[4]等工业生产领域具有广泛应用。

因此，确定合理的喷嘴尺寸结构，优化喷嘴的性能，是提高超音速设备工作效率的重要途径。

目前对于超音速喷嘴的设计还主要依赖于经验和实验，缺乏一套完整的理论计算方法。

本文根据气体动力学的方法设计出了满足条件的超音速喷嘴[5,6]，并通过对喷嘴的优化，为喷嘴的设计、制造及优化提供了参考和指导。

同时，对喷嘴内部流场进行数值模拟，找出了喷嘴流场的各状态参数的变化规律，为超音速喷嘴的理论研究奠定了基础[7,8]。

1 喷嘴的结构设计及尺寸的确定1.1 喷嘴结构的设计在超音速喷嘴中，气体的流动是非等嫡的且可压缩的。

不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟
不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟
采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好.
作者：乐贵高马大为马艳琴李志刚作者单位：南京理工大学机械工程学院,南京,210094 刊名：流体力学实验与测量ISTIC EI PKU 英文刊名： EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS 年，卷(期)： 2003 17(4) 分类号： V235 关键词：不对称喷管超声速射流纳维尔-斯托克斯方程组 S-A湍流模型数值模拟。