高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動(dòng)數(shù)值研究

石 磊, 龔安龍, 楊云軍, 周偉江(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動(dòng)數(shù)值研究

石 磊*, 龔安龍, 楊云軍, 周偉江
(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

采用全Navier-Stokes方程的計(jì)算流體力學(xué)模擬技術(shù)研究了類HTV-2高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動(dòng)特性，分析了不同飛行高度、壁面溫度、飛行迎角等對(duì)流動(dòng)分離特性的影響。研究表明：隨著高度增加，壁面附近壓力分布發(fā)生改變，沿著流向所形成的逆壓梯度不斷減小，使得體襟翼與飛行器表面附近的分離區(qū)減?。槐诿鏈囟仍黾訉?dǎo)致壓縮拐角(體襟翼與飛行器表面間)上游的流向速度梯度減小，即壁面粘性力減小，從而使分離區(qū)增大；隨著迎角增加，壓縮拐角內(nèi)的逆壓梯度增大，但上游流向速度梯度增加帶來的黏性力增大更為明顯，使流動(dòng)更不容易發(fā)生分離，即分離區(qū)減小。

計(jì)算流體力學(xué)；高超聲速流動(dòng)；體襟翼；逆壓梯度；流動(dòng)分離

0 引 言

分離是常見而又復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象。1904年P(guān)randtl給出了二維不可壓縮流繞固定平面上的分離點(diǎn)判據(jù)，1958年Moor、Rott和Sears提出了運(yùn)動(dòng)壁上判定流動(dòng)分離的MRS準(zhǔn)則，2005年張涵信院士對(duì)之前的判據(jù)進(jìn)行總結(jié)，提出了三維可壓縮非定常固定壁面分離的判據(jù)及理論[1]。對(duì)流動(dòng)分離的判定在爭(zhēng)議中發(fā)展了一個(gè)多世紀(jì)，對(duì)分離現(xiàn)象的準(zhǔn)確模擬仍然是CFD面臨的一項(xiàng)重要挑戰(zhàn)。尤其是近年來全世界范圍內(nèi)掀起了高超聲速飛行器[2-3]研制的熱潮，在高超聲速分離流動(dòng)中出現(xiàn)的剪切層失穩(wěn)、壓力脈動(dòng)、激波振蕩、渦干擾等復(fù)雜現(xiàn)象，使得流動(dòng)分離問題愈加復(fù)雜，流動(dòng)分離對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響變得不可回避而且愈加重要。

Post、Gaitonde、Nonomura等[4-6]通過等離子體激勵(lì)器研究了翼型NACA0015的分離流動(dòng)控制特性，發(fā)現(xiàn)滿足一定參數(shù)條件下的射流可以增強(qiáng)摻混，抑制流動(dòng)分離。Holden等[7-8]開展了高超聲速雙錐分離流動(dòng)實(shí)驗(yàn)研究，獲得了多個(gè)狀態(tài)下準(zhǔn)確的壓力、熱流分布數(shù)據(jù)。Candler、Druguet、Nompelis等[9-11]研究了高溫真實(shí)氣體效應(yīng)、稀薄氣體效應(yīng)、網(wǎng)格收斂性及數(shù)值格式對(duì)雙錐分離流動(dòng)特性的影響。王兵、鄧學(xué)鎣[12-13]采用細(xì)長旋成體與后掠翼的組合體模型，研究了前體分離流產(chǎn)生的非對(duì)稱渦誘導(dǎo)機(jī)翼搖滾運(yùn)動(dòng)特性的影響。雷娟棉、吳甲生[14]等對(duì)旋轉(zhuǎn)火箭彈的錐形運(yùn)動(dòng)與抑制進(jìn)行了研究，指出單獨(dú)的彈身旋轉(zhuǎn)空氣動(dòng)力效應(yīng)是由氣流的粘性作用產(chǎn)生，與邊界層性質(zhì)、轉(zhuǎn)捩、分離等密切相關(guān)。李曉東[15]、楊黨國[16]等研究了超聲速空腔流激振蕩與聲學(xué)特性，發(fā)現(xiàn)空腔內(nèi)分離特性與激振頻率存在對(duì)應(yīng)關(guān)系。綜上可知：1)對(duì)流動(dòng)分離的研究主要以簡單外形和標(biāo)準(zhǔn)模型為主，對(duì)復(fù)雜外形和工程計(jì)算中的結(jié)果比較少見；2)流動(dòng)分離對(duì)流場(chǎng)特性如壓力、熱流分布的影響研究較多，而飛行高度、壁溫、迎角等對(duì)流動(dòng)分離的影響研究較少?；诖?，本文嘗試研究了類HTV-2高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動(dòng)隨飛行高度、壁溫和迎角等因素的變化特性。

1 計(jì)算模型及方法

由于真實(shí)的HTV-2外形數(shù)據(jù)無法獲得，本文研究的類HTV-2外形是根據(jù)公開的HTV-2數(shù)據(jù)設(shè)計(jì)的，雖然與真實(shí)外形有一定差距，但它具有該類飛行器面對(duì)稱、小控制舵面(體襟翼)等典型特征，計(jì)算模型如圖(1)所示，其中(a)為裝配示意圖、(b)為體襟翼，(c)為未安置舵面的光滑外形，體襟翼在機(jī)身尾部呈對(duì)稱型分布，間距100 mm，超出機(jī)身長度為200 mm。典型幾何尺寸參數(shù)為：X1=2500 mm，X2=1200 mm，R1=7.5 mm，R2=900 mm，β1=17.5°，β2=10°；X3=500 mm，X4=900 mm，R3=50 mm。

圖1 類HTV-2高超聲速飛行器模型圖Fig.1 Flight vehicle model similar to HTV-2

2 模擬結(jié)果與討論

2.1 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

復(fù)雜的高超聲速分離流動(dòng)對(duì)于CFD數(shù)值模擬來說極具挑戰(zhàn)，其中一個(gè)重要原因就是計(jì)算結(jié)果的網(wǎng)格依賴性非常強(qiáng)[18]，即網(wǎng)格達(dá)到極密的情況下才能得到滿足網(wǎng)格收斂性條件的流場(chǎng)解。本文采用三套疏密不同的15°襟翼偏角的全模網(wǎng)格來考察網(wǎng)格的收斂性：(1) coarse——稀網(wǎng)格811萬，流向×法向×周向約為(下同)：200×200×200；(2) medium——中等網(wǎng)格1872萬：300×200×300；(3) fine——密網(wǎng)格3155萬：400×200×400，法向網(wǎng)格均相同，保證壁面y+≤1。

圖2顯示了中等規(guī)模網(wǎng)格壁面格點(diǎn)分布情況，網(wǎng)格采用標(biāo)準(zhǔn)多塊結(jié)構(gòu)對(duì)接形式，在上表面曲率變化較大的位置及縫處進(jìn)行了加密處理以保證分離區(qū)流動(dòng)的精細(xì)捕捉，網(wǎng)格總量約1872萬，其上游距頭部0.25L，下游距后緣2L，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界距中心線2.5L(L為全彈長度)。為提高并行計(jì)算效率，將網(wǎng)格分為376塊，最大塊網(wǎng)格量約8萬，保證每個(gè)計(jì)算核心分配到大致相等的計(jì)算量。

圖2 網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證采用的中等規(guī)模網(wǎng)格Fig.2 Near wall mesh distribution of medium grid

對(duì)三套網(wǎng)格在飛行高度H=55 km、Ma=15、飛行迎角α=10°進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算，表1為三套網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果，可知coarse網(wǎng)格與fine網(wǎng)格阻力系數(shù)CA相差11.85%，升力系數(shù)CN相差3.77%，俯仰力矩系數(shù)Cm相差8.16%，而medium與fine網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果吻合很好，我們認(rèn)為medium網(wǎng)格達(dá)到了收斂性標(biāo)準(zhǔn)，以medium網(wǎng)格為基準(zhǔn)，開展下面的對(duì)比工作。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果Table 1 Grid independent verification

2.2 飛行高度對(duì)分離特性的影響

本文研究了飛行高度H在55 km、60 km和65 km三種情況下體襟翼局部分離流動(dòng)的差異。來流條件除了飛行高度不同外，其它參數(shù)完全相同，即馬赫數(shù)Ma=15、飛行迎角α=10°、壁溫Tw=1000 K。圖3比較了體襟翼與飛行器表面的壓力云圖和極限流線分布，可以看到體襟翼上的壓力明顯高于上游的飛行器表面，于是沿流向形成了逆壓梯度，從而導(dǎo)致了體襟翼與飛行器表面之間的壓縮拐角發(fā)生了流動(dòng)分離現(xiàn)象。分離發(fā)生在飛行器表面，而在體襟翼上流動(dòng)再附，分離區(qū)在飛行器展向中心處最大，沿展向向外不斷減小。

平板邊界層流動(dòng)分離理論[19]表明，分離的發(fā)生取決于兩個(gè)方面的因素：一個(gè)是逆壓梯度的存在，是必要條件，但不是充分條件；另一個(gè)是前方來流邊界層內(nèi)的粘性力大小(速度梯度占主導(dǎo))，在存在逆壓梯度的前提下由其決定分離是否發(fā)生。

圖3中比較不同高度的結(jié)果發(fā)現(xiàn)，隨著高度的增加分離點(diǎn)后移、再附點(diǎn)前移，使得整個(gè)分離區(qū)不斷減小，表現(xiàn)為分離線向下游移動(dòng)而再附線向上游移動(dòng)，特別是位于展向中心位置的分離區(qū)隨高度增加而減小的比較明顯。比較圖3中壓力分布發(fā)現(xiàn)，逆壓出現(xiàn)位置隨高度增加而后移，同時(shí)高度越高表面壓力越低(來流壓力隨高度增加而降低所致)，使得逆壓梯度區(qū)的度量值越小，從而使流動(dòng)更不易發(fā)生分離。另一方面，通過圖4不同高度下壓縮拐角上游壁面流向速度分布可以發(fā)現(xiàn)，高度的改變對(duì)壁面速度梯度的影響不大，因此上游壁面粘性力在不同高度下差異不大(圖5)。由此，不同高度情況下逆壓梯度對(duì)分離流動(dòng)的差異起到了關(guān)鍵作用，即高度越高分離區(qū)越小。

圖3 體襟翼與飛行器表面壓力云圖及極限流線分布 (Ma=15，α=10°)Fig.3 Pressure contour and limiting streamlines at typical surface of body flap and flight vehicle (Ma=15，α=10°)

圖4 壓縮拐角上游平行流向截面的速度矢量圖 (Ma=15，α=10°)Fig.4 Velocity vector diagram at upstream section of compression corner(Ma=15，α=10°)

圖5 體襟翼與飛行器表面粘性力分布圖(Ma=15, α=10°)Fig.5 Friction distribution on typical surface of body flap and flight vehicle (Ma=15, α=10°)

2.3 壁溫對(duì)分離特性的影響

固定來流條件 (H=60 km，Ma=20，α=10°)下，研究了壁面溫度差異對(duì)分離流動(dòng)特性的影響。選取了三種壁溫情況，分別為Tw=500 K、1000 K、1500 K。圖6顯示了體襟翼與飛行器表面壓縮拐角附近的壓力云圖和極限流線分布，可以發(fā)現(xiàn)隨壁溫增加分離區(qū)逐漸增大，圖中表現(xiàn)為分離線前移、再附線后移；而不同壁溫情況下壁面的壓力分布相差不大，即壁溫的改變基本沒有影響逆壓梯度的特性。圖7(b)給出的分離核心區(qū)壓力沿x方向的分布進(jìn)一步證明了不同壁溫下壓力分布差異不明顯。圖7(a)顯示了在分離區(qū)上游壁面某位置流向速度沿壁面法向的分布，可以看到，壁溫越高速度沿法向的梯度越小，實(shí)際上反映了當(dāng)?shù)啬Σ亮ο禂?shù)Cf的減小(圖7(c))，即流動(dòng)附著能力的下降，因此更容易發(fā)生分離。

圖6 體襟翼與飛行器表面壓力云圖及流線分布 (H=60 km，Ma=20，α=10°)Fig.6 Pressure contour and limiting streamlines at typical surface of body flap and flight vehicle (H=60 km，Ma=20，α=10°)

(a) (X1=3000 mm,Z1=100 mm)位置速度型分布

(b) Z1=100 mm占位壁面壓力沿流向分布

(c) Z1占位壁面當(dāng)?shù)啬ψ柘禂?shù)Cf沿流向分布

2.4 迎角對(duì)分離特性的影響

選取典型來流條件(H=60 km，Ma=20，Tw=1000 K)，改變來流的迎角進(jìn)行數(shù)值模擬，以研究迎角變化對(duì)分離特性的影響規(guī)律。分別模擬了三個(gè)迎角(α=5°、10°、15°)情況下的流場(chǎng)。圖8給出了不同迎角下體襟翼與飛行器表面壓縮拐角附近Z1=100 mm占位空間截面流場(chǎng)的壓力云圖及流線分布，可以看到迎角增加分離區(qū)逐漸減小。

(a) α=5°

(b) α=10°

(c) α=15°

通過圖8中的壓力分布可以看到，體襟翼與上游飛行器表面的逆壓梯度區(qū)及梯度量值，隨著迎角增加是不斷增大的，通過圖9(a)壁面壓力沿流向分布曲線更加清楚的獲得了證明。圖9(b)給出了壓縮拐角上游流動(dòng)壁面某位置的流向速度沿壁面法向的分布，隨著迎角增大，邊界層厚度明顯減小，速度梯度不斷增大，這必然帶來粘性力的增加，圖9(c)給出的壁面粘性摩阻系數(shù)分布證明了這一點(diǎn)。由于速度梯度增加帶來的粘性力增大而阻礙流動(dòng)分離的效果超過了逆壓梯度增加促進(jìn)流動(dòng)分離的效果，從而使得分離區(qū)隨迎角的增加反而不斷減小。

(a) Z1占位壁面壓力沿流向分布

(b) (X1,Z1)位置速度型分布

(c) Z1占位壁面當(dāng)?shù)啬ψ柘禂?shù)Cf沿流向分布

3 結(jié) 論

本文采用基于全N-S方程的CFD數(shù)值模擬技術(shù)研究了類HTV-2高超聲速飛行器在高空高速飛行環(huán)境下不同高度、壁溫和迎角等參數(shù)對(duì)體襟翼局部流動(dòng)分離的影響，通過分析獲得如下一些結(jié)論：

1) 隨高度增加，壁面壓力分布發(fā)生改變，體襟翼與飛行器表面附近沿著流向所形成的逆壓梯度減弱，使得壓縮拐角內(nèi)的流動(dòng)分離區(qū)減??；

2) 壁面溫度增加導(dǎo)致壓縮拐角上游的流向速度梯度減小，即壁面粘性力減小，從而使分離區(qū)增大；

3) 隨著迎角增加，壓縮拐角內(nèi)的逆壓梯度增大，將使流動(dòng)更容易發(fā)生分離，但上游流向速度梯度增加帶來的粘性力增大更為明顯，使得流動(dòng)不容易發(fā)生分離的效果更強(qiáng)烈，從而分離區(qū)減小。

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Numerical study on local separation flow over body flaps of hypersonic vehicle

SHI Lei*, GONG Anlong, YANG Yunjun, ZHOU Weijiang
(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

The computational fluid dynamics(CFD) simulation technique based on Navier-Stokes equations is used to study the local separation flow characteristics of the flaps of the HTV-2 hypersonic vehicle. The effects of different flight altitude, wall temperature and flight angle on the separation characteristics are analyzed. As the altitude increases, the adverse pressure gradient formed along the flow direction decrease, resulting in a smaller separation zone near the flaps and the surface of the aircraft. Increasing wall temperature leads to the streamwise velocity gradient upstream of the compression corner decreases, thereby increasing the separation zone. With the angle of attack increases, adverse pressure gradient increases. However, the viscous force increasing is more obvious, the flow separation is less likely to occur and the separation zone is reduced.

computational fluid dynamics; hypersonic flow; body flap; adverse pressure gradient; flow separation

0258-1825(2017)04-0510-06

2015-10-26;

2016-12-28

國家自然科學(xué)基金(11372040)

石磊*(1988-)，山東聊城人，碩士，工程師，研究方向?yàn)楦叱曀購?fù)雜流動(dòng)數(shù)值模擬. E-mail：shilei8842@163.com

石磊, 龔安龍, 楊云軍, 等. 高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動(dòng)數(shù)值研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(4): 510-515.

10.7638/kqdlxxb-2015.0192 SHI L, GONG A L, YANG Y J, et al. Numerical study on local separation flow over body flaps of hypersonic vehicle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 510-515.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0192