文摘

平行underexpanded轮飞机系统已广泛应用于工程应用,和流场结构非常复杂,因为飞机交互。在本文中,我们研究了近场混合现象平行双underexpanded喷流流场的数值计算Reynolds-Averaged n - s方程。数值结果与实验数据吻合较好,粒子图像测速技术显现的。类似于飞机飞机,在某种程度上,两个圆射流偏转对双喷嘴对称平面;流场也可以分为三个区域。同时,尝试预测合并点和组合点位置在某些截面的计算域关联用喷射间距和喷气压力比。飞机间隔中扮演一个重要的角色在飞机互动,和喷气机交互随喷射间距的增加而减小。喷气机交互的合并(合并)和压力变化显著而喷射间距不同。此外,随着压比的增加,射流相互作用的影响减少,合并(合并)点位置下游移动。

1。介绍

平行飞机发行仍从相邻喷嘴进入环境逐渐合并成一个单一的飞机在一定距离下游,已广泛应用于许多工程应用,如垂直起飞和降落的飞机,燃油喷射系统和供应设备通风系统(1,2]。事实上,已经有大量研究工作致力于飞机[的耦合关系3- - - - - -6]。然而,耦合关系的飞机还没有完全理解。之前的报告显示,三个相关区域的流场在轴向方向上被确定为2个飞机平行飞机(7- - - - - -9]。图1显示2平面平行的通用流场飞机。第一个区域是收敛区域从喷嘴出口到飞机的内部剪切层合并(称为合并点)。在合并点的速度在对称平面射流方向是零和压力达到最高的价值10,11]。在对称平面的位置速度达到最大值称为组合点和表示,合并区域结束,合并后的区域开始(12,13]。合并后的区域是下游的结合,两架飞机开始像一个自相似飞机(6,14- - - - - -16]。

然而,对于圆喷嘴,三维流结构需要考虑,飞机将交互和最大速度的位置将从对称轴之间的对称平面喷嘴(17]。数值模拟的两轮飞机艾伦和史密斯(18)表示,标准的结果模型与实验数据相一致的平行入口较低的飞机。Harima et al。3,19)表明,广泛使用(RNG湍流模型模型和可实现的模型)可以用于预测平均速度和湍流特性区附近的交互融合性的圆形入口较低的飞机。

王(20.)研究四集群基于流喷嘴,在标准two-equation湍流模型被用来描述湍流,和一个压力入口条件对喷嘴入口平面。数值结果与实验结果一致。

尽管汇合的喷射现象一直是一个主题感兴趣的科学家在过去的十年里,仍有一些文献预测临界混合区域(如合并点和组合点)平行双underexpanded飞机。此外,实验调查并行融合的双重underexpanded飞机是稀疏的。本研究主要集中在近场混合双重underexpanded喷射现象,和的PIV测量和数值模拟是用来研究射流相互作用及其产生的特征。的主要目标是获得洞察这个复杂现象发生在近场区地区和获得准确和详细的实验数据,可以用来验证数值结果。PIV测量和数值模拟是用来研究射流相互作用及其产生的特征。此外,jet-to-jet间距的影响()和喷射压力比进行了研究。总压强的喷射压力比是有价值的在沉降室/背压。3.4、6.8和8.1在这项研究中,分别。

2。实验程序

表1显示所有测试实验装置进行。高压气体在室温(300 K)排入外壳通过一对收敛圆形喷嘴。根据喷射压力比,我们将测试分成三组采用八收敛圆形喷嘴板。

2.1。实验装置

图2说明了实验的原理图设置。一个可控的离心式风扇加速空气首先经过一个旋转流量计,然后流向测试室通过广场供应渠道,弯曲,扩散器,一个沉降室,收缩。沉降室配备了网格和蜂窝在不同的大小。调压阀是用来控制沉降室的静态压力。沉降室是紧随其后的是一个融合圆形喷嘴板。从圆形喷嘴板融合,飞机问题变成一个外壳尺寸0.6×0.6×1.2 m³()。外壳可以避免干扰从实验室的空气运动,确保相同浓度的流喷射流体示踪粒子和周围的流体。围栏里配备了两个高透光率的光学窗口,以便没有测量设备需要被放置在附件里面。

2.2。收敛圆形喷嘴板几何

声孔是一个锥形渐缩喷嘴长度有限,音速喷嘴概要设计和图所示3。它的圆锥收敛角12.52度;飞机入口直径10毫米;整个长度是16.5毫米。喷嘴的距离除以,,范围从2.0到20.0。

2.3。PIV测量

如图2PIV测量在只有一个平面(喷嘴中心平面)。的范围从喷嘴出口下游方向覆盖面积()的最大距离。PIV系统包括新一波Solo-II Nd: YAG双腔激光器(30 mJ /脉冲15赫兹)和PCO Sensicam™热电的冷却CCD相机(1280×1024 px2, 12位)28毫米镜头。用于播种glycol-water气溶胶,平均粒径为0.25μm。定制的光学用于生成一个0.3毫米厚片对齐,如图3。CCD摄像机安装垂直光表。原始图像与商业软件戴维斯7.2.2位。播种密度足够高,假设一个数量级位移0.1像素的不确定性21),收益率的不确定性高流速区域速度场之间的1%和20%的低速度区域。根据阿德里安和Westerweel[实用指南22),瞬时速度场的不确定性估计在±3%。最大的统计误差,由于有限数量的样品(有95%的信心),意味着速度小于±1.4%和小于±0.8%±0.3%正常和剪切雷诺应力。

3所示。数值调查

3.1。物理模型和边界条件

图4显示了平行双喷嘴的计算域模型测量,包括喷嘴区。原点的位置是双喷嘴出口的中心,然后提出了笛卡尔坐标。无滑动和绝热边界条件应用于墙上;压力条件应用于计算域出风口;对称平面条件在墙上使用平行于流动方向;压力入口边界条件应用于喷嘴入口。

3.2。控制方程

Reynolds-Averaged n - s方程给出了三维可压缩流 overbar表示时间上的变量。

3.3。RNG模型

在这项研究中,我们采用RNG模型对高雷诺数流由Yakhot et al。23]: 与,,,,,,,,,,。

3.4。数值方案

上述运输方程解决了使用标准的流利的软件13.0版本的有限体积方法。隐式配方和Roe-FDS通量类型是density-based解算器类型。基于Green-Gauss细胞用于梯度离散化方案。二阶中心差分逆风用于流方面,而一阶逆风中央差分用于湍流动能和湍流耗散率。的解决方案被认为是当残差的绝对值低于聚合。靠近壁面的使用标准壁函数建模。

3.5。墙Yplus和网格独立性测试

图5说明了计算网由网,包括结构化六面体的细胞,精密切在墙上,由于这个地区的高速度梯度。为了消除网格数量和质量对数值结果的影响,墙Yplus和网格独立性测试必须使用不同的网格密度和网格配置。在这里,网格模型(,)作为一个例子来说明墙上Yplus和网格独立性测试。为标准的墙功能,墙上Yplus值应在30到200之间。基于数值结果,靠近壁面网格密度应该调整到墙上Yplus值是30至200人。数据6和7显示速度和压力的预测(在飞机上分别沿流场下游)。和获得的结果是三个不同的网格大小,即128万年、283万年和411万年。预测结果差异128万网格和283万年的网格高于283万网格和411万网格之间的区别。表明,筛孔尺寸会稍微影响数值结果大于283万时。因此,与283万网格的大小是选择模型,提高计算效率。

4所示。结果和讨论

4.1。双射流的特点

特征的平均速度沿下游位置呈现在图8。从图8(一个),我们发现双射流两侧倾斜和弯曲向中央对称平面。在下游位置,双喷气飞机逐渐像自相似信号。图8表明数值结果的速度在不同的下游的横截面。图8展示了几个功能发展的融合性的飞机。飞机可以清楚地观察到的更快的融合;例如,。在喷嘴出口、高速度导致剪切层的气体夹带的飞机。两架飞机之间的夹带率在该地区高,导致飞机之间的地区非常低的压力。飞机偏离向对方。所有数值结果发现变形;和每个模型具有不同喷嘴间距和压力比都有自己的特定的功能。图8显示模型的数值结果和。与此同时,实验结果还表明喷气变形的存在。

4.2。喷射间距的影响

测试1 ~ 8表1显示各种间距对射流相互作用的影响。图9显示平均压力的轮廓在下游横断面飞机数值结果。数值结果表明双喷嘴之间的区域内负压,与外部面临的地区。负压与飞机之间的相互夹带(24],负压生长健壮如飞机间距减小。因此,每个显示飞机的羽“弯曲”,因为不同的压力之间的混合区域,对外面临区域的两架飞机。图10展示了向量的平均速度在八个不同的喷射间距的下游位置。可以看出增加飞机间距下游转移合并点。该地区从喷嘴出口()合并是合并地区,这个地区的特点是逆流。从合并点内的剪切层飞机开始合并,特点是速度为零。合并点也是高压的特征。平均速度以及下游横向平面的轮廓(在飞机上数值结果呈现在图11,数值结果与实验结果是一致的。合并点位置和飞机间距表2。我们执行一个回归分析表所示的值2发现合并点位置和飞机间距之间的关系。不管压力比的效果,我们可以得到下面的表达式:

基于预测(3)和(4呈现在图12。它可以观察到,数值结果和实验结果合并点和喷射间距之间的关系几乎是线性的,那么结合的观点。然而,合并图的斜率变化点和点结合起来。

4.3。压力比的影响

为了研究压力比的影响,我们进行测试与压力比率见表3.4和8.11。它是一个温和的underexpanded喷射为3.4,小于3.84,适度的标准underexpanded喷气机。数据12和13是平均速度以及下游横断面飞机的轮廓(在飞机上吗在不同的压力比)的数值结果。随着压比的增加,射流相互作用的影响减少,合并(合并)点位置下游移动。合并点和组合点的详细测量位置是解释表3和4。合并点位置和飞机间距给出了表3和4。指节4.2,我们可以得到下面的表达式。

压力比3.4,我们有

压力比8.1,我们有

合并点的数值结果和实验结果之间的关系图(14日)和15。它可以观察到,数值结果和实验结果合并点和喷射间距之间的关系几乎是线性的。与此同时,图的斜率随不同的压力比,那么结合的观点。

图14 (b)显示位置的变化把点与不同的间距。

我们执行一个回归分析表所示的值3和4发现合并(合并)点位置之间的关系,压力比、喷射间距。可以得到下面的表达式:

基于预测错误(9)和(10表中给出3和4。它可以观察到,方程基于压力比和飞机间距提高预测精度。

5。结论

双重underexpanded飞机系统的混合现象进行了研究。混合的关键特征区域预测的喷射间距和压力比。模型具有不同喷射间距和压力比通过流利的软件和数值模拟结果与实验结果符合较好。与此同时,获得以下研究结果。

地区,面临的两架飞机转移向内和偏转程度是由飞机间距,压力比和湍流强度。三个典型地区(地区融合,融合区域,并结合地区)通常报道。沿着下游位置,两架飞机逐渐像一个自相似信号喷气机。

合并点和喷射间距之间的关系几乎是线性的;与不同的压力比表达的关系是(3),(5)和(7)。和(3),(5)和(7)会作为一个标准设计各种平行射流冷却或提高系统等系统。

合并两个喷气流的位置是影响射流的喷射间距也出口压力比;和它的关系可以表达的(9)。并证明了方程的基础上(9)能够更好地预测精度。

结合可以预测点位置(4),(6)和(8)。

命名法

缩写

此外:	粒子图像测速技术显现的。

符号

	喷嘴出口直径(米)
	高度的计算域(m)
	计算域的长度(米)
	喷嘴间距(m)
	总压强(atm)
	背压(atm)
	计算域的宽度(米)
	笛卡尔坐标(m)
	湍流粘性常数
	协调回水区(m)
	均值和波动速度分量、水平方向(m·)
	均值和波动的速度分量,流向方向(m·)
	均值和波动速度分量、垂直方向(m·)
	合并点位置(m)
	结合点位置(m)
	湍流动能(m2·年代−2)
	湍流动能耗散率(m2·年代−3)
	源项
	湍流模型系数
	在湍流扩散系数模型
	克罗内克符号
	运动粘度(m2·年代−1)
	湍流粘度(m2·年代−1)
	喷射密度(公斤·)
	应变率张量()
	压力向量(公斤·m−1·年代−2)
	的比例平均应变时间尺度的湍流。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者欣然承认金融支持来自中国国家自然科学基金(51475462)。