尾部喷流对定常超空泡形态影响的数值研究
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XU Yin ( College of Marine Engineering , Northwestem Polytechical University , Xi' an 710072 , China)
DANG
Abstract: The influence of tail jet intensity on the steady supercavitating flow was analyzed , and a numerical investigation of the
压力人口 压力远场
是混合密度， ρm=KE1α的， αk 是第 k 相的体积分
数;的描述由于气穴或用户定义的质量源的质量
60 --110 kPa 45 kPa
元滑移壁面
传递。
(2) 混合模型的动量方程
4
wvp
模拟结果及分析
为了分析尾喷强度对超空泡形态的影响，本
。 M
「 l l L
/ ' ' 飞
osm "vm
O. 。
0.6
0.8
1.0
RTO Lecture Seties , 005 , 2002. [ 2 J Song C C S , He J. Numerical Simulation of CaVI tatin 盯让创
Flows by Single-phase Flow Approach [ C JIIProceedings of 3rd International Symposium on Cavitation , Grenoble , France , 1998.
(1965 - ) ，男，博士，副教授，主要研究方向为水下动力推进技术及机械电子工程.
作者简介:党建军
党建军，等:尾部喷流对定常超空泡形态影响的数值研究
51
柱段周向布置通气孔，模型尾部带有尾部喷流发
式中 :n 是相数 ;F 是体积力;凡是混合粘 J性，凡
生装置，产生尾部喷流。为了研究方便，暂不考虑 尾部喷流的高温所带来的影响，采用常温空气作
SIMPLEC 算法求解压力速度稠合。采用 Fluent
化，以求提高计算精度。同时对尾部喷流出口附 近区域也进行了类似的处理。网格总数为
50900 ，网格如图 2 所示。
的分离隐式求解器中的1 阶定常格式求解。计算
模型设置如表 1 所示。
表1 计算模型设置
设置
计算模型参数
Solver( 求解)
求解类型 时间 空间
飞 E E J ' '
+ wv
/ ' ' 飞
osm "vm vm
飞 E E J ' '
=
/ ' ' 飞
+ F + osm 08 +
O'
' κ
μ
m ''飞
/
wvv
m
+ wv"vm
Tt
飞 E E J ' '
「 l l 」
+ wv
n?-M
α
E κ
文对来流速度 8 mls 、 10 mis ，前部通气压力 38
第 15 卷第 6 期
2007 年 12 月
鱼雷技术
TORPEDO TECHNOLOGY
Vol. 15 No.6 Dec.2007
尾部喷流对定常超空泡形态影晌的数值研究
党建军，刘统军，奇银
(西北工业大学航海学院，陕西西安 710072)
摘
要:应用流体计算软件FLUENT，建立了带尾部喷流超空化航行体二维计算流体动力学( CFD) 模型，利用软件自带
但是作为超空化航行体的动力来源，火箭发 动机产生的高速尾部喷流对航行体附近的流场将
产生巨大扰动，很有可能对航行体形成特定的流
1
物理模型及网格划分
本文研究采用的是带后体圆锥空化器航行体
体动力布局造成影响。俄罗斯"暴风雪"鱼雷采
实验模型，结构见图 1 0 圆锥空化器背流面后圆
收稿日期 :
2007.{)7 -20 ;修回日期: 2007 -O9'{)4.
(b) 开尾喷
图6
( c) V = 8 m! s , P 1 = 42 kPa , P 2 = 80 kPa ，尾喷冲量 F=2.539 N
水洞实验照片
5
结论
( 1) 当来流速度，环境压力以及实现模型通
(d) V = 8 m! s'P1 =42 kPa , P 2 =90 kPa ，尾喷冲量 F=5.181 N
混合相的连续性方程、动量方程，以及第 2 相的体
积分数方程。;由流模型采用标准的 k-e 模型。为 了对问题进行简化，没有考虑能量方程。
3.2
边界条件
各计算边界的定义以及设置如表 所示(以 2
下所提及的压力数据均为绝对压力)。
表2 边界条件设置
设置
速度人口
压力人口
( 1) 混合模型的连续方程
去 (ρm)
Iiαn-jun
,
LIU Tong-jun ,
Key words: tail jet; supercavitation; calculation fluid dynamics ( CFD) ; hydrodynamic configuration; numerical simulation
。
引言
借助超空泡减阻效应，超空化航行体可以获
"V命
' κ
V,
G
' κ
飞 E E J ' '
kPa 、பைடு நூலகம்2 kPa ，尾喷压力 60 -- 110 kPa ，等多种情况
进行了定常数值模拟计算O
在来流速度 V=8 mis ，模型前部通气压力 PI
(2)
52
鱼雷技术
=42 kPa ，远端出口压力45 kPa 的相同条件下，无
尾喷、尾喷压力 P2 为 70 kPa、 80 kPa、 90 kPa 时，
之后，其表面全部或大部分被空泡包围，从而失去
水的浮力作用，其自身重力必须通过流体动力加
以平衡。根据目前的研究成果来看，为了满足航
tational Fluid Dynamics)方法对 2D 模型体通气超
空化及尾部喷流进行一体化数值仿真研究 ， 6J 。 [5
在模型处于零攻角时，对不同尾喷强度下的通气
的多相流混合模型(Mixture)对定常通气超空化及尾部喷流进行了一体化的数值仿真仿真结果显示，在定常条件下， O 随着尾喷强度的增加尾部喷流的膨胀区域逐步增大但闭合到喷气射流上之前的空泡部分形态变化很小表明当来流 速度、环境压力及通气条件一定时尾部喷流强度的变化对包覆航行体模型的超空泡影响很小。该规律与水洞模型试验
整个计算域主相液态水的体积分数分布及相应的
尾喷冲量 F 大小如图 3 所示。
T 阳蜘槛
图5
水洞实验模型
(a) V=8 m! s , Pl =42 kPa ，尾喷冲量 F=O N
(a) 未开尾喷
(b) V = 8 m! s'P1 =42 kPa , P 2 =70 kPa ，尾喷冲量 F = 1. 889 N
气空化的通气条件一定时，随着尾喷强度的增加，
空泡闭合到喷气射流上的点之前的整个空泡形态 没有明显变化，这表明模型的尾部喷气射流对超 空泡的形态影响不大 O
(2) 数值模拟得到的规律与水洞模型实验所
图3
不同尾喷强度下主相的体积分数分布
如图 4 所示，提取以上各喷流强度条件下包
覆模型的超空泡轮廓进行比较。综合图 3 和图
计算方法及边界条件
计算方法
使用混合物模型对圆锥空化器通气超空化流 场进行数值模拟。主相设置为水，副相设置为空
度。采用 Gambit 前处理工具建立 2D 计算模型， 采用结构化网格。因为超空化发生在模型表面的
局部区域，所以对模型表面的网格进行了局部细
气，两相之间无质量转化关系。基于有限体积法，
采用 1 阶精度迎风差分格式求解控制方程。通过
所得规律相似，这表明模拟所采用的仿真模型具有一定的工程应用价值，可为超空化航行体的动力布局设计提供参考。
关键词:尾部喷流;超空泡;计算流体动力学 (CFD) ;动力布局;数值仿真
中图分类号:TJ630.1 文献标识码 :A 文章编号: 1673-1948 (2007) 06-0050-03
Numerical Simulation of Influence of Tail Jet on Steady Supercavitation Configuration
+ V (ρmVm)
= 的
/ ' ' 飞
咽 ， 且
J ' ' E 飞 E
边界条件 来流入口 前部通气口 尾部通气口 远端出口 模型表面
)~ 1α ，.O ，.V ，. 式中:凡是质量平均速度 ， V m = → -!-lirli 气 ρm
ρm
8m/ s , 10m/ s
42kPa 、 38 kPa ，与轴向成 30°
隐式分离 定常 轴对称
标准 k-e 模型 非平衡壁面函数
图2
计算模型的网格划分(局部)
Viscous(粘性)
Phase( 相)
近壁面处理
主相 副相
揣流模型
多相流模型
Mixture
液态水 空气
2
数学模型
针对超空化流动及尾部喷流问题，采用多相
流混合模型 (Mixture) 进行研究。混合模型求解
计算过程中的松弛系数根据经验，为了提高 收敛性，在默认值的基础上下调。
DANG
Abstract: The influence of tail jet intensity on the steady supercavitating flow was analyzed , and a numerical investigation of the
压力人口 压力远场
是混合密度， ρm=KE1α的， αk 是第 k 相的体积分
数;的描述由于气穴或用户定义的质量源的质量
60 --110 kPa 45 kPa
元滑移壁面
传递。
(2) 混合模型的动量方程
4
wvp
模拟结果及分析
为了分析尾喷强度对超空泡形态的影响，本
。 M
「 l l L
/ ' ' 飞
osm "vm
O. 。
0.6
0.8
1.0
RTO Lecture Seties , 005 , 2002. [ 2 J Song C C S , He J. Numerical Simulation of CaVI tatin 盯让创
Flows by Single-phase Flow Approach [ C JIIProceedings of 3rd International Symposium on Cavitation , Grenoble , France , 1998.
(1965 - ) ，男，博士，副教授，主要研究方向为水下动力推进技术及机械电子工程.
作者简介:党建军
党建军，等:尾部喷流对定常超空泡形态影响的数值研究
51
柱段周向布置通气孔，模型尾部带有尾部喷流发
式中 :n 是相数 ;F 是体积力;凡是混合粘 J性，凡
生装置，产生尾部喷流。为了研究方便，暂不考虑 尾部喷流的高温所带来的影响，采用常温空气作
SIMPLEC 算法求解压力速度稠合。采用 Fluent
化，以求提高计算精度。同时对尾部喷流出口附 近区域也进行了类似的处理。网格总数为
50900 ，网格如图 2 所示。
的分离隐式求解器中的1 阶定常格式求解。计算
模型设置如表 1 所示。
表1 计算模型设置
设置
计算模型参数
Solver( 求解)
求解类型 时间 空间
飞 E E J ' '
+ wv
/ ' ' 飞
osm "vm vm
飞 E E J ' '
=
/ ' ' 飞
+ F + osm 08 +
O'
' κ
μ
m ''飞
/
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Tt
飞 E E J ' '
「 l l 」
+ wv
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文对来流速度 8 mls 、 10 mis ，前部通气压力 38
第 15 卷第 6 期
2007 年 12 月
鱼雷技术
TORPEDO TECHNOLOGY
Vol. 15 No.6 Dec.2007
尾部喷流对定常超空泡形态影晌的数值研究
党建军，刘统军，奇银
(西北工业大学航海学院，陕西西安 710072)
摘
要:应用流体计算软件FLUENT，建立了带尾部喷流超空化航行体二维计算流体动力学( CFD) 模型，利用软件自带
但是作为超空化航行体的动力来源，火箭发 动机产生的高速尾部喷流对航行体附近的流场将
产生巨大扰动，很有可能对航行体形成特定的流
1
物理模型及网格划分
本文研究采用的是带后体圆锥空化器航行体
体动力布局造成影响。俄罗斯"暴风雪"鱼雷采
实验模型，结构见图 1 0 圆锥空化器背流面后圆
收稿日期 :
2007.{)7 -20 ;修回日期: 2007 -O9'{)4.
(b) 开尾喷
图6
( c) V = 8 m! s , P 1 = 42 kPa , P 2 = 80 kPa ，尾喷冲量 F=2.539 N
水洞实验照片
5
结论
( 1) 当来流速度，环境压力以及实现模型通
(d) V = 8 m! s'P1 =42 kPa , P 2 =90 kPa ，尾喷冲量 F=5.181 N
混合相的连续性方程、动量方程，以及第 2 相的体
积分数方程。;由流模型采用标准的 k-e 模型。为 了对问题进行简化，没有考虑能量方程。
3.2
边界条件
各计算边界的定义以及设置如表 所示(以 2
下所提及的压力数据均为绝对压力)。
表2 边界条件设置
设置
速度人口
压力人口
( 1) 混合模型的连续方程
去 (ρm)
Iiαn-jun
,
LIU Tong-jun ,
Key words: tail jet; supercavitation; calculation fluid dynamics ( CFD) ; hydrodynamic configuration; numerical simulation
。
引言
借助超空泡减阻效应，超空化航行体可以获
"V命
' κ
V,
G
' κ
飞 E E J ' '
kPa 、பைடு நூலகம்2 kPa ，尾喷压力 60 -- 110 kPa ，等多种情况
进行了定常数值模拟计算O
在来流速度 V=8 mis ，模型前部通气压力 PI
(2)
52
鱼雷技术
=42 kPa ，远端出口压力45 kPa 的相同条件下，无
尾喷、尾喷压力 P2 为 70 kPa、 80 kPa、 90 kPa 时，
之后，其表面全部或大部分被空泡包围，从而失去
水的浮力作用，其自身重力必须通过流体动力加
以平衡。根据目前的研究成果来看，为了满足航
tational Fluid Dynamics)方法对 2D 模型体通气超
空化及尾部喷流进行一体化数值仿真研究 ， 6J 。 [5
在模型处于零攻角时，对不同尾喷强度下的通气
的多相流混合模型(Mixture)对定常通气超空化及尾部喷流进行了一体化的数值仿真仿真结果显示，在定常条件下， O 随着尾喷强度的增加尾部喷流的膨胀区域逐步增大但闭合到喷气射流上之前的空泡部分形态变化很小表明当来流 速度、环境压力及通气条件一定时尾部喷流强度的变化对包覆航行体模型的超空泡影响很小。该规律与水洞模型试验
整个计算域主相液态水的体积分数分布及相应的
尾喷冲量 F 大小如图 3 所示。
T 阳蜘槛
图5
水洞实验模型
(a) V=8 m! s , Pl =42 kPa ，尾喷冲量 F=O N
(a) 未开尾喷
(b) V = 8 m! s'P1 =42 kPa , P 2 =70 kPa ，尾喷冲量 F = 1. 889 N
气空化的通气条件一定时，随着尾喷强度的增加，
空泡闭合到喷气射流上的点之前的整个空泡形态 没有明显变化，这表明模型的尾部喷气射流对超 空泡的形态影响不大 O
(2) 数值模拟得到的规律与水洞模型实验所
图3
不同尾喷强度下主相的体积分数分布
如图 4 所示，提取以上各喷流强度条件下包
覆模型的超空泡轮廓进行比较。综合图 3 和图
计算方法及边界条件
计算方法
使用混合物模型对圆锥空化器通气超空化流 场进行数值模拟。主相设置为水，副相设置为空
度。采用 Gambit 前处理工具建立 2D 计算模型， 采用结构化网格。因为超空化发生在模型表面的
局部区域，所以对模型表面的网格进行了局部细
气，两相之间无质量转化关系。基于有限体积法，
采用 1 阶精度迎风差分格式求解控制方程。通过
所得规律相似，这表明模拟所采用的仿真模型具有一定的工程应用价值，可为超空化航行体的动力布局设计提供参考。
关键词:尾部喷流;超空泡;计算流体动力学 (CFD) ;动力布局;数值仿真
中图分类号:TJ630.1 文献标识码 :A 文章编号: 1673-1948 (2007) 06-0050-03
Numerical Simulation of Influence of Tail Jet on Steady Supercavitation Configuration
+ V (ρmVm)
= 的
/ ' ' 飞
咽 ， 且
J ' ' E 飞 E
边界条件 来流入口 前部通气口 尾部通气口 远端出口 模型表面
)~ 1α ，.O ，.V ，. 式中:凡是质量平均速度 ， V m = → -!-lirli 气 ρm
ρm
8m/ s , 10m/ s
42kPa 、 38 kPa ，与轴向成 30°
隐式分离 定常 轴对称
标准 k-e 模型 非平衡壁面函数
图2
计算模型的网格划分(局部)
Viscous(粘性)
Phase( 相)
近壁面处理
主相 副相
揣流模型
多相流模型
Mixture
液态水 空气
2
数学模型
针对超空化流动及尾部喷流问题，采用多相
流混合模型 (Mixture) 进行研究。混合模型求解
计算过程中的松弛系数根据经验，为了提高 收敛性，在默认值的基础上下调。
