大面積比噴管的三維仿真分析

大面積比噴管的三維仿真分析

0噴管側(cè)向載荷在固體彈頭槍的工作中，噴管經(jīng)歷了高溫、高壓和高速氣流的清洗，環(huán)境非常惡劣。改進(jìn)噴管是提高火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能重要途徑之一。氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)都是噴管設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容。隨著推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展,運(yùn)載火箭的助推級(jí)或第一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)正在采用越來越大面積比的噴管以提高高空性能。但大面積比噴管在地面試車以及發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)和關(guān)機(jī)過程中,經(jīng)常會(huì)產(chǎn)生噴管側(cè)向載荷,導(dǎo)致噴管受損。WangT.S等人建立了三維非定常流動(dòng)模型,對(duì)影響噴管側(cè)向載荷的因素進(jìn)行了研究分析,得出了側(cè)向載荷與燃燒波、激波轉(zhuǎn)變和噴管出口部位的激波震動(dòng)有關(guān)。在很大的空氣彈性變形情況下,由于流動(dòng)和結(jié)構(gòu)相互作用,將會(huì)引起側(cè)向載荷巨大的增長(zhǎng)。文中運(yùn)用MpCCI(mesh-basedparallelcodecouplinginterface)耦合器作為計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件FLUENT和有限元分析軟件ABAQUS的數(shù)據(jù)交換平臺(tái),對(duì)流場(chǎng)與噴管結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)變形進(jìn)行耦合計(jì)算。重點(diǎn)研究大面積比噴管在不同入口總壓時(shí)出現(xiàn)的側(cè)向載荷。分析了不同階段側(cè)向載荷的特點(diǎn),展現(xiàn)了噴管流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)之間的相互影響,并對(duì)噴管結(jié)構(gòu)的應(yīng)力、位移進(jìn)行了分析。1非對(duì)稱現(xiàn)象模擬文中以某大面積發(fā)動(dòng)機(jī)比噴管為研究背景。該噴管總長(zhǎng)1.6m,噴管面積比ε=55.2。結(jié)構(gòu)計(jì)算只考慮燃?xì)饬鲃?dòng)對(duì)噴管結(jié)構(gòu)變形的影響。計(jì)算區(qū)域?yàn)閲姽芎屯鈭?chǎng),為捕捉非對(duì)稱現(xiàn)象,計(jì)算區(qū)域采用二維軸對(duì)稱模型旋轉(zhuǎn)360°得到,未做對(duì)稱性假設(shè)。網(wǎng)格生成軟件GAMBIT用于構(gòu)造流場(chǎng)區(qū)域。對(duì)于流場(chǎng)區(qū)域,由于噴管結(jié)構(gòu)變形,需采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)來模擬,所以接近噴管內(nèi)壁的流場(chǎng)局部區(qū)域采用了四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,流場(chǎng)其它區(qū)域均采用六面體網(wǎng)格(見圖1(a))。因此文中對(duì)非對(duì)稱現(xiàn)象的研究將主要和流動(dòng)性質(zhì)有關(guān)。有限元軟件ABAQUS用于構(gòu)造噴管結(jié)構(gòu),單元類型為C3D8R(見圖1(b))。1彈性模量n的測(cè)定文中所選噴管結(jié)構(gòu)的主要參數(shù)為:密度ρ=7850kg/m3,彈性模量E=2.0×1011Pa,泊松比γ=0.33,屈服強(qiáng)度σs=1000MPa。2噴管流場(chǎng)仿真文中以某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管不同入口總壓(3～7MPa),入口溫度均為1500K作為噴管流場(chǎng)非穩(wěn)態(tài)計(jì)算的初始值進(jìn)行仿真計(jì)算。噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)表面為耦合邊界。噴管流場(chǎng)取海平面的壓強(qiáng)與溫度作為流固耦合初始條件。噴管頭部壁面為絕熱固壁邊界。壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件取海平面的壓強(qiáng)和溫度。3結(jié)構(gòu)依賴的測(cè)定由于側(cè)向載荷較難算準(zhǔn),側(cè)向載荷對(duì)網(wǎng)格密度有較強(qiáng)的依賴性。為選取合適的流場(chǎng)計(jì)算模型網(wǎng)格,文中進(jìn)行了網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證。選取了網(wǎng)格數(shù)為2303766的計(jì)算模型網(wǎng)格用于文中研究?jī)?nèi)容(見圖1(a))。4口部對(duì)比部位數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)是獲得噴管內(nèi)流場(chǎng)壓強(qiáng)變化的有效方法。為了獲得噴管出口部位0°(1.59,0.49,0)和180°(1.59,-0.49,0)兩個(gè)對(duì)稱點(diǎn)的壓強(qiáng)變化并進(jìn)行對(duì)比。文中選取這兩個(gè)對(duì)稱點(diǎn)作為監(jiān)測(cè)點(diǎn),監(jiān)測(cè)噴管工作過程中噴管出口部位壓強(qiáng)變化。5耦合流場(chǎng)計(jì)算計(jì)算及程序編譯采用刀片服務(wù)器IBMBladeCenter高性能計(jì)算集群。流場(chǎng)計(jì)算中,湍流模型采用RNGk-ε模型。整個(gè)耦合過程中,采取時(shí)間步為10-5s。流場(chǎng)由FLUENT軟件計(jì)算,采用耦合隱式求解方法,整個(gè)計(jì)算具有二階精度。噴管結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)變形計(jì)算采用ABAQUS隱式求解模塊ABAQUS/Standard模塊。2結(jié)果分析2.1噴管內(nèi)部流場(chǎng)變化耦合過程中,通過計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件FLUENT計(jì)算結(jié)果,顯示了噴管在不同入口總壓(3～7MPa),入口溫度均為1500K的條件下,噴管側(cè)向載荷隨時(shí)間變化的過程。由圖2可以看出,隨著氣流向下游傳播,側(cè)向載荷數(shù)值先后經(jīng)歷了由分離模式轉(zhuǎn)換和噴管出口部位的激波振蕩,兩種不對(duì)稱狀態(tài)導(dǎo)致的較強(qiáng)側(cè)向載荷。在0～0.5ms附近為噴管核心噴射流動(dòng)狀態(tài)(corejetflow)及噴管自由分離激波狀態(tài)(FSS)。此階段由兩個(gè)狀態(tài)組成,即在噴管核心噴射流動(dòng)狀態(tài)之后,隨著流動(dòng)的發(fā)展,噴管內(nèi)流場(chǎng)產(chǎn)生了不利于噴管流動(dòng)的壓強(qiáng)梯度。噴管內(nèi)部喉部下游出現(xiàn)了激波。隨著流動(dòng)的進(jìn)一步發(fā)展,噴管流場(chǎng)呈現(xiàn)馬赫盤激波模態(tài)(Machdiskshockpattern)。受噴管內(nèi)馬赫盤的強(qiáng)烈阻擋,氣流有繞開其流動(dòng)的趨勢(shì),從而使馬赫盤下游形成了低速區(qū)。由于康達(dá)效應(yīng)(CondaEffect),靠近噴管壁面的附面層中流動(dòng)是亞音速的,噴管內(nèi)部的流動(dòng)往往會(huì)受外界擾動(dòng)影響。當(dāng)附面層氣流的動(dòng)能不能克服激波后的壓強(qiáng)梯度時(shí),氣流與噴管壁面發(fā)生分離,激波進(jìn)入噴管內(nèi)部,噴管內(nèi)部出現(xiàn)了激波和氣流分離。此時(shí)的激波分離后沒有再與噴管壁面附著,稱這種激波分離為自由分離激波。由圖2可以發(fā)現(xiàn)此階段出現(xiàn)的側(cè)向載荷較小。0.5ms之后,由圖2可以發(fā)現(xiàn)在3～7MPa各個(gè)不同入口總壓條件下,均出現(xiàn)了第一次較大的側(cè)向載荷,此階段噴管內(nèi)部流場(chǎng)正在經(jīng)歷由自由激波分離模式向約束激波分離模式轉(zhuǎn)換。在此階段可以發(fā)現(xiàn)一個(gè)有趣的現(xiàn)象,隨入口總壓的增大,由激波轉(zhuǎn)變導(dǎo)致的側(cè)向載荷數(shù)值逐漸接近側(cè)向載荷峰值。當(dāng)入口總壓為6MPa、7MPa時(shí),發(fā)現(xiàn)由激波轉(zhuǎn)變導(dǎo)致的側(cè)向載荷已經(jīng)成為此條件下的側(cè)向載荷峰值。隨著流動(dòng)的發(fā)展,側(cè)向載荷出現(xiàn)了回落,主要呈現(xiàn)持續(xù)較久的側(cè)向載荷波動(dòng)。此階段噴管流場(chǎng)呈現(xiàn)馬赫盤激波模態(tài)中的約束激波分離模態(tài)(Machdiskflow:RSS)。在分離點(diǎn)與再附著點(diǎn)之間,流場(chǎng)形成了一個(gè)封閉的分離區(qū)。由于分離區(qū)的范圍有限,所以這種分離模式被稱為約束激波分離。在約束激波分離模態(tài)之后,由圖2可以發(fā)現(xiàn)噴管側(cè)向載荷再一次出現(xiàn)了較大載荷波動(dòng)。導(dǎo)致此階段出現(xiàn)側(cè)向載荷較大波動(dòng)的原因是噴管出口部位的激波振蕩(lipRSSoscillation)。此階段約束激波已經(jīng)隨著流動(dòng)的發(fā)展,達(dá)到噴管出口部位附近,由于流場(chǎng)區(qū)域需要不斷進(jìn)行調(diào)整以適應(yīng)噴管擴(kuò)張段流動(dòng)和因?yàn)閲姽芙Y(jié)構(gòu)的振動(dòng),導(dǎo)致了約束激波在出口部位來回移動(dòng),但由于激波移動(dòng)的不對(duì)稱性,導(dǎo)致了噴管出口部位流動(dòng)再附著位置的不對(duì)稱,這樣就導(dǎo)致了嚴(yán)重的側(cè)向載荷。以入口總壓為5MPa,在6.05ms時(shí)的噴管內(nèi)流流場(chǎng)XY截面馬赫數(shù)云圖上(見圖3),可以發(fā)現(xiàn)約束激波達(dá)到噴管出口部位附近,由圖3也可以清晰顯示此時(shí)的流場(chǎng)狀態(tài)。由圖2還可以發(fā)現(xiàn)入口總壓在3～5MPa條件下,側(cè)向載荷峰值均由噴管出口部位的激波振蕩導(dǎo)致。還發(fā)現(xiàn)入口總壓在4MPa條件下,由于噴管出口部位的激波振蕩導(dǎo)致的側(cè)向載荷達(dá)到了8562N,遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于在其它入口總壓條件下產(chǎn)生的側(cè)向載荷峰值。由圖4可以看到在入口總壓為4MPa的條件下,在7～14ms期間噴管出口部位對(duì)稱點(diǎn)壓強(qiáng)呈現(xiàn)顯著的不一致性,這也進(jìn)一步表明了此階段會(huì)出現(xiàn)較大的側(cè)向載荷。在圖4中入口總壓為4MPa與入口總壓為5MPa條件下的噴管出口部位對(duì)稱點(diǎn)壓強(qiáng)時(shí)間曲線進(jìn)行對(duì)比,可以分析出入口總壓為4MPa的條件下將會(huì)導(dǎo)致更為嚴(yán)重側(cè)向載荷。結(jié)合圖2～圖4分析,可以得出此階段出現(xiàn)的較強(qiáng)側(cè)向載荷正是由于噴管出口部位流場(chǎng)不對(duì)稱性即噴管出口部位的激波不對(duì)稱性導(dǎo)致。由上述分析,可以得出,對(duì)于此噴管設(shè)計(jì)使用中應(yīng)著力避免入口總壓為4MPa階段或者避免在噴管出口部位的激波振蕩。圖5為噴管三維內(nèi)流場(chǎng)速度與溫度云圖,顯示了快速升溫階段中,6.05ms時(shí)噴管內(nèi)流場(chǎng)速度與溫度云圖。其中三維內(nèi)流場(chǎng)速度云圖為噴管XY平面截圖與三維視圖聯(lián)合顯示,三維內(nèi)流場(chǎng)溫度云圖為完全三維透視圖。圖5較好顯示了此時(shí)噴管內(nèi)流場(chǎng)的不對(duì)稱。在噴管出口部位的激波振蕩之后,隨著流動(dòng)的進(jìn)一步發(fā)展,側(cè)向載荷回落至平穩(wěn)的狀態(tài),此階段側(cè)向載荷數(shù)值很小,且噴管出口質(zhì)量流量平穩(wěn)。所以將此階段稱為噴管內(nèi)流場(chǎng)充分流動(dòng)狀態(tài)。以入口總壓為5MPa為例,圖6顯示了此階段的XY截面內(nèi)流場(chǎng)速度云圖。2.2噴管結(jié)構(gòu)的應(yīng)力耦合過程中,通過有限元軟件ABAQUS計(jì)算結(jié)果,顯示了入口總壓為4MPa的條件下噴管結(jié)構(gòu)應(yīng)力、位移分布圖。圖7為11ms時(shí)噴管結(jié)構(gòu)Mises應(yīng)力圖?？梢园l(fā)現(xiàn)此時(shí)噴管結(jié)構(gòu)最大的Mises應(yīng)力約為13MPa,遠(yuǎn)小于噴管結(jié)構(gòu)屈服強(qiáng)度1000MPa。因此,此時(shí)噴管結(jié)構(gòu)不會(huì)發(fā)生破壞。由圖8、圖9可以分析發(fā)現(xiàn),噴管結(jié)構(gòu)應(yīng)力變化很大,將引起結(jié)構(gòu)振動(dòng)。同時(shí)也可以發(fā)現(xiàn)此時(shí)噴管出口附近呈現(xiàn)了很明顯的應(yīng)力不對(duì)稱性,這也進(jìn)一步說明了此時(shí)噴管內(nèi)流場(chǎng)出現(xiàn)明顯不對(duì)稱現(xiàn)象,產(chǎn)生了較大的側(cè)向載荷。圖10為噴管出口外壁中點(diǎn)(1.6,0.52,0)的位移時(shí)間變化曲線。由圖可以發(fā)現(xiàn),曲線較好反映了流場(chǎng)參數(shù)變化對(duì)結(jié)構(gòu)造成的影響。3flu根開發(fā)軟件的應(yīng)用1)采用流固耦合方法,對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管分離流動(dòng)及側(cè)向載荷進(jìn)行了研究。對(duì)噴管的受力、位移進(jìn)行了分析,獲得了流場(chǎng)與噴管結(jié)構(gòu)耦合作用的機(jī)理。2)通過對(duì)FLUENT軟件二次開發(fā),使其具備了準(zhǔn)