彈體前緣圓孔凹槽有/無噴射流機理研究*

鄭日升，張慶兵，肖志河，劉恒軍，戚開南

(1.北京電子工程總體研究所，北京 100854；2.電磁散射重點實驗室，北京 100854)

彈體前緣圓孔凹槽有/無噴射流機理研究*

鄭日升1，張慶兵1，肖志河2，劉恒軍1，戚開南2

(1.北京電子工程總體研究所，北京 100854；2.電磁散射重點實驗室，北京 100854)

為了研究不同圓孔凹槽直徑及有/無噴射流流動機理，采用標準的k-wSST湍流模型數(shù)值計算方法進行分析。結(jié)果表明：當流體經(jīng)過圓孔凹槽時，在圓孔凹槽邊緣會形成膨脹波和壓縮波，在圓孔凹槽內(nèi)可能會形成渦流結(jié)構(gòu)，并保持低速流體。當圓孔凹槽直徑逐漸增加時，引起彈體壁面聲速徑向距離增加。同時，隨著攻角的增大，圓孔凹槽內(nèi)的靜壓逐漸降低；圓孔凹槽噴流速度的增加導(dǎo)致凹槽出口會出現(xiàn)激波現(xiàn)象，當噴流速度達到600 m/s時，凹槽出口激波強度明顯增加，圓孔凹槽內(nèi)靜壓減小。

圓孔凹槽；噴射流；湍流模型；附面層；激波；渦系結(jié)構(gòu)

0 引言

隨著飛行器速度的提高，飛行器的表面可能會出現(xiàn)湍流和附面層分離現(xiàn)象，湍流和附面層分離現(xiàn)象通常會增加飛行器的阻力，可能會降低飛行器的升阻比和推阻比等氣動特性，而且流動不穩(wěn)定性和局部熱量載荷嚴重影響了超聲速/高超聲速飛行器的整體性能。為了提高飛行器的性能，已經(jīng)有大量降低湍流強度的數(shù)值仿真和實驗研究。比如在湍流區(qū)或附面層分離區(qū)安裝抽吸孔、凹槽以及采用噴射流方法來提高分流區(qū)的速度，引入分離區(qū)高能量，可以降低分離強度。

針對湍流和附面層分離流場機理的數(shù)值仿真計算方法已很成熟，并為工程試驗提供基礎(chǔ)。Mullenix[1]直接數(shù)值模擬研究，分析了分離點渦流結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)連續(xù)渦流結(jié)構(gòu)在分離點脫落，存在大量的低頻不穩(wěn)定振蕩，這些混合層主要負責(zé)增大紊流度，存在這些低頻不穩(wěn)定振蕩流主要是因為在分離區(qū)域建立了流動共振現(xiàn)象。Zhu[2]針對一種帶放氣槽的定幾何二元倒置“X”型混壓式超聲速進氣道進行了風(fēng)洞吹風(fēng)實驗，并對激波與附面層干擾進行了機理分析和性能研究。早期傳統(tǒng)的凹槽設(shè)計通常是采用有一定規(guī)律連續(xù)排列的微型凸起溝槽，通過改變附面層靠近壁面的湍流結(jié)構(gòu)從而達到減阻的目的，并針對減阻機理進行了分析[3-8]。張成春[9]也從數(shù)值模擬角度對仿生凹坑表面旋成體和光滑表面旋成體進行對比，總阻力減小了6.24%。 黎作武[10]等人通過數(shù)值模擬方法探討了高超聲速飛行器前向噴射流動的減阻問題。石清[11]研究了零凈質(zhì)量射流的速度幅值和射流頻率對飛機翼型增加升力的影響規(guī)律。周超英[12]等人采用標準的k-ε湍流模型，通過求解二維N- S 方程軸對稱球頭體的超聲速鈍體的逆向噴流減阻流場進行了數(shù)值模擬。Endwell[13-14]通過逆向噴流技術(shù)利用逆向噴流與來流的相互作用使流場的渦系結(jié)構(gòu)和波系結(jié)構(gòu)發(fā)生改變，用以減小飛行器受到的阻力。

凹槽在進氣道內(nèi)和燃燒室已經(jīng)有大量的機理研究，也產(chǎn)生了很多研究成果。而凹槽安裝在彈體前緣的圓孔構(gòu)型機理研究暫未發(fā)現(xiàn)公開發(fā)表文獻，因此，本文通過針對圓孔形凹槽進行數(shù)值計算，初步探討不同圓孔凹槽在不同工況條件下飛行器的相關(guān)機理研究，并對比了有/無噴射流對凹槽附近流場的影響。

1 物理模型和數(shù)值方法介紹

1.1 物理模型

本文數(shù)值計算的飛行器長3 700 mm，飛行器直徑340 mm，頭部長細比等于4.7，彈尖為鈍形，尾翼采用“十”字型構(gòu)型。本文主要是探索在飛行器前端安裝一個圓孔凹槽，研究凹槽結(jié)構(gòu)對飛行器氣動特性的影響，其中，圓孔安裝在彈體縱軸對稱面上，圓孔的直徑分別為15，20，25 mm，圓孔深度均為10 mm，彈尖與圓孔的距離約445 mm。初步探討不同圓孔凹槽在不同工況條件下飛行器的氣動特性和相關(guān)機理研究。詳細飛行器簡化外形如圖1所示。

圖2表示噴射流入口邊界示意圖，研究針對噴射流速度從亞聲速100 m/s到超聲速600 m/s分別進行流場分析。

圖1 飛行器幾何外形Fig.1 Vehicle geometry shape

圖2 噴射流入口邊界示意圖Fig.2 Diagram of jet flow with inlet boundary

1.2 數(shù)值計算方法介紹

本文針對飛行器外流場進行數(shù)值模擬，數(shù)值方法采用成熟可靠的技術(shù)，通常采用計算軟件FLUENT進行數(shù)值仿真，求解的控制方程為可壓縮的N- S方程。本文數(shù)值計算主要是針對在彈體前緣安裝一個圓孔對整個飛行器的氣動性能進行初步研究，由于該飛行器外形尺寸較大，考慮計算成本問題，本文采用雷諾平均方法進行計算。其中，湍流模型選用k-εSST模型，假設(shè)為理想氣體，分子粘性系數(shù)有Sutherland 公式計算，比熱系數(shù)r=1.4。在彈體前緣和尾翼局部區(qū)域的網(wǎng)格加密，總網(wǎng)格數(shù)為350萬個，網(wǎng)格質(zhì)量滿足數(shù)值計算要求。

1.3 數(shù)值計算方法驗證

鑒于計算模型沒有實驗數(shù)據(jù)比較，本文采用了文獻[15]中的激波與附面層干擾實驗數(shù)據(jù)進行數(shù)值方法的驗證。根據(jù)文獻中的實驗?zāi)Ｐ?，激波由單壓縮楔面產(chǎn)生，楔面角分別為10°和14°。來流馬赫數(shù)為5，進口總壓為2.12 MPa，總溫為410 K。本文數(shù)值驗證計算模型、計算參數(shù)與實驗研究一致，采用的數(shù)值方法和湍流模型與進氣道模型計算設(shè)置相同。表1 對比了計算和實驗結(jié)果在x=266 mm 處(入射點位置距離上游350 mm)的附面層厚度，可知計算結(jié)果與實驗測量結(jié)果相符。其中δ，δ*和θ分別表示附面層的厚度，附面層的位移厚度和動量厚度。

表1 附面層邊界層厚度比較

圖3展示了在來流馬赫5 條件下激波/附面層干擾的數(shù)值計算結(jié)果和實驗結(jié)果的比較，圖3a)和圖3c)分別為在2個不同壓縮角的實驗結(jié)果。圖3b)和圖3d)是相對應(yīng)的激波/附面層干擾的數(shù)值結(jié)果。由圖3b)中得到激波只對壁面附面層發(fā)生輕微的擾動，可見計算所得波系結(jié)構(gòu)與實驗測量結(jié)果吻合；圖3d)中發(fā)現(xiàn)強激波導(dǎo)致了附面層發(fā)生了大尺度流動分離，可清晰地分離出誘導(dǎo)激波與分離再附激波，數(shù)值計算結(jié)果與實驗結(jié)果相接近。總之，本文使用的標準k-w數(shù)值計算方法能夠準確地捕獲激波與附面層干擾中的波系結(jié)構(gòu)，并對附面層的流動分離現(xiàn)象具有較好的預(yù)測。

圖3 激波與附面層干擾實驗與數(shù)值紋影圖比較Fig.3 Comparison of interaction shock wave and boundary layer and numerical simulation schlieren

圖4 實驗與數(shù)值計算壁面壓力分布比較Fig.4 Comparison of wall pressure for experimental and numerical simulation

圖4比較了激波干擾區(qū)的壁面壓力分布，壓縮拐角產(chǎn)生的入射激波位于距上游350 mm，引起激波與底板附面層干擾。當壓縮角為10°，底板附面層無大尺度的流動分離，在激波干擾區(qū)附近壓力開始升高；而在14°條件下，激波干擾區(qū)處形成一個較大的分離包，氣流受到分離包的影響產(chǎn)生一道誘導(dǎo)激波，使得壓力在分離包前沿就開始升高?；谝陨蠑?shù)值驗證分析，本文采用的數(shù)值方法和湍流模型能夠較準確地開展激波/附面層干擾的數(shù)值研究，計算結(jié)果具有一定的可靠性。

2 結(jié)果與分析

2.1 飛行器流動機理研究

本文針對飛行器進行數(shù)值計算，如圖5是表示飛行高度為5 km，設(shè)計馬赫數(shù)為2.0，在0°攻角條件下的壓力分布云圖。從圖中可以看出，飛行器上下區(qū)域的壓力分布均勻，在飛行器彈尖形成較強的壓力，形成的阻力相對較大，飛行器前緣過渡區(qū)域壓力相對較小，彈體后部區(qū)域直徑縮小，該區(qū)域會形成膨脹波，氣體加速，使得尾翼區(qū)域速度加大，尾翼受到的壓力也隨著增大。

圖6表示在Ma=2，攻角為2°條件下，4種不同飛行器外形馬赫分布云圖。 在無圓孔時，在彈體前緣馬赫數(shù)約1.71，在相應(yīng)的區(qū)域，安裝在背風(fēng)面的圓孔直徑為15 mm時，圓孔前緣外形擴張，速度增加，壓力減小，在圓孔前端貼近壁面附近馬赫數(shù)約1.23，在圓孔內(nèi)部分區(qū)域馬赫數(shù)為亞聲速，當圓孔直徑為25 mm時，圓孔內(nèi)大部分都是亞聲速。當流體經(jīng)過圓孔凹槽時，在圓孔凹槽邊緣會形成膨脹波和壓縮波，在圓孔凹槽內(nèi)會形成渦流結(jié)構(gòu)，并保持低速流體，在圓孔壁面附近產(chǎn)生流向小渦，限制了流向渦的展向運動，引起壁面渦流碎發(fā)變?nèi)酰瑴p少了壁面摩阻。在圓孔后緣壁面也有一段區(qū)域為聲速，當氣體經(jīng)過壁面的速度越大時，壁面受到的阻力相對較大。

圖7表示馬赫數(shù)2，圓孔直徑20 mm不同攻角條件下背風(fēng)面壓力分布，從圖中可以看出，隨著攻角的增大，在圓孔后緣受到的壓力逐漸減小。在0°攻角時，在圓孔前緣出現(xiàn)膨脹波，有緣出現(xiàn)較強的壓縮激波，在區(qū)域受到的阻力較大。當攻角為6°時，在圓孔后緣出現(xiàn)亞聲速，圓孔內(nèi)的靜壓逐漸降低。

圖5 飛行器在Ma=2條件下的壓力分布云圖Fig.5 Pressure map for vehicle under Ma=2

圖6 攻角為2°，Ma=2條件下彈體前緣不同構(gòu)型局部馬赫分布云圖Fig.6 Localmach map under angle of attack of 2°and Ma=2 for different configurations

圖7 Ma=2，圓孔凹槽直徑為20 mm在不同攻角條件下的壓力分布云圖Fig.7 Pressure map under different angles of attack when Ma=2 and column groove diameter is 20 mm

2.2 圓柱凹槽噴射流流動機理研究

圖8 不同速度噴射流凹槽流動馬赫云圖Fig.8 Mach map with different jet flow velocities

下面針對不同速度噴射流對彈體表面及圓孔凹槽影響進行分析，同樣，飛行馬赫數(shù)Ma=2，凹槽底邊為速度入口邊界條件。如圖8所示，當凹槽底邊入口速度為100 m/s時，在凹槽內(nèi)出現(xiàn)亞聲速區(qū)流，由于受到來流速度的壓縮，在凹槽前緣出現(xiàn)分離現(xiàn)象，會引起誘導(dǎo)激波引起阻力增加。隨著入口速度的增加為500 m/s時，在凹槽出口出現(xiàn)激波現(xiàn)象，在凹槽前緣會出現(xiàn)一系列的膨脹波，而膨脹波又受到入口速度和來流速度的壓縮，激波有一定的傾斜，從而可能會引起較大的波阻。當入口速度繼續(xù)增加時，激波現(xiàn)象更明顯，而且激波厚度增加。

從凹槽區(qū)域附近相應(yīng)的壓力分布也可以發(fā)現(xiàn)，如圖9所示，隨著速度的增加，凹槽內(nèi)的壓力逐漸減小。當噴流速度為100 m/s時，在凹槽后緣出現(xiàn)壓力降低，可能是由于在該區(qū)域出現(xiàn)膨脹波現(xiàn)象。當噴流速度為600 m/s，整個凹槽內(nèi)壓力約在5 000 Pa，經(jīng)過激波的壓力有一定程度的增加。

圖9 不同速度噴射流凹槽壓力云圖Fig.9 Pressure map with different jet flow velocities

基于以上的研究發(fā)現(xiàn)，采用垂直圓孔凹槽噴射流可能會引起較大的波阻，要控制湍流的產(chǎn)生，就需要抑制緩沖層中相干結(jié)構(gòu)猝發(fā)過程，圓孔內(nèi)會出現(xiàn)大量的渦流結(jié)構(gòu)，渦流結(jié)構(gòu)抑制近壁區(qū)的能量和動量交換，減少緩沖層混亂的流動現(xiàn)象和相干結(jié)構(gòu)猝發(fā)的發(fā)生。由于本文采用雷諾平均數(shù)值計算方法，不能觀察到圓孔區(qū)域詳細的渦流流動機理，下一步工作將針對圓孔局部區(qū)域采用高精度的大渦模擬數(shù)值計算方法，詳細分析圓孔對飛行器流動機理及氣動特性的影響。

3 結(jié)論

本文通過在飛行器的彈體前緣安裝一個圓孔凹槽流動控制方法，初步分析了不同圓孔直徑，不同攻角條件下對飛行器流動機理的影響，并研究了圓孔凹槽有/無噴射流對流場的影響。主要的研究結(jié)論如下：

獲得了不同直徑圓孔凹槽在不同攻角條件下的流動機理。當圓孔凹槽直徑逐漸增加時，引起彈體壁面聲速徑向距離增加，同時，隨著攻角的增大，圓孔凹槽內(nèi)的靜壓逐漸降低。

得到了不同圓孔凹槽噴射流流動機理。當噴流速度為300 m/s時，在凹槽后緣會出現(xiàn)小尺度的激波。隨著圓孔凹槽噴流速度的增加，在凹槽出口會出現(xiàn)明顯的激波現(xiàn)象，當噴流速度達到600 m/s時，凹槽出口激波強度增加。

[1] MULLENIX N，GAITONDE D.Analysis of Unsteady Behavior in Shock Turbulent Boundary Layer Interactions with Large Eddy Simulations[C]∥51st AIAA Aerospace Sciences Meeting，AIAA 2013- 0404，2013.

[2] 范曉檣，李樺，易仕和，等.側(cè)壓式進氣道與飛行器機體氣動一體化設(shè)計及實驗[J].推進技術(shù)，2004，25(6)：499-502. FAN Xiao- qiang，LI Hua，YI Shi- he，et al.Experimental of Aerodynamic Performance for Hypersonic Vehicle Integrated with Side Wall Compression Inlet[J].Journal of Propulsion Technology，2004，25(6)：499-502.

[3] WALSH M，RIBLETS J．Viscous Drag Reduction in Boundary Layers[R]．NASA Technical Report，Virginia，1990：203-261.

[4] 宮武旗，李新宏，黃淑娟.溝槽壁面減阻機理實驗研究[J].工程熱物理學(xué)報，2002，27(2)：581-582. GONG Wu- qi，LI Xin- hong，HUANG Shu- juan.Experimental Study on Drag Reduction Mechanism of Trench Wall[J].Journal of Engineering Thermophysics，2002，27(2)：581-582.

[5] 郭曉娟.脊狀表面減阻特性及其結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007. GUO Xiao- juan.Optimization Design of Drag Reduction Characteristics for the Ridge Surface[D].Xi’an: Northwestern Polytechnical University，2007.

[6] 梁在潮，梁利.肋條減阻[J].水動力學(xué)研究與進展學(xué)報，1999，14(3)：303-310. LIANG Zai- chao，LIANG Li.Drag Reduction by Riblets[J].Journal of Hydrodynamics，1999，14(3)：303-310.

[7] 王晉軍.溝槽面湍流減阻研究綜述[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，1998，24(1)：31-34. WANG Jin- jun.Review on the Study of Turbulent Drag Reduction on the Surface of the Trench[J].Journal of Beihang University，1998，24(1)：31-34.

[8] 宋科，李棟.鈍后緣翼型的后緣減阻裝置研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2011，29(6)：795-799. SONG Ke，LI Dong.Research on Trailing Edge Drag Reduction Device of Blunt Trailing Edge Airfoil[J].Acta Aerodynamica Sinica，2011，29(6)：795-799.

[9] 張成春，任露泉，王晶，等.旋成體仿生凹坑表面流場控制減阻仿真分析[J].兵工學(xué)報，2009，30(8)：1066-1072. ZHANG Cheng- chun，REN Lu- quan，WANG Jing，et al.Simulation and Analysis of Drag Reduction on the Surface Flow Field of the Bionic Concave Surface[J].Acta Armamentari，2009，30(8)：1066-1072.

[10] 黎作武，張涵信.高超聲速前向噴射流動的減阻特性研究[C]∥第十一屆全國分離流、旋渦和流動控制會議論文集，湖南大庸，2006，11：256-262. LI Zuo- wu，ZHANG Han- xin.Study on Drag Reduction Characteristics of Hypersonic Forward Jet Flow[C]∥Proceedings of the Eleventh National Conference on Separation Flow，Vortex and Flow Control，Hunan Dayong，2006，11：256-262.

[11] 石清，李樺.增升減阻流動控制技術(shù)的數(shù)值模擬研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報，2011，29(3)：280-287. SHI Qing，LI Hua.Numerical Simulation Study on Flow Control Technology of Drag Reduction and Drag Reduction[J].Acta Aerodynamica Sinica，2011，29(3)：280-287.

[12] 周超英，紀文英，張興偉，等.超聲速鈍體逆向噴流減阻的數(shù)值模擬研究[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報，2012，29(2)：159-163. ZHOU Chao- ying，JI Wen- ying，ZHANG Xing- wei，et al.Numerical Simulation of Drag Reduction of Supersonic Blunt Body by Reverse Jet Flow[J].Journal of Applied Mechanics，2012，29(2)：159-163.

[13] ENDWELL O，VICTOR P，WANG Ten- see，et al.Dynamics of Shock Dispersion and Interactions in Supersonic Freestreams with Counterflowing Jets[J].AIAA Journal，2009，47(6)：1313-1326.

[14] 沙莎，陳志華，韓珺禮.矩形凹槽管道中激波傳播的數(shù)值研究[J].爆炸與沖擊，2013，33(1)：61-66. SHA Sha,CHEN Zhi- hua,HAN Jun- li.Numerical Investigations on Shock Wave Propagation Through a Tube with Rectangular Grooves[J].Explosion and Shock Wave,2013，33(1)：61-66.

[15] SCHüLEIN E.Optical Skin Friction Measurements in Short Duration Facilities[R].AIAA 2004-2115.

Flow Mechanism of Missile Body Front Round Column Grooves with/without Jet Flow

ZHENG Ri- sheng1，ZHANG Qing- bing1，XIAO Zhi- he2，LIU Heng- jun1，QI Kai- nan2

(1.Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China； 2.Electromagnetic Scattring Laboratory，Beijing 100854，China)

To study the flow mechanism of the different diameters of round column grooves with/without jet flow, a numerical simulation method with the standardk-wSST turbulence model is used. The flow mechanism analysis is based on different round column groove diameters with/without jet. Results show that expansion wave and compression wave are formed on the edge of the round column groove. Vortex structure may exist in a round column groove. Sound velocity radial distance increases with wall surface when the round column groove diameter increases gradually. Static pressure gradually reduced in the round column groove along with the increase of angle of attack. Shock wave is generated in the grooves outlet with the increase of round column groove jet speed. Shock wave of groove outlet strength significantly increases and static pressure in round column groove decreases when the flow velocity is 600 m/s.

column groove； jet flow； turbulence model； boundary layer； shock wave； vortex structure

2016-07-25；

2016-11-30 基金項目：有 作者簡介：鄭日升(1981-)，男，湖北省崇陽人。博士后，研究方向為飛行器設(shè)計.

10.3969/j.issn.1009- 086x.2017.04.008

TJ760

A

1009- 086X(2017)- 04- 0044- 06

通信地址：100854 北京市142信箱30分箱 E- mail：zhengrisheng2000@163.com