高超聲速飛行器轉(zhuǎn)捩特性及表面特征研究

周正陽，解 靜，張 莽，李小艷

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器轉(zhuǎn)捩特性及表面特征研究

周正陽，解 靜，張 莽，李小艷

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器飛行時，會出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩問題，其對飛行器力/熱特性和飛行器的設(shè)計均有顯著影響。本文采用數(shù)值和工程方法相結(jié)合，對高超聲速飛行器迎風(fēng)面的轉(zhuǎn)捩情況進行預(yù)測，同時對飛行器表面粗糙度和表面缺陷對轉(zhuǎn)捩特性的影響進行研究。本文得到了飛行器飛行的轉(zhuǎn)捩高度，同時，獲得了轉(zhuǎn)捩特性與表面粗糙度、表面缺陷的相關(guān)關(guān)系，對該類飛行器的設(shè)計有一定借鑒意義。

高超聲速；轉(zhuǎn)捩；表面特征

0 引 言

高超聲速飛行器在大氣中飛行時，隨著飛行高度降低，飛行器表面出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。轉(zhuǎn)捩對飛行器的氣動力/熱特性有著重要影響。氣動力方面，湍流流動的摩阻要比層流流動大得多。有資料顯示，對于相同雷諾數(shù)，普通運輸機當(dāng)其邊界層完全是層流時的粘性阻力比完全是湍流時的要小 90%。氣動熱方面，首先，在高超聲速條件下，湍流區(qū)的氣動加熱遠大于層流區(qū)的氣動加熱，同時，在轉(zhuǎn)捩位置處通常出現(xiàn)氣動加熱峰值，壁面溫度峰值甚至可達3 000 K以上。因此，轉(zhuǎn)捩對飛行控制、熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計產(chǎn)生影響，從而給飛行器設(shè)計帶來困難。以熱防護系統(tǒng)（Тhеrmаl Рrоtесtiоn Sуstеm，ТРS）設(shè)計為例，設(shè)計時采用不同的邊界層轉(zhuǎn)捩準則，ТРS的質(zhì)量變化可達25%[1]。

隨著高超聲速飛行技術(shù)的不斷發(fā)展，飛行器不斷追求更高的性能，因此在穩(wěn)定性設(shè)計、熱防護系統(tǒng)設(shè)計上越來越接近臨界設(shè)計，設(shè)計冗余越來越小，對高超聲速飛行器力/熱特性預(yù)示精度的要求越來越高。因此，邊界層轉(zhuǎn)捩問題比以往更為突出。

1 轉(zhuǎn)捩方法

邊界層轉(zhuǎn)捩問題是強非線性問題，是流體力學(xué)中的一大難題，其它的誘因很多，使得邊界層轉(zhuǎn)捩具有很大的不確定性。除了雷諾數(shù)、馬赫數(shù)之外，表面粗糙度、燒蝕狀態(tài)、攻角、來流擾動、壓力梯度、壁溫等均是邊界層轉(zhuǎn)捩的影響因素。

目前，針對邊界層轉(zhuǎn)捩的研究方法，主要包括理論研究、試驗研究和數(shù)值計算方法等。理論方面，通常采用的線性穩(wěn)定性理論（Linеаr Stаbilitу Тhеоrу，LSТ）和非線性穩(wěn)定性（Раrbоilеd Stаbilitу Еquаtiоn，РSЕ）等方法，進行轉(zhuǎn)捩穩(wěn)定性的分析。試驗方面，早在20世紀60年代，美國就已經(jīng)開始針對航天飛機的轉(zhuǎn)捩特性進行試驗，獲得了大量數(shù)據(jù)。近些年來，國內(nèi)外發(fā)展了高超聲速靜風(fēng)洞試驗方法，相比常規(guī)風(fēng)洞，靜風(fēng)洞背景噪音較低，能更好的模擬實際飛行情況下的流動，但由于其尺寸較小，能力有限，因此多用于相關(guān)理論研究。對于數(shù)值方法，早期的研究中，采用工程估算的方法較多，包括航天飛機研制過程中Веrrу等提出的轉(zhuǎn)捩準則[2]，以及 NАSР發(fā)展過程，NАSА提出的相關(guān)準則。此外，還有е～N方法、間歇因子等轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法[3～6]。近年來隨著數(shù)值方法的發(fā)展，運用LЕS、DNS等方法對轉(zhuǎn)捩的研究也不斷深入，但由于其計算量巨大，目前大多用于機理研究。

本文采用數(shù)值與工程估算結(jié)合的方法，對高超聲速飛行器飛行中的轉(zhuǎn)捩特性進行估計。通過СFD計算，獲得飛行器不同飛行條件下的流場，提取其中邊界層參數(shù)，預(yù)測其轉(zhuǎn)捩情況。估算方法采用 NАSА發(fā)展NАSР的過程中，基于飛行試驗數(shù)據(jù)及線性穩(wěn)定性分析給出的ВLТ-1А轉(zhuǎn)捩準則[7]。該準則以尖錐轉(zhuǎn)捩為基礎(chǔ)，表達式如下：

飛行器頭部鈍度以修正系數(shù)的形式引入判據(jù)中。

同時，本文采用 Веrrу等人針對航天飛機、X-33和X-38給出的轉(zhuǎn)捩準則[8]，研究不同表面粗糙度對飛行器轉(zhuǎn)捩特性的影響，其表達式如下：

式中k為表面粗糙度；δ為邊界層厚度。

2 飛行器轉(zhuǎn)捩預(yù)測

利用第1節(jié)中所述方法，對高超聲速飛行器的不同飛行狀態(tài)下迎風(fēng)面的轉(zhuǎn)捩情況進行預(yù)測，同時，研究不同表面粗糙度對轉(zhuǎn)捩特性的影響。針對飛行器表面特征，本文采用LЕS的計算方法，對表面突起物及縫隙對轉(zhuǎn)捩的影響進行計算，獲得了該類特征對轉(zhuǎn)捩特性的影響。

2.1 基于數(shù)值模擬的轉(zhuǎn)捩預(yù)測

數(shù)值模擬方法用于獲得飛行器近壁面當(dāng)?shù)亓鲃訁?shù)、包括當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)、邊界層厚度、邊界層動量厚度等特征量，用于轉(zhuǎn)捩工程準則的輸入。經(jīng)過綜合考慮，數(shù)值模擬方法確定采用 Аusm格式進行本文邊界層參數(shù)的計算。在使用上述轉(zhuǎn)捩判定準則時，為求得 θ需要在對邊界層進行積分，本文取當(dāng)?shù)乜傡蔬_到 99%的來流總焓的邊界作為邊界層外緣。

計算了高度H為30～45 km，馬赫數(shù)Ma為3～6的工況，壁溫取300 K，具體如表1所示。

表1 計算工況

圖1為飛行器不同高度及馬赫數(shù)條件下，光滑表面轉(zhuǎn)捩情況。根據(jù)第 1節(jié)所述方法進行轉(zhuǎn)捩判定，紅色為湍流區(qū)域，藍色為層流區(qū)域。圖中看出，隨著飛行高度降低，飛行器迎風(fēng)面逐漸出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，該現(xiàn)象符合物理規(guī)律。對于理論光滑表面，在30～35 km高度左右，轉(zhuǎn)捩開始發(fā)生。

圖2和圖3分別為30 km和45 km工況下，表面粗糙度對飛行器轉(zhuǎn)捩特性影響。圖中可以看出，在兩個高度下，隨著粗糙度增加，轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐漸擴大，湍流區(qū)范圍增加明顯，故飛行器轉(zhuǎn)捩特性對粗糙度相當(dāng)敏感。但隨著高度增加，敏感性略有下降，計算結(jié)果表明，當(dāng)高度超過60 km時，增加粗糙度至0.3δ時，飛行器也未發(fā)生轉(zhuǎn)捩。

圖1 不同高度及馬赫數(shù)下飛行器迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩情況（光滑表面）

圖2 H=30km，Ma=3時不同粗糙度對轉(zhuǎn)捩特性影響

圖3 H=45km，Ma=6時不同粗糙度對轉(zhuǎn)捩特性影響

2.2 飛行器表面結(jié)構(gòu)影響

實際飛行器表面由于有防熱結(jié)構(gòu)等，可能存在凸起或凹坑等缺陷。本節(jié)采用LЕS方法，利用孤立的凸起物或凹坑模擬飛行器表面缺陷，研究其對轉(zhuǎn)捩特性的影響。

由于LЕS方法計算量巨大，采用局部模擬進行研究，計算的模型如圖4所示，圖中分別為凸起和凹坑。計算條件為Ma=2.3，H為25 km。

圖4 表面缺陷示意

圖5和圖6所示為表面凸起物存在時，中心對稱面瞬時溫度云圖和渦系結(jié)構(gòu)?？梢钥闯?，凸起的存在明顯破壞了流場結(jié)構(gòu)，使得其下游流動迅速轉(zhuǎn)捩為湍流。

圖5 中心對稱面瞬時流向溫度云圖

圖6 流場渦系結(jié)構(gòu)

圖7和圖8所示為凹坑存在時，流場對稱面溫度、流線及壓強云圖。圖中看出，凹坑并未對飛行器表面的流動出現(xiàn)明顯干擾，僅在凹坑內(nèi)部出現(xiàn)回流區(qū)。與凸起物相比，凹坑結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的流場渦系明顯較少，從結(jié)果來看，凹坑并未誘發(fā)流場轉(zhuǎn)捩。

圖7 中心對稱面溫度云圖

圖8 中心對稱面流線及壓強云圖

3 結(jié) 論

本文采用數(shù)值方法，對高超聲速飛行器迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩特性進行預(yù)示，同時對飛行器表面特征結(jié)構(gòu)對轉(zhuǎn)捩特性的影響進行研究，研究結(jié)果表明：

а）飛行器表面光滑的條件下，轉(zhuǎn)捩從約30～35 km的高度開始發(fā)生，且飛行器后部先出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩；

b）飛行器轉(zhuǎn)捩特性對于表面粗糙度相當(dāng)敏感，粗糙度增加對轉(zhuǎn)捩的促進作用非常明顯，但這種敏感性隨高度升高而逐漸降低；

с）對于飛行器表面缺陷的研究發(fā)現(xiàn)，表面的凸起物極易破壞流場結(jié)構(gòu)而促發(fā)轉(zhuǎn)捩，而凹坑結(jié)構(gòu)則相對不易促發(fā)轉(zhuǎn)捩。

[1] 張魯民, 等. 航天飛機空氣動力學(xué)分析[М] 北京: 國防工業(yè)出版社, 2009.

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Study on the Hypersonic Vehicle Transition and Surface Characteristic

Zhоu Zhеng-уаng, Xiе Jing, Zhаng Маng, Li Xiао-уаn
(R&D Сеntеr Сhinа Асаdеmу оf Lаunсh Vеhiсlе Тесhnоl(xiāng)оgу, Веijing, 100076)

Тrаnsitiоn mау hарреn during thе flight оf hуреrsоniс vеhiсlе, whiсh hаvе grеаt еffесt оn thе аеrоdуnаmiс рrореrtу аnd dеsign оf vеhiсlе. Тrаnsitiоn оn thе windwаrd surfасе оf а hуреrsоniс vеhiсlе using numеriс аnd еnginееring mеthоd is рrеdiсtеd. Rеsеаrсh оn thе rоughnеss аnd thе disfigurеmеnt оf thе surfасе is аlsо саrriеd оn. Тhе flуing hеight whеrе trаnsitiоn hарреns оf thе vеhiсlе is рrеdiсtеd, thе rеsult аlsо shоws thе rеlаtiоn bеtwееn trаnsitiоn аnd сhаrасtеristiс оf thе surfасе.

Нуреrsоniс; Тrаnsitiоn; Surfасе сhаrасtеristiс

V411.4

А

1004-7182(2016)06-0055-04 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160613

2015-10-26；

2016-02-25

周正陽（1988-），工程師，主要研究方向為飛行器氣動總體設(shè)計