基于HIFIRE-5外形的高超聲速飛行器流場特性數(shù)值仿真研究

裴金亮，，，，，

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

基于HIFIRE-5外形的高超聲速飛行器流場特性數(shù)值仿真研究

裴金亮，于海濤，鮑文春，冉景洪，孔德才，楊學(xué)軍

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

采用數(shù)值仿真方法，開展了高超聲速飛行器(HIFIRE-5)的流場特性計算研究，精確捕捉高超聲速流場中的波系、背流面橫向流動及表面流動現(xiàn)象，并對激波及橫向流動其機理進(jìn)行了詳細(xì)分析。結(jié)果表明，所用數(shù)值計算方法有效，橫向流動和橫流失穩(wěn)是產(chǎn)生流場三維渦系結(jié)構(gòu)的主要原因，該認(rèn)識可為類似外形高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計、優(yōu)化及氣動特性分析提供參考。

HIFIRE-5；高超聲速；數(shù)值計算；流場轉(zhuǎn)捩；流場分析

Abstract：The flow field characteristics of hypersonic vehicle HIFIRE-5has been investigated based on the numerical computational method. The method succeeded in capturing the phenomenon of shock wave system, crossflow transition in the leeward face and surface flow. The mechanism of forming flow structure has also been analyzed simultaneously. The research results indicate that: (1) the numerical method is valid and effective; (2) crossflow and crossflow instability are the main reason of3D vortex system in the flow field. The acquisition can provide design reference for hypersonic vehicle configuration design, optimization and aerodynamics analysis.

Keywords：HIFIRE-5; Hypersonic; Numerical simulation; Flow transition; Flow field analysis

0 引言

高超聲速國際飛行研究與試驗(HIFIRE,見圖1)項目是美國空軍研究實驗室(AFRL)和澳大利亞國防科學(xué)與技術(shù)組織(DSTO)聯(lián)合實施的一個高超聲速項目[1]，旨在研究并驗證新一代高超聲速航空航天系統(tǒng)所需的關(guān)鍵技術(shù)[2-3]。

雖然HIFIRE-5外形簡單，但是流動問題比較復(fù)雜，存在超聲速激波、三維橫向流動、流動不穩(wěn)定、在接近尾端區(qū)域處于轉(zhuǎn)捩不轉(zhuǎn)捩之間等復(fù)雜問題[4]。國外除開展過針對HIFIRE-5飛行試驗研究外，針對此種外形還開展過大量的數(shù)值計算及風(fēng)洞試驗研究[5-7]。國內(nèi)的高超聲速飛行器研究者在風(fēng)洞試驗及數(shù)值仿真工作也開展了多項研究，并在計算模型及風(fēng)洞試驗等方面取得了大量的成果[9-11],見圖2。

本文針對HIFIRE-5高超聲速狀態(tài)下的流動問題，提出耦合兩種網(wǎng)格類型建立適用于面對稱外形的高超聲速飛行器復(fù)雜分離流動的數(shù)值計算方法，開展針對高超聲速風(fēng)洞狀態(tài)的HIFIRE-5飛行器流場特征研究，精確捕捉高超聲速流場中的波系、背流面橫向流動及表面流動參數(shù)，可為類似外形高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計、優(yōu)化及氣動特性分析提供參考。

1 計算模型

1.1 控制方程

積分形式的控制方程，其質(zhì)量、動量和能量方程分別如式(1)、式(2)、式(3)所示：

(1)

(2)

(3)

(4)

其中,μ為氣體的黏性系數(shù)；δij為內(nèi)部應(yīng)力張量。

1.2 網(wǎng)格劃分參數(shù)設(shè)置

為了充分捕捉邊界層內(nèi)的流動特征及波系結(jié)構(gòu)，全計算域劃分為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，應(yīng)用尺寸函數(shù)對邊界層及激波邊界附近進(jìn)行網(wǎng)格加密，見圖3。根據(jù)Y+<1計算要求獲得壁面第一層網(wǎng)格高度，且邊界層內(nèi)滿足Y+<10的網(wǎng)格點不少于5個。確定壁面第一層網(wǎng)格高度約為5×10-4mm。為充分捕捉面對稱飛行器背流面的三維渦系結(jié)構(gòu)，采用全模幾何模型進(jìn)行流場的網(wǎng)格劃分。初始流場計算網(wǎng)格數(shù)量約300萬，高精度流場計算網(wǎng)格約1000萬。

計算域網(wǎng)格劃分設(shè)置及邊界條件定義如圖4所示。其中計算域外形尺寸參數(shù)設(shè)置如下：計算域中特征尺寸L1=10R2b，L2=30Rlb，L3=2Lc，其中R2b為底部橢圓截面半徑，Rlb為橢球頭長軸半徑，Lc為飛行器特征長度。不同網(wǎng)格精細(xì)度下的對稱面及物面網(wǎng)格見圖5。

1.3 計算模型參數(shù)設(shè)置

本文基于Fluent商業(yè)軟件對計算模型進(jìn)行設(shè)置：

1)選用基于有限體積的耦合隱式定常求解方法，計算精度選用雙精度格式；

2)依據(jù)實際風(fēng)洞來流條件選用層流計算模型；

3)流體選用可壓縮空氣，選用Sutherland定律修正高速可壓縮流動的氣體黏度；

4)空間差分格式選用AUSM+格式，動量方程選用2階迎風(fēng)格式；

5)物面根據(jù)初場流動狀態(tài)選用無滑移等溫壁面條件(303K)，考慮到為風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ停诿娼^對粗糙度及相對粗糙度在默認(rèn)值的基礎(chǔ)上相應(yīng)降低，選用鋼材料作為物面屬性；

6)模擬高超聲速來流，遠(yuǎn)前方來流選用壓力遠(yuǎn)場邊界。

1.4 邊界條件的設(shè)置

表1 計算模型邊界條件Tab.1 The boundary conditions of computation model

2 計算方法的有效性分析

2.1 收斂性及計算模型改進(jìn)

本文對粗網(wǎng)格算例(激波捕捉法)采用1階單精度格式，計算殘差均能控制在10-4以下，計算迭代步數(shù)不大于5000步就能實現(xiàn)收斂。為了精確捕捉流場結(jié)構(gòu)，對計算模型進(jìn)行改進(jìn)后，計算穩(wěn)定性(2階精度)增強，計算收斂速度加快，典型流場參數(shù)(激波間斷，流場細(xì)節(jié)捕捉)的前后對比如圖6、圖7所示。

計算模型的主要改進(jìn)措施如下：

1)物面和激波面附近采用自定義函數(shù)梯度自適應(yīng)網(wǎng)格加密技術(shù)，網(wǎng)格在原有基礎(chǔ)上增加15%；

2)適時調(diào)整計算松弛因子，在前期計算時增大松弛因子，提高收斂速度，后期接近收斂時，降低松弛因子，增加計算穩(wěn)定性；

3)為了強化橫向流動模擬，流動選用W-Cycle循環(huán)方式，計算收斂速度明顯增加，節(jié)省計算時間20%。

2.2 計算結(jié)果驗證

根據(jù)Kimmel等[8]利用熱線儀測量的的試驗數(shù)據(jù)，給出了激波和邊界層位置關(guān)系，將XY對稱面內(nèi)X=250mm位置迎風(fēng)面沿Y向流場通量進(jìn)行了對比，如表2所示，數(shù)值仿真的激波位置(取激波面中值)和邊界層邊緣(99%主流通量)與試驗結(jié)果一致，坐標(biāo)相對誤差在±5%以內(nèi)。

表2 計算結(jié)果與試驗對比Tab.2 Comparisons between calculation and experiment results

3 計算結(jié)果流場特征分析

3.1 橫向流動現(xiàn)象及軸向發(fā)展

通過提取飛行器典型流場參數(shù)及截面云圖分布，對流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析。從模型表面的極限流線(圖8)看，迎風(fēng)面和背風(fēng)面均存在橫向流動現(xiàn)象，從模型長軸邊緣向中心子午面方向發(fā)生橫向流動，后部截面較前部截面流動現(xiàn)象明顯。在高超聲速狀態(tài)下，橢圓錐附近的激波面呈現(xiàn)典型的三維分布形態(tài)，激波面離橢圓錐長軸橫向截面的距離較短軸小，形成了典型壓差驅(qū)動下的橫向流動現(xiàn)象。橫向流動在中心子午面附近聚集，形成渦結(jié)構(gòu)。附面層沿軸向截面不斷增厚，同時渦結(jié)構(gòu)不斷發(fā)展。迎風(fēng)面的邊界層和渦結(jié)構(gòu)受壓縮作用，邊界層厚度較背風(fēng)面薄，也未形成背風(fēng)面典型的羊角渦結(jié)構(gòu)。

3.2 三維激波結(jié)構(gòu)及邊界層分布

橢圓錐頭部形成很強的脫體激波，激波厚度很薄(約0.05mm)，脫體距離約0.3mm，如圖9所示。

從模型頭部不同軸向位置的子午面壓力分布(圖10)看，迎風(fēng)面的激波強度較背風(fēng)面強。除X=0.2Rb(Rb=0.965mm)截面來流經(jīng)過激波面壓力繼續(xù)提高外，其他截面經(jīng)歷激波面之后不斷下降。在相同軸向位置處，迎風(fēng)面激波離物面的距離較背風(fēng)面近，激波厚度較背風(fēng)面薄。

3.3 底部截面流動分析

從X=328mm位置(底部截面位置)截面速度分量U、W的云圖(圖11)看，子午面兩側(cè)的流動呈對稱分布，背風(fēng)面自長軸到短軸的橫向運動有一定的擬序結(jié)構(gòu)。

從底部截面迎風(fēng)面Z=0mm、6mm和9mm的速度分量U、W沿Y向分布(圖12)看，遠(yuǎn)場無橫向流動現(xiàn)象，附面層內(nèi)橫向流動速度由外指向內(nèi)部方向，橫向速度最大達(dá)40m/s；激波與附面層之間橫向流動速度由內(nèi)指向外部，橫向速度最大達(dá)15m/s；從軸向速度分布看，尾部截面存在遠(yuǎn)離物面的激波和物面附近的膨脹波系，遠(yuǎn)前方經(jīng)過激波后速度降低，經(jīng)過膨脹波后速度增加。

4 結(jié)論

本文利用數(shù)值仿真方法，有針對性地建立了橢球錐外形的流場仿真研究方案，結(jié)合典型流場參數(shù)的分布情況，開展了詳細(xì)的流場特征及流動機理分析，主要結(jié)論如下：

1)針對HIFIRE-5高超聲速飛行器復(fù)雜氣動特性問題，提出耦合兩種網(wǎng)格類型、建立適用于面對稱外形的高超聲速飛行器復(fù)雜分離流動的數(shù)值計算方法，精確捕捉高超聲速流場中的激波結(jié)構(gòu)，橫向流動及分離渦結(jié)構(gòu)，提高了計算精度及計算效率，豐富了研究方法。

2)在高超聲速狀態(tài)下，橢圓錐附近的激波面呈現(xiàn)是典型的三維分布形態(tài)，迎風(fēng)面的激波強度較背風(fēng)面強。頭部激波脫體，激波面離橢圓錐長軸橫向截面的距離較短軸小，形成了典型壓差驅(qū)動下的橫向流動現(xiàn)象。

3)飛行器迎風(fēng)面和背風(fēng)面均存在橫向流動現(xiàn)象，從模型長軸邊緣向中心子午面方向發(fā)生橫向流動，形成渦結(jié)構(gòu)。附面層沿軸向截面不斷增厚，同時渦結(jié)構(gòu)不斷發(fā)展，最終形成飽和定常橫流渦。飽和定常橫流渦具有明顯的“上拋下掃”的特點，產(chǎn)生非常強烈的剪切流動及及橫流速度拐點，最終導(dǎo)致橫流渦的失穩(wěn)，猝發(fā)邊界層轉(zhuǎn)捩。

4)基于本文的橢球錐外形的高超聲速流動特性分析，為進(jìn)一步深入認(rèn)識高超聲速流動問題、產(chǎn)生機理和轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象打下一定的基礎(chǔ)，也可為后續(xù)新型高超聲速飛行器的氣動外形設(shè)計及氣動特性研究提供參考。

[1] 柏楠，牛文．美國披露HIFiRE-5試飛分析結(jié)果[J]．飛航導(dǎo)彈，2013(8):82-86．

[2] 沈娟，李艦．HIFiRE項目研究概述[J]．飛航導(dǎo)彈，2010(11):18-21．

[3] 周建興，佘文學(xué)．HIFiRE項目進(jìn)展概述及其飛行試驗特點分析[J]．戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2015(6):11-20．

[4] Borg M P, Kimmel R L, Stanfield S．Traveling crossflow instability for HIFiRE-5 in a quiet hypersonic wind tunnel[R]．AIAA 2013-2737,2013.

[5] Berger K T, Rufer S J, Kimmel R, et al. Aerothermodynamic characteristics of boundary layer transition and trip effectiveness of the HIFiRE flight 5 vehicle[R]. AIAA 2009-4005, 2009.

[6] Gosse R, Kimmel R, Johnson H. CFD study of the HIFiRE-5 flight experiment[R]. AIAA 2010-4854,2010．

[7] Juliano T J, Schneider S P. Instability and transition on the HIFiRE-5 in a Mach-6 quiet tunnel[R]. AIAA 2010-5004, 2010.

[8] Kimmel R, Adamczak D, Gosse R, et al. Ground test and computation of boundary layer transition on the hypersonic international flight research and experimentation (HIFiRE)-5 vehicle[R]. Air Force Research Laboratory,2011-3025．

[9] 王江峰，伍貽兆，季衛(wèi)棟，等．高超聲速復(fù)雜氣動問題數(shù)值方法研究進(jìn)展[J]．航空學(xué)報,2015,36(1):159-175．

[10] 賀旭照，趙慧勇，樂嘉陵．吸氣式高超聲速飛行器氣動力氣動熱的數(shù)值模擬方法及應(yīng)用[J]．計算物理,2008,25(5):555-560．

[11] 李素循. 典型外形高超聲速流動特性[M]. 北京：國防工業(yè)出版社,2007:6-15．

NumericalSimulationResearchonFlowCharacteristicsofHypersonicVehicles(HIFIRE-5)

PEIJin-liang,YUHai-tao,BAOWen-chun,RANJing-hong,KONGDe-cai,YANGXue-jun

(BeijingInstituteofAstronauticalSystemsEngineering,Beijing100076,China)

V211.73

A

2096-4080(2017)03-0033-06

2017-03-29；

2017-06-22

國家自然科學(xué)基金項目(11372054)

裴金亮(1983-)，男，工程師，主要從事氣動與熱環(huán)境方面研究。E-mail:303587590@qq.com