文摘

导弹尾部的影响角度的结构之后,一个轴对称模型研究了在低速状态。四个锥形导弹尾部模型的角度0°(blunt-based身体),10°16°,22°被选为这个研究。基于的直径的雷诺数模型 。粒子图像测速技术(PIV)被用来测量尾流的速度。时均流动特性包括再循环的后体的长度,湍流强度和雷诺剪切应力进行了分析和比较在这些导弹尾部模型。实验结果表明,循环的长度随增加导弹尾部16°角。导弹尾部角高于16°,肩膀和附近的流动完全分离near-wake结构高度发生了变化。湍流强度在导弹尾部22°角显示相似的水平,对于blunt-based身体。流动行为表面上导弹尾部应该占据一个重要的参数影响后模型的宽度和阻力。功率谱密度和适当的正交分解(POD)分析表明,斯特劳哈尔数 主导的导弹尾部模型16°。完全分离流是由斯特劳哈尔数 ,首先介绍了研究。

1。介绍

一个轴对称blunt-based机构是由一个大特色基地分离。背后的高湍流区域基地造成显著减少基地压力和底部阻力的增加,噪声和结构疲劳(1]。作为一个例子,底部阻力可能达到总数的50%在亚音速气动阻力模型的条件(2]。由于化石燃料的快速耗尽,减少对节能的基本阻力对空气动力学研究是一个非常重要的任务。

导弹尾部是一种有效的设备以减少基本阻力。5°的导弹尾部模型可以减少阻力在超音速条件下(21%3]。在低速条件下,一个锥形的导弹尾部模型15°允许减少阻力34%左右(4]。尽管简单的设计,在导弹尾部流动行为是非常复杂的,高度受其几何形状的影响。流动行为特征是减速的基地优势,附近的空气分离在非零流角,和一个大后地区背后的基础(5- - - - - -7]。这些特征为不同的导弹尾部交替配置和流动马赫数、雷诺数和边界层特性。实际上,轴对称导弹尾部的流动行为无法预测的理论分析(8,9]。

此前,梅尔兹et al。7),调查一个轴对称的near-wake semielliptical后体在低速条件下,观察到明显降低的后循环区域与blunt-based身体。他们还表明,墙上曲率产生很大影响的压差阻力和剪切层高度凸分离位置附近。霍华德和古德曼(10),测量两个导弹尾部的阻力模型10°和30°,表明,拖在很大程度上降低导弹尾部的模型 。在 ,完全分离流在哪里观察附近的肩膀,模型的阻力是一样的情况下blunt-based身体。然而,near-wake结构并不在他们的研究调查。Ilday et al。4)采用热线的设备来测量near-wake blunt-based身体和导弹尾部模型与一个15°角观察到明显降低的湍流强度和长度再循环背后的基础。Mariotti et al。6),研究导弹尾部轮廓模型26.7°和40.4°,报道两个导弹尾部表面流类型,完全附加和分离条件。此外,他们表明,湍流强度与增加后降低导弹尾部角,当导弹尾部表面发生分离。Tran et al。11),进行实验锥形导弹尾部的一个小变化角度从10°到22°,观察三个政权导弹尾部表面流动,附在流,与泡沫分离流,完全分离流。然而,near-wake流并不在他们的研究调查。

尽管许多研究已经完成,之前的研究主要集中在导弹尾部表面流和影响导弹尾部角的阻力模型。在我们的知识,near-wake结构提取导弹尾部模式非常有限,主要是在26.7°,40.4°的角度(6]。显然,导弹尾部的尾流结构模型在不同流动条件及其与blunt-based身体差异并不完全理解。

本研究的目的是获取明显的影响导弹尾部的尾流结构角度。调查,双组分粒子图像测速仪(PIV)来测量瞬时和定量定速度场在垂直的平面上。四个锥形导弹尾部模型的固定长度和角度0°(blunt-based身体),10°16°,22°被选为这个研究。时均流场、湍流程度和雷诺剪切应力进行了详细的分析和讨论。结果表明,导弹尾部表面流动行为是一个非常重要的参数影响后模型的宽度和阻力。执行一个适当的正交分解(POD)分析提取大规模的尾流特性。因此,blunt-based身体之间的不同的流动特性和导弹尾部模型显然是表示在这项研究。我们还表明,导弹尾部的完全分离流模型22°由斯特劳哈尔数 ,这完全不同于其他导弹尾部模型。

2。试验装置

2.1。风洞设施和测试模型

在低速风洞实验与测试的部分 和最大速度60 m / s东北大学,日本仙台。轴对称体是一样的先前的研究Tran et al。([11,12])。它的直径 和总长度251毫米。模型的堵塞比约为0.8%,这保证了不可压缩条件的模型。

模型支持在测试区支柱截面的NACA 0015和最大厚度为8毫米。支撑放置在前面的部分主体对near-wake流减少其影响。不同圆锥后体具有相同的长度和导弹尾部角度为0°,10°,16°,22°螺钉系统被添加到基地。导弹尾部模型都是由一个高分辨率的3 d打印机最低层厚度为20μm。因此,主体之间的联系和导弹尾部紧张及其对称的轴正好。模型的草图如图1。导弹尾部的参数模型是列在表中1,在那里基地的直径吗是导弹尾部的长度。

实验的自由流速度10 m / s。风洞在这个流动的湍流强度条件还不到0.5%。相应的base-radius雷诺兹数字大约是 。身体表面生成湍流边界层,宽10毫米砂纸P20的平均直径1毫米是放在房子的前半部分。砂纸丸的大小由Braslow从实证方法引用,诺克斯(13]。在这里,基于砂纸的厚度雷诺数 。应该注意的是,粒子的直径的砂纸更高于先前里加斯等人的研究。1),使用砂纸勇气P120 freestream速度 。

支柱支持的影响在尾流结构轴对称blunt-based身体是一个大问题在低速状态。狼et al。14)表明,一个小自由流角的变化可能导致尾流结构的变化。然而,这种效果是降低导弹尾部模型。Tran et al。15),主持free-levitated测试与支持系统和测量轴对称导弹尾部模型在低速条件下,显示的拖free-levitated测试并拖动使用支持系统为不同的导弹尾部的角度显示了一个类似的趋势。此外,支柱支持对压力分布的影响在对称平面的上下表面是相同的。因此,支柱支持的影响应该有限的导弹尾部的尾流结构模型。因为这项研究集中在导弹尾部角near-wake结构的影响,我们没有与free-levitated系统进行测量。然而,获得高度准确的数据,进一步测量free-levitated系统和数值方案是必需的。

2.2。PIV测量

双组分PIV系统对导弹尾部用来测量速度场。速度测量的PIV设置如图2。一个双脉冲Nd-YLF激光(ldy - 303, Litron激光)挂在测试部分的上表面。激光的暴露长度是532海里,和脉冲持续时间是150 ns。激光是设置在1毫米的厚度,和第一和第二图像之间的时间间隔是固定在8μ年代。最大的运动的粒子图像双框架约6像素,这对互相关算法是充分的。为测试创建发光粒子,烟雾发生器汉莎天厨- 500采用。烟雾发生器有五个lazkin喷嘴和可以提供空中烟雾粒子约1μ米直径25米³体积/ h。高速相机幻影v611侧表面被捕获粒子的运动。尼克尔50毫米的镜头连接到相机。相机的分辨率 像素,曝光时间是固定在1μm。在这项研究中,测量是由频率200 fps和2000 fps获得静态和流的不稳定行为。字段的视图包括导弹尾部的肩膀前4毫米和73毫米后的后缘。领域的观点是一个矩形区域大约的尺寸 提供的分辨率像素/ 13毫米。

对于数据处理,应用互相关算法。算法的详细描述表示提出了Raffel et al。(2007)和艾德里安和Westerweel (2011)。这里,第一和第二图像分为小区域称为审讯窗口。之后,每个窗口的互关联在第一和第二图像计算。最大互相关的位置显示示踪粒子的位移在第二图像。因为第一和第二图像之间的时间间隔是已知的审讯windows和位移进行了计算,得到速度场。互相关的公式显示为 在哪里和代表第一和第二图像,是协调,审讯窗口的大小,位移。每个审讯窗口获得的速度,速度场的整体形象可以构造。此外的工作原理如图3。获得瞬时速度场的方法允许从两幅图像在不同的小时代。通过平均瞬时值在不同的时间间隔,可以找到平均速度场。

在这项研究中,审讯窗口是固定的 像素,对应的一个领域 。过程数据是由动力学软件工作室。减少噪音和抚平结果,几个数据流程,如移动平均线验证和平均滤波器,也进行了如图4。对于每一个导弹尾部模型,总共2700张图片收集构建瞬时和时均速度场。

3所示。结果与讨论

3.1。边界层考试

边界层概要文件是blunt-based检查身体在23毫米基地获得最初的分离流的特征。边界层概要介绍了图的结果5。尽管点的数量是有限的,明确的边界层概要文件。计算边界厚度通过墙面的距离位置速度达到95%的自由流速度。边界配置文件是与1/7所符合^th法律与厚度约6.8毫米。其他参数的边界层位移厚度 ,动量厚度 ,和形状因子表中列出2。形状因子 ,确认之前的边界层基地是完全奔进完全混乱的状态。因此,粗糙度是充分的选择产生的湍流边界层模型表面。

3.2。时均流场

流线的流向速度场映射在垂直面基本如图6。在这里,结果以200赫兹的频率。视野是固定的 ,对应于一个解决 点。测量时间约为13秒。应该注意的是,斯特鲁哈尔数最低的blunt-based身体周围 ,相对应的时间1.3秒(1]。因此,测量的时间是充分讨论后的结构模型。blunt-based身体,基地周围的流是弯曲的边缘形成一个回流区后面的基础。near-wake流的涡环的特征是位于中心 。流高度对称的中心线。再循环区域的长度 。near-wake的分布高度一致狼的一项研究(16在雷诺数 和非犹太人et al。17在雷诺数 。相信在blunt-based身体流的特点并没有改变在低速条件和10之间的雷诺数⁴和10⁶。

随着导弹尾部角增加 来 ,后面的停滞位置接近底部边缘移动,缩短循环地区背后的基础。导弹尾部near-wake地区变得非常狭窄的模型。在导弹尾部角 ,导弹尾部附近的一个小逆转地区观察到肩膀。然而,在 ,流完全分离从导弹尾部的肩膀,整个导弹尾部模型坐落在分离区域。这些结果与观测相一致的Tran et al。11在周围的雷诺数 。

在导弹尾部角高于0°,near-wake流场显示不对称的中心线 。我们观察的流型导弹尾部22°模型显示了一个类似的行为结果Mariotti et al。6]。然而,结果以导弹尾部10°16°角表现出完全不同的趋势。相信结果是影响导弹尾部表面流和支柱的支持。以前,Tran et al。(2019)表明,支柱支持实际压力分布上基本没有影响。因此,支撑near-wake结构的影响应该在这项研究是有限的。然而,获得高度准确的数据,进一步测量free-levitated系统和数值方案是必需的。

图7介绍了流向速度的分布四个导弹尾部中心线的配置。很明显,速度大小随near-wake地区导弹尾部角。在 ,最大速度达到在 。然而,在 ,内的最大速度达到大约醒来在 。有趣的是,尽管流是完全分离的导弹尾部22°角后内部的速度会降低。然而,应该指出的是,随着地区扩大这个角。

后方的位置停滞位置作为导弹尾部角的函数图所示8而图9总结了以零速度线near-wake地区四个导弹尾部模型。这里,停滞是由中心线的位置,流向速度从消极变为积极。显然,使用导弹尾部导致减少循环长度后体。此外,near-wake区域的宽度减少,增加导弹尾部角从0°16°(图9)。比较blunt-based身体,16°的导弹尾部模型的再循环减少3倍左右( )。减少循环长度是有效提高基础压力,从而减少阻力模型的基础。Ilday et al。4),例如,显示循环后体的长度减少的导弹尾部模型15°。因此,从底部阻力降低 blunt-base模型 导弹尾部模型。Tran et al。(2019)测量的基本阻力通过测压孔不同导弹尾部配置,观察到负基导弹尾部模型的阻力16°。然而,应该注意的是,基地附近的一个显著不同的流动行为边缘被报道为blunt-base身体和导弹尾部模型。如图所示,Mariotti et al。18),剪切层上方的简化形式的凸曲率blunt-based身体。结果导致非常低的压力在基础表面和增加的阻力模型。此外,它被认为是再循环的长度和基础之间的线性关系模型的阻力(18- - - - - -20.]。然而,流动行为和再循环长度之间的关系和基本阻力成为导弹尾部的复杂模型。事实上,上面的简化导弹尾部的剪切层模型形成一个凹曲率。因此,压力恢复底部附近非常高,基本阻力显著降低。有趣的是,附近的一个突然变化的几何的肩膀周围生成一个低压地区结合导弹尾部和主体(Tran et al ., 2019)。低压区域模型的创建了一个额外的阻力。因此,导弹尾部模型,基本阻力和导弹尾部应考虑压差阻力。

我们可以看到,在导弹尾部22°角流完全分离,所有的导弹尾部区域内回流区域(图9)。如图所示Tran et al。(2019),完全分离流导致的重新分配导弹尾部表面的压力。事实上,一个导弹尾部形成低压区,基础表面的阻力模型增加了。显然,导弹尾部模型,回流区长度不影响后宽度和压差阻力的主要因素。在这种情况下,应考虑导弹尾部表面流动行为。应该注意的是,near-wake结构的静态特征在本研究首先提出并讨论了一系列导弹尾部模型。

3.3。统计湍流强度

PIV结果不同快照的解决方案允许计算湍流流动的特征。在本节中,动荡水平,包括流向湍流的水平 ,横向湍流程度 ,和雷诺数剪应力 ,对于理解计算的统计特征。如图的流向湍流水平10对于不同的导弹尾部构型。显然,所有有类似的模式模型,free-shear层流向湍流强度观察到最高的地区。高峰值出现在后面的停滞位置和修改模型。流向湍流强度降低18%在blunt-based身体11%左右的导弹尾部模型16°。相信的减少意味着速度near-wake减少了流向湍流强度当使用导弹尾部模型(21]。此外,基地附近的边界层的发展优势,从而导致削弱free-shear层的导弹尾部角增加时从0°16°,另一个原因是流向湍流强度的降低。在完全分离流( ),流向湍流强度增加在17%左右,这是类似的情况下blunt-based身体(图10)。本质上,当流完全分离,后地区增强。这些配置,因此,对减阻几乎没有影响。流向湍流强度在当前研究的结果不同的发现Mariotti [22]的轮廓导弹尾部模型40.4°,导弹尾部表面上的流动分离和湍流强度降低与导弹尾部低角度进行比较。

横向湍流水平而言,附近的山峰出现后停滞的位置,如图11。当导弹尾部模型增加从0°16°,横向湍流的高峰值水平从16%左右降低到11%(图12)。完全分离状态,湍流横向水平增加到大约13%。显然,湍流特征与导弹尾部模型非常敏感。动荡的分布水平显示了类似的模式,一个圆柱体,其中卡门涡脱落是大规模的尾流(23]。另外,需要注意的是,峰值的大小的流向湍流水平高于横向组件,这显示了一个强大的影响在轴向方向湍流强度。

雷诺剪切应力的分布呈现在图13。它显示了一个类似的模式流向湍流强度。因此,free-shear层的运动主要是在轴向方向上的影响。雷诺剪应力的峰值减少当导弹尾部模型增加从0°16°然后增加22°的导弹尾部模型。

3.4。全球流向速度功率谱密度

获得流场的主要特征,全球流向速度功率谱密度的计算。在这一步中,计算功率谱密度在每一个点,然后平均在整个地区醒来。因此,全球光谱包含所有频率的流场24]。平均的地区是一个矩形的宽度和周围的长度基础表面。这一过程的结果在图所示14对测量的频率200赫兹和2000赫兹。斯特鲁哈尔数基于模型的直径计算。

显然,在 ,后流是由一个频率 和低的频率 。这些光谱峰值与全球振荡的涡旋脱落被狼(在先前的研究指出16),里加斯et al。1),和外邦人等。17]。目前的研究还观察到的峰值频率的范围 ,这可能与再循环的“泡沫泵”泡沫(25]。类似的模式获得导弹尾部模型 ,占主导地位的流动模式之间发生在频率在哪里 (图14)。然而,没有优势频率的尾流 。它可以解释说,之后在这个角度变小了,小的噪声测量是高的。观察详细的流动行为,舱将被应用在这个研究。

有趣的是,流完全分离在导弹尾部的肩膀 ,尾流是由频率之间 。结果观察到相反的观察是Mariotti [22),与导弹尾部角涡脱落频率增加。我们所知,上述结果不是轴对称导弹尾部模型。显然,near-wake的主要特征是来自全球的功率谱密度。

3.5。适当的正交分解的速度数据

得到大规模的尾流结构和分析瞬变流的更多细节,POD对速度场进行分析。在细节,时刻的速度值可分为平均分量和脉动分量,这是写进以下方程:

波动组件可以通过求解特征值分解为模式从单一值分解的自相关矩阵速度的波动: 在哪里 , 是标准正交函数,特征模式 ,和表明的相对能量分布模式。

POD分析的最重要的特征是它分解流模式按照降序排列的相对能量分布。因此,大规模的流动特性可以重建。对这种技术的细节,读者可以参考Berkooz et al。26]。在这项研究中,分析了POD的矩形区域 和 通过使用Matlab软件。此外,只有2000赫兹的频率测量结果分析比较不同导弹尾部的角度。的方法是类似于外邦等人的一项研究为轴对称逐步退流低速条件。

前十阶的能量分布模式如图15。随着导弹尾部角的增加从0°16°,第一个模式的相对能量减少。在 ,第一个吊舱模式占据了21%左右的能量,而第二和第三个模式的相对能量小于10%。然而,当导弹尾部模型达到 ,第一个模式是大约7%的能量。它解释了为什么没有明确的主导模式的导弹尾部模型观察16°。有趣的是,在 ,高动荡发生在near-wake地区和相对能量的分布显示了一个类似功能的blunt-based身体。

图16显示了空间分布和第一个系数模式 。为0°,尾流的大规模结构的特征是一个漩涡核心位于中心 背后的基础。第一个吊舱模式相关的流的拍打运动free-shear层,由狼(好报道16和外邦人等。17]。外邦人et al。17)还表明,扑blunt-based身体的运动特点是一个非常低的频率范围 的频率 。一个清晰的斯特劳哈尔数 在当前的研究中进行了阐述。此外,类似的流型观察其他导弹尾部模型。显然,free-shear层仍然是大规模的拍打运动特性的尾流。然而,随着导弹尾部从0°16°角增加,该地区的低和高强度变得更窄,这表明身体后在流的影响随导弹尾部角增大而减小。有趣的是,在10°的导弹尾部模型和16°,涡旋脱落的斯特鲁哈尔数 被观察到。然而,在 ,斯特鲁哈尔数的涡旋脱落的特点是 。

的空间分布和功率谱密度的时间系数第二圆荚体模式 如图17。在 ,这个结构显示了小规模free-shear层波动的特点是低收入和高势头的地区周围的长度 。这个流代表了“对流模式”,由外邦人报道等。17]。再次,斯特劳哈尔数 特点是模型。类似的模式是观察到的其他导弹尾部配置,标尺长度的改变动力来自周围地区来 。然而,在 ,没有观察到主频率。

的空间分布和功率谱密度的时间系数第三POD模式 说明在图18。类似的模式的功率谱密度的模式 是观察到的。然而,这些导弹尾部的流动模式的角度发生了变化。事实上,对称的行为可以观察到明显的导弹尾部模型 , ,和 。相信这种模式之间的干扰是涡旋脱落和尾流的“泡沫泵”。显然,在低速条件下,不对称的行为主导着blunt-based身体和导弹尾部流结构模型。

总结全球功率谱密度和POD分析,我们发现涡脱落频率 最主要是斯特劳哈尔数导弹尾部角度从0°16°。完全分离流的 ,涡旋脱落仍然是一个大规模的主导模式。然而,斯特劳哈尔数,流量行为减少圣_D-0.06 = 0.03。我们的观察是完全不同的当前结果Mariotti [22]导弹尾部0°角,16.3°,和40.4°,涡旋脱落斯特劳哈尔数的增加与导弹尾部角。事实上,在之前的研究中,即使对完全分离流没有发生 。这可能是导弹尾部表面流动行为是一个重要的参数,它影响尾流结构和斯特劳哈尔数的结果。

4所示。结论

在这项研究中,应用PIV技术测量流场在垂直平面轴对称导弹尾部模型在低速条件。导弹尾部四个角度为0°,10°,22°16°,在雷诺数进行了测试 基于模型的直径。blunt-based身体高度的结果与以前的研究一致。研究的主要结论如下。

4.1。稳定的行为

导弹尾部模型near-wake结构有很大的影响。随着角度的增加从0°到22°,各地的再循环减少的长度来和后区域内的最大速度降低来 。导弹尾部模型低于16°,流动分离边缘附近的基地。然而,在 ,流是完全分离的肩膀,整个导弹尾部坐落在分离区域。near-wake的宽度是扩大导弹尾部角。

湍流强度后体增加当导弹尾部角减少从0°16°。在完全分离流( ),流向湍流的峰值水平是一样的情况下blunt-based身体。横向湍流强度的峰值略有增加与16°的导弹尾部模型进行比较。回流区长度不是宽度的主要因素影响后,拖,和其他模型的特点。流动行为表面上导弹尾部应该占据一个重要的参数在低速条件下影响这些因素。

4.2。不稳定的行为

全球功率谱密度和POD模式的分析表明,当连接导弹尾部表面上的流动 ,near-wake由斯特劳哈尔数 。的能量流模式降低导弹尾部模型长大后从0°16°。在22°的导弹尾部模型,尾流的特点是频率的范围 和相对能量的分布类似于blunt-based身体的情况。尽管对称流发生在第三个模式 对于一些导弹尾部模型、涡旋脱落是最主要流型在低速条件。结果导弹尾部的涡脱落频率的模型10°16°,22°为轴对称导弹尾部收缩与先前的观测模型,首先介绍了研究。

数据可用性

被处理的数据通过Tran挂在Duy Tan Univerisy Le Quy并技术大学。

的利益冲突

作者都没有任何的利益冲突。

确认

作者要感谢圭佑Asai教授和教授佐藤Nonomura航空航天工程系,在日本东北大学,在实验过程中给予的支持。