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尾喷管案例流固耦合仿真分析 目录 TOC \o 1-3 \h \z \u 1.计算模型及技术路线 2 1.1 计算模型介绍 2 1.2 技术路线 3 1.2.1 气膜孔处理方法 4 1.2.2 整流罩气动热计算 7 2.算例验证 8 3.计算结果处理分析 11 3.1计算边界条件 11 3.2 计算域及网格 11 3.3共轭热传导计算结果分析 13 3.4 小结 18 4.流致结构振动仿真分析 18 4.1 计算条件 18 4.2 计算结果分析 18 5.面临的问题 18 参考文献 19 1.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 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 喷管 1m 2m 1.2m 1m 6m 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 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，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 Source 2.Temperature 3.Turbulence Kinetic Energy 4.Turbulence Eddy Frequency 5.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， 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 P/Pa （a）静压分布云图 Ma Ma 剪切层 斜激波 剪切层 （b）马赫数分布云图 图11 fluent计