网站原创摘 要： 为了研究喷流角度对超声速来流的影响,利用FLUENT软件,粘性项采用二阶中心差分,对流项采用二阶迎风格式,湍流模型采用标准的[k-ε]双方程,分别对喷流角度为30°,60°,90°,120°,135°和150°进行了数值模拟.研究发现：随着喷流角度的增大,平板底壁面上分离范围扩大,对称面上弓形激波逐渐增强,总压损失增加,喷流角为135°时混合效率最大.
关 键 词 ： 超声速来流； 喷流角度； 混合效率； 总压损失
中图分类号： TN911.734 文献标识码： A 文章编号： 1004373X（2013）17015104
0 引 言
超声速流中的横向喷流技术应用广泛,可以实现超燃发动机设计、喷管推力矢量控制、高超声速拦截导弹直接推力及姿态控制等[1].当喷流技术应用于发动机燃烧室中时,燃料采用横向喷射方式注入空气进而发生混合.一般情况下,横向喷射比平行喷射所导致的混合速率要高[2]；当喷流技术应用于导弹的姿态和飞行轨迹控制时,控制力和力矩除了喷流反作用力和力矩外,喷流与来流干扰对弹身和翼面的影响也对控制力和力矩有重要贡献[3].
Lee等采用数值模拟和实验方法研究了燃料的垂直喷射[4].研究表明：射流与超声速来流的相互作用诱导出分离流和激波,造成较大的总压损失,从而引起发动机效率的下降.Mcclinto对横向喷射角度的影响进行了实验研究[5],发现随着喷射角度的增大穿透高度降低,混合效率也降低.而 Yokota对狭缝喷射角度的影响进行了二维数值模拟[6],发现随着喷射角度的增大,穿透深度增加,混合效率和总压损失也同样提高.综上,超声速来流中横向喷流角度的性能研究尚不够全面有待深入研究.
本文主要是通过数值模拟的方法研究发动机燃烧室中,改变横向喷注燃料与超声速来流角度对流动与混合特性的影响.由于横向喷射的穿透深度、分离区大小、激波强度均与燃料的喷射方案有关,因此为获取最大的混合效率以及最小的总压损失,燃料喷射方案的设计具有重要意义.
1.数值方法及程序验证
在本文的数值模拟中,利用FLUENT软件,粘性项采用二阶中心差分,对流项采用二阶迎风格式离散,湍流模型采用标准的[k-ε]双方程,并选取基于密度的耦合显示求解器求解非定常问题.
图3给出了对称面上马赫数云图和流线图.可以看出,欠膨胀侧喷氢气流由于动压较大,基本上是垂直射入主流中,并迅速膨胀形成了一个马赫盘,通过马赫盘的喷流在接触面获得与来流相同的压强.由于喷流的阻碍作用,在喷口前方会诱导出一系列激系和回流区域.在超声速来流的挤压下,喷流会偏移,主流和喷流的剪切作用,会使得两者的交界面发生变形、拉伸,并逐渐形成大尺度的反转漩涡结构.漩涡增强了喷流燃料与主流的混合效果,扩展了燃料沿流向的纵向分布尺度.
图4给出了在对称面上,氢气质量分数等值线与实验结果的对比.文献[7]中测量到氢气体积分数0.005的位置,换算氢气质量分数即为0.000 3,如图4中显示,黑色方块代表的实验值与数值模拟结果吻合较好.
通过比较分析,本文所采用的数值方法能够较准确的捕捉到流场的混合特性和流动特性, 从而保证了本文计算结论的可靠性.
2.喷射方案评价标准
3.计算结果与分析
4.结 论
（1）使用FLUENT软件,粘性项采用二阶中心差分,对流项采用二阶迎风格式求解标准[k-ε]双方程湍流模型,能很好地捕捉到超声速来流中横向射流流场的主要特征,包括激波与激波相互作用、激波与边界层干扰、激波与涡的干扰形成的高次诱导涡系和波系等复杂流动现象.
（2）超声速来流一定时,在本文计算的喷射角度范围内,随着喷射角度的增加,平板底壁面上分离范围也随之扩大,对称面上的弓形激波增强,喷流的穿透深度也增大.
（3）改变喷流角度,混合效率和总压损失也随之发生改变.当喷流角度[α等于]135°时,混合效率最大.沿流向各截面的总压损失也随着喷流角度的增大而增加.