摘 要
对闭式-过渡式空腔流动进行了数值计算，分析了Ma=0.85时空腔的流场，确定了空腔流动的类型，分析了空腔内部流动特性。
【关键词】空腔流动 压力分布 数值计算
1 前言
自F-111开始，美国多种作战飞机包括F-22战斗机和F-35战斗机都采用内埋式武器舱设计，并逐渐形成了一种发展趋势。和传统的武器外挂相比，这种设计在很大程度上改善了飞机气动外形，这对飞机实现超音速巡航、隐身性和高机动性等具有重要意义。但是，在飞行过程中武器舱门打开投放武器时，舱内流动的压力分布情况十分复杂，会直接影响武器从舱内安全分离。武器舱内流动涉及到边界层分离、剪切层不稳定、漩涡、激波和声辐射等，武器舱内的压力震荡也会导致结构变形、疲劳，对武器的安全投放有显著影响，甚至会对飞行的稳定性、操纵性，以及进气道稳定性都有一定影响。而且气流产生气动噪声，还会引发结构的振动和疲劳问题，降低武器的可靠性，影响攻击效率。
2 闭式-过渡式空腔流动的数值计算
由于当武器舱门打开时，流动类似于空腔流动，对空腔流动的深入研究对内埋空腔的设计有重要的意义。本文针对性研究了闭式-过渡式空腔的流动特征，采用数值模拟的方法分析了空腔内速度分布、压力分布、流线和涡量等。根据大量文献的实验和数值计算，当空腔长深比为10 数值计算方法计算方法和结果 通过数值模拟，着重研究过渡式空腔流动特性，主要对L/D=12的空腔进行数值计算和分析，选取Ma=0.85和Ma=1.5。 大气气压高度为5000m时，大气参数为：压力，温度Th=255.68K，密度ρh=0.7364kg/m3，声速。流场的计算参数如下：空气来流方向为+X向，来流马赫数，相应的基于深度H雷诺数Re=6.16×106，坐标原点在空腔底部中心，来流方向（X向）计算区域为（-30H，30H），宽度方向（Y向）计算区域为（-18H，18H），深度方向（Z向）计算区域为（-10H，H）。边界条件的设定为：空腔壁面均设置为无滑移绝热壁面边界，来流入口处一段壁面设置为滑移绝热壁面边界，其余边界均设置为远场压力边界。 整个流场区域采用分块结构化网格进行划分，靠近壁面第一层网格的厚度约5×10-6H，保证近壁面网格的无量纲距离y+在1的数量级，空腔和舱门区域做了适当加密处理。计算区域网格均为六面体单元，单元总数约为684万。采用Ansys Fluent软件求解非定常不可压雷诺时均N-S方程（RANS），湍流模型采用，流动控制方程采用基于密度的隐式Roe格式求解，控制方程瞬态项采用二阶隐式格式，离散项采用二阶迎风格式，时间步长取。 流场计算结果 图2，图3给出了空腔纵向（X）中间截面的瞬时流场计算数据，图2，图3分别是X向速度分布云图、Z向涡量分布云图和流线。 可以看出，气流到空腔前缘后，出现明显的分离，形成较大的分离涡，气流在空腔中后部撞击到底面，附着到底面，在气流到达后壁面之前，气流再次分离并留出空腔。气流在前缘分离后，形成一个明显的负压区，随着气流在底部重新附着，压力随之上升，形成一个压力平台，流动向后缘流动，气流在后缘再次压缩，压力逐渐上升。从压力云图和流线可以看出，随着距离空腔深度方向（Y向）的距离增加，流动迅速恢复到远前方来流的状态，表现出明显的闭式-过渡式空腔流动特征。 3 结论 马赫数为0.85时，空腔内流动表现出明显的闭式-过渡式空腔流动特征。本文计算结果符合空腔流动的特征，其计算方法和计算结果具有一定参考意义。 需进一步开展的工作： 当空腔几何形状确定时，空腔流动特征随马赫数的影响很大，在以后的计算过程中将考虑远前方来流流动速度从亚音速到超音速变化时空腔内部流动特征的变化情况，进而全面的分析空腔流动特征。 参考文献 [1]Plentovich E.Three-dimensional cavity flow fields at subsonic and transonic speeds Tech.Rep.NASA-TM-4209. [2]N S Vikramaditya1.Job Kurian. Pressure Oscillations from Cavity with a Ramp. AIAA2009-3208. [3]张林.高速风洞弹舱流场气动声学特性试验研究[D].国防科学技术大学硕士学位. 2006. [4]M B Davis1，Pat Yagle，B.R. Smith，K M Chankaya.Store Trajectory Response to Unsteady Weapons Bay Flow fields. AIAA-2009-547. [5]Leonard Shaw.Active Control For Cavity Acoustics.AIAA-98-2347. 作者单位 中国飞行试验研究院飞机所结构动力室 陕西省西安市 710089