自然空化尾空泡内超声速射流流场特性数值研究仿真

为揭示自然空化尾空泡内超声速流场的演化规律与空泡内部的流场结构,文中基于限体积法流体体积多相流模型,对自然空化尾空泡内超声速射流流场展开仿真研究,对比了不同空化数和来流攻角下的空泡内部流场参数分布,得出如下结论:自然空化尾空泡在超声速射流入射后,空泡形态较稳定,其演化主要集中在空泡尾部闭合处;空泡内超声速射流流场发展主要受回射流影响,无来流攻角时受回射流冲击,射流轴向发展受抑,轴向射流出现“回缩”现象,有来流攻角时,回射流位置发生偏移,其剪切卷吸作用占主导,射流轴向发展迅速;航行器姿态的稳定性主要受来流冲击和表面高压区分布的影响,空化数较小时,增大来流攻角可大幅度增加航行器俯仰力矩。

水下超声速气体射流诱导尾空泡实验研究

两相射流与空化问题对采用喷气推进的水下高速运载器而言不可避免.本文通过水洞实验,探究了回转体在水流场中由亚声速及超声速气体射流诱导形成尾空泡的形态特征,发现了四种不同类型的诱导尾空泡,并探讨了相应的形成机理和控制条件.通过高速图像采集及数字处理技术,得到了不同弗劳德数和通气流量系数下诱导尾空泡的瞬时及时间平均形态.通过气体射流数值解及射流耦合空泡闭合理论模型与实验图像的对比分析,得到如下结论:根据形态特征,将观察到的射流诱导尾空泡划分为泡沫状、完整、部分破碎和脉动泡沫状四类,其中诱导产生的部分破碎尾空泡在形态上与超空泡存在明显差异,脉动泡沫状则为诱导空泡所特有;气体射流受到空泡阻挡发生回射后对应的实际通气流量系数是控制空泡形态的关键;诱导空泡类型转变可以通过Paryshev提出的射流空泡耦合模型预测,但必须在考虑射流空间结构和流动损失的前提下;进行上述修正后,诱导尾空泡形态变化规律与理论模型估算得到的实际流量系数相符合.

水下垂直发射航行体尾空泡振荡演化特性

为研究水下垂直发射航行体尾空泡的瞬态振荡演化特性,及其对航行体流体动力、航行体上游流动的影响,基于势流边界元,提出了附着尾空泡航行体流场的瞬态计算方法。通过对垂直向水面运动的尾空泡瞬态振荡过程开展数值计算,分析尾空泡振荡对上游物面压力、沾湿区阻力以及空泡发展3方面的影响规律。结果表明:尾空泡振荡会引起上游物面压力在随环境静压下降的同时叠加一定幅值的压力波动,压力波动在空间上呈近似指数分布,越接近尾空泡的位置,压力波动越大;尾空泡振荡使得航行体沾湿区的阻力呈现在振荡中逐渐增大的变化趋势;尾空泡的振荡会导致肩空泡发展速度相比无振荡状态减缓,同时泡内压力和末端回射压力峰值偏大。

水下点火推进尾空泡振荡的研究

本文通过对水下航行体垂直发射出筒后尾空泡内点火推进过程的数值模拟研究,获得了其尾空泡演化的一般规律,并与相应的试验结果进行了对比;进而给出了燃气尾空泡周期性地膨胀、颈缩、阻滞、脱落的演化规律,以及与尾空泡内的压力振荡、喷管扩张段内激波前后移动的相关性。研究表明:水下航行体尾空泡内点火与空中点火、水中直接点火形成的燃气射流存在明显差别,水下点火推进同时会形成对水下航行体额外的振动激励;尾空泡收缩阶段,亚音速射流在尾空泡颈缩处膨胀加速,使尾空泡持续颈缩进而形成对燃气的阻滞作用,是形成尾空泡近似周期性形态演化、空泡压力剧烈振荡的主因。

基于势流理论的尾空泡对航行体表面压力影响研究

航行体尾空泡状态及演化会对上游流场产生干扰,进而对航行体流体动力特性产生影响。本文基于势流理论,发展了适用于混合边界条件的二维轴对称边界元数值计算程序,在此基础上分析了稳态及非稳态尾空泡流场,获得了不同尾空泡状态对上游物面压力的影响规律,说明了尾空泡瞬态收缩过程对上游航行体物面压力的扰动机理,基于数值计算结合实验数据说明了压力扰动的衰减规律。

水下航行体超声速射流与尾空泡耦合作用初期的流场特性

针对航行体水下垂直发射过程,利用固体火箭发动机在尾空泡内点火实现有控运动,是保证复杂因素干扰下航行体弹道稳定的重要手段。基于流体体积模型、标准k-ε湍流模型和动网格技术,通过求解雷诺时均Navier-Stokes方程,获得超声速射流与尾空泡耦合作用初期的流场特性及其演化规律。结果表明:航行体出筒后形成的半椭球状附体尾空泡,在超声速射流作用下逐渐演变成葫芦状,其内部流动受到破坏后进行重构,没有形成回射流现象;超声速射流完全受限在尾空泡内发展,射流流动主要位于径向尺寸和喷管出口直径相当的核心区内,在射流卷吸作用和空泡界面影响下,尾空泡内相继出现了一次涡环和二次涡环结构;航行体尾部与筒口中心位置压力呈现宽幅振荡特征,最大振幅约为发射水深压力的1.2倍,致使射流结构和航行体受到的实际总推力出现大幅度振荡变化。

水下航行体垂直发射尾空泡生成演化过程三维数值研究

为研究水下航行体垂直发射尾空泡生成演化过程,采用Mixture多相流模型、标准k-ε湍流模型和动网格方法求解RANS方程,建立了三维三自由度计算模型,对航行体垂直发射过程进行了数值模拟,计算结果与试验结果吻合较好,获得了尾空泡生成演化的周期性特征。研究了牵连速度和发射水深对尾空泡生成演化的影响,结果表明,牵连速度增大导致拉断后回射流上升斜切尾空泡的角度增大;发射水深增加导致尾空泡压力增大,振荡周期缩短。

尾空泡对水下航行体流体阻尼力影响数值计算分析

针对航行体尾空泡对流体阻尼力影响的问题,结合动坐标系技术和空泡多相流数值模拟方法,通过求解雷诺平均的纳维-斯托克斯方程组,进行阻尼力计算研究。试验数据对比结果表明,该方法具有较好的精度。数值计算研究表明,尾空泡会削弱航行体尾部压力的不对称性,使航行体尾部流体阻尼力减小。当尾空泡增加到一定尺寸时,流体阻尼力减小的幅度逐渐趋缓,同时尾空泡也改变了流体阻尼力随攻角的变化趋势。研究充分表明了航行体流体力设计中考虑尾空泡影响的必要性。

一种考虑尾空泡影响的航行体流体动力数值仿真计算模型

文章针对水下垂直发射航行体,建立了一种考虑尾空泡影响的定常水动力数值仿真计算模型,分析了尾空泡对轴向力、附加力及俯仰阻尼力矩的影响。将仿真获得的考虑尾空泡影响的定常水动力系数代入理论弹道模型,预示水下弹道。计算结果表明,采用文中的考虑尾空泡模型及相应的流体动力求解方法获得的流体力系数,用于预示航行体运动参数的变化规律与模型弹射试验结果一致性较好。

弹射出筒条件对水下航行体尾部空泡动态演化影响研究

针对水下航行体尾空泡动态演化过程,该文基于雷诺平均N-S方程结合动网格技术,形成弹射出筒过程多相流数值模拟方法,并通过与已有试验数据对比,验证了该数值计算方法的有效性。在此基础上,研究了筒口压差、发射水深和出筒速度等不同出筒条件对航行体尾空泡内部压力和形态影响规律,基于仿真计算获得不同条件空泡闭合过程以及空泡内部压力振荡峰值和周期认识,结合量纲分析构造了可表征弹射出筒条件影响的无量纲参数,结果显示,在该参数一致条件下,不同工况的尾空泡的压力和形态变化相似性较好。

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。

水下航行体垂直发射尾部空泡形态与压力预示方法研究

水下航行体垂直发射尾部空泡形态与压力准确预示是航行体轴向速度设计的重要依据。该文基于对尾空泡形态发展演变的基本规律的认识,结合空泡独立膨胀原理和Rayleigh-Plesset方程,建立了尾空泡非定常发展数学模型,形成了尾空泡形态和压力的理论预示方法,并通过与试验数据的比对,验证了方法的合理性和可用性。此外,还研究了航行体出筒速度、阻力系数、尾空泡初始压力和燃气指数等影响要素对尾空泡压力和形态的影响。