高超聲速飛行器激波控制減阻技術(shù)

黃 杰，姚衛(wèi)星,2

(1. 南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京210016；2. 南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京210016)

0 引 言

隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，飛行器飛行馬赫數(shù)越來越高，其中高超聲速飛行器是近年來各國研究的熱點(diǎn)課題[1-2]。為了提高飛行器的飛行速度和性能，降低激波阻力成為了高超聲速飛行器發(fā)展中的關(guān)鍵技術(shù)之一，其研究具有重要的學(xué)術(shù)和工程意義。目前降低高超聲速飛行器激波阻力的方法主要是控制激波強(qiáng)度，研究的熱點(diǎn)集中在氣動桿和逆向噴流技術(shù)上。

氣動桿為安裝在高超聲速飛行器頭錐處的細(xì)長桿。氣動桿的主要作用是破壞頭錐前方的原始弓形激波結(jié)構(gòu)，迫使其向前方移動，這樣原始弓形激波在一定程度上轉(zhuǎn)化為了斜激波，激波強(qiáng)度得到了降低[3-4]。受到氣動桿壓縮后的高超聲速來流速度降低，但依然為超聲速流動，其受到后方頭錐的二次壓縮后會形成一道再附激波，再附激波的強(qiáng)度和位置決定了頭錐的壁面壓力峰值及其位置。一些學(xué)者采用數(shù)值和試驗(yàn)方法研究了氣動盤/氣動桿模型的減阻性能[5-6]。氣動盤通常為半球體、尖錐體或圓盤，其安裝在氣動桿最前端，且與氣動桿同軸線。氣動盤增強(qiáng)了氣動桿對高超聲速來流的壓縮作用，大大降低了到達(dá)后方頭錐的氣體流速，可有效減弱再附激波強(qiáng)度和頭錐壁面壓力峰值。盡管安裝氣動盤后，氣動桿前方的弓形激波增強(qiáng)，激波阻力有一定的增加，但頭錐激波阻力的降低程度更大，因此總阻力得到了降低。此外由于氣動桿半徑很小，在高超聲速來流條件下氣動桿駐點(diǎn)區(qū)域會承受巨大的氣動加熱，造成氣動桿結(jié)構(gòu)溫度過高，因此氣動桿具有燒蝕性[7-8]。

除了氣動桿外，20世紀(jì)60年代起一些學(xué)者就開始研究逆向噴流在降低高超聲速飛行器激波阻力中的應(yīng)用[9-10]。逆向噴流將高超聲速飛行器頭錐前方的弓形激波推離物面，也可降低激波強(qiáng)度，其效應(yīng)與氣動桿類似。Huang等[11]通過CFD數(shù)值方法研究了逆向噴流的減阻性能，發(fā)現(xiàn)噴流總壓比小于和大于臨界總壓比時，逆向噴流分別表現(xiàn)為長穿透模態(tài)和短穿透模態(tài)。長穿透模態(tài)滲透到流場中的距離較遠(yuǎn)，而短穿透模態(tài)滲透到流場中的距離較近，且在噴口前方還會形成一個馬赫盤。在不同的噴流模態(tài)下增加噴流總壓比可提高系統(tǒng)的減阻效率，而逆向噴流發(fā)生模態(tài)轉(zhuǎn)換時減阻效率會突然降低。因此臨界總壓比可作為逆向噴流減阻的設(shè)計(jì)點(diǎn)。

近年來一些學(xué)者開始研究組合模型的減阻效率，包括氣動桿和逆向噴流的組合模型[12-13]及迎風(fēng)凹腔和逆向噴流的組合模型[14]等。研究結(jié)果表明組合模型的減阻性能均比單獨(dú)的模型好，但組合模型的流場結(jié)構(gòu)也遠(yuǎn)比單獨(dú)的模型復(fù)雜。從以往的研究工作來看氣動桿和逆向噴流構(gòu)成的組合模型的減阻效率高于迎風(fēng)凹腔和逆向噴流構(gòu)成的組合模型。但氣動桿和逆向噴流組合模型具有一定的缺點(diǎn)。因?yàn)閲娍谠跉鈩訔U前端，噴流與自由來流方向相反，只有噴流總壓大于臨界值(噴口前方的靜壓)時才能將氣體噴出。

本文采用CFD數(shù)值方法研究了由鈍頭體、氣動桿和側(cè)向噴流構(gòu)成的新型組合模型的減阻性能。由于側(cè)向噴流的方向與自由來流相垂直，因此不存在氣動桿和逆向噴流組合模型的臨界總壓值，側(cè)向噴流受到自由來流的影響可沿切向向下游流動，克服了逆向噴流的缺點(diǎn)。本文首先介紹了新型組合模型的物理和數(shù)值分析模型，進(jìn)行了算法驗(yàn)證和網(wǎng)格無關(guān)性分析，研究了組合模型的減阻機(jī)理，最后進(jìn)行了影響因素分析。

1 物理和數(shù)值模型

本文的組合模型包括氣動桿、側(cè)向噴流和鈍頭體，其幾何模型如圖1所示。鈍頭體為半球和圓柱體的組合體，用以模擬高超聲速飛行器，其中半球體的直徑D為50 mm，圓柱體的長度L3為15 mm。氣動桿安裝在鈍頭體前部，其前緣為半球體，氣動桿的長度L為75 mm，直徑d為5 mm。側(cè)向噴流安裝在氣動桿上，其可以向四周均勻地噴出低溫氣體，本文的噴流氣體考慮為空氣。噴口長度L2為1.25 mm，其到氣動桿最前端的距離L1為5 mm。為了研究本文組合模型的減阻效率，還建立了單獨(dú)的鈍頭體和氣動桿模型，其中氣動桿模型即無側(cè)向噴流。

圖1 幾何模型Fig.1 Geometric model

表1列出了高超聲速自由來流的馬赫數(shù)Ma∞、靜壓P∞、靜溫T∞及攻角α。側(cè)向噴流馬赫數(shù)Maj、噴流總壓P0j和噴流總溫T0j如表2所示。根據(jù)幾何模型劃分了三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，圖2給出了本文組合模型的計(jì)算網(wǎng)格，其邊界條件包括遠(yuǎn)場、超聲速出口、無滑移壁面(鈍頭體和氣動桿)及壓力入口(側(cè)向噴流)。此外等溫壁面第一層網(wǎng)格高度為1×10-5m，使壁面無量綱參數(shù)y+<5，以滿足Menter’s SSTk-ω湍流模型的要求。本文通過CFD方法求解RANS方程計(jì)算壁面氣動力，采用二階精度的AUSM+空間離散格式、Menter’s SSTk-ω湍流模型，且CFL數(shù)在求解初始階段設(shè)置為0.5，隨著求解的進(jìn)行逐漸增加至5。此外在求解過程中監(jiān)控阻力系數(shù)，以容差10-4作為整個流場分析的收斂標(biāo)準(zhǔn)。

表1 高超聲速來流參數(shù)Table 1 Parameters of hypersonic free stream

表2 側(cè)向噴流參數(shù)Table 2 Parameters of lateral jet

圖2 計(jì)算網(wǎng)格和邊界條件Fig.2 Computational grid and boundary conditions

2 算法驗(yàn)證及網(wǎng)格無關(guān)性分析

2.1 算法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證CFD代碼的計(jì)算精度，本文進(jìn)行了帶氣動桿的高超聲速鈍頭體的氣動力分析。鈍頭體由半球體和圓柱體構(gòu)成，半球體直徑為40 mm，圓柱體的長度為15 mm。氣動桿直徑為4 mm，其前端的半錐角為10°。高超聲速來流馬赫數(shù)為7，來流總溫為860 K，來流攻角為0°，雷諾數(shù)為4×105。風(fēng)洞試驗(yàn)的其他參數(shù)可以參見文獻(xiàn)[15]。圖3給出了鈍頭體無量綱壁面壓力Pwd的試驗(yàn)值和計(jì)算值的對比情況，其中無量綱壁面壓力Pwd定義為：

(1)

式中：Pw為壁面壓強(qiáng)；γ為比熱比(值為1.4)；P∞為自由來流靜壓。結(jié)果表明計(jì)算獲得的鈍頭體壓力峰值和壁面壓力變化趨勢均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。以上分析結(jié)果驗(yàn)證了本文CFD代碼的高超聲速氣動力計(jì)算精度。

圖3 無量綱壁面壓強(qiáng)分布的對比Fig.3 Comparison of dimensionless wall pressure distributions

2.2 網(wǎng)格無關(guān)性分析

本文進(jìn)行了數(shù)值模型的網(wǎng)格無關(guān)性分析，建立了網(wǎng)格量分別為1925463，2515831，3138819的三套計(jì)算網(wǎng)格。通過CFD數(shù)值方法進(jìn)行了這三套計(jì)算網(wǎng)格下的氣動分析。圖4給出了不同計(jì)算網(wǎng)格下氣動桿模型(無側(cè)向噴流)的鈍頭體壁面壓力分布。結(jié)果表明這三套網(wǎng)格計(jì)算得到的鈍頭體壁面壓力分布相差很小，因此以上三套計(jì)算網(wǎng)格均滿足要求。本文在后續(xù)的分析中采用網(wǎng)格量為2515831的計(jì)算網(wǎng)格。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性分析結(jié)果Fig.4 Grid independence analysis results

3 結(jié)果和討論

3.1 流動特征

圖5為CFD數(shù)值方法計(jì)算獲得的三種模型的流場馬赫云圖，圖6為氣動桿模型和本文組合模型的流線對比圖及組合模型噴口處的局部流線圖。圖5(a)表明鈍頭體前方的弓形激波將產(chǎn)生巨大的激波阻力。圖5(b)表明高超聲速來流受到氣動桿的壓縮，在其前方也形成了一道弓形激波。盡管受到氣動桿的壓縮后高超聲速自由來流的速度得到了降低，但其依然是超聲速流動，其向后流動并受到鈍頭體的二次壓縮從而形成一道再附激波。在鈍頭體前方由于流動分離形成一個回流區(qū)，回流區(qū)外緣是剪切層。因此氣動桿模型的流場結(jié)構(gòu)主要由弓形激波、再附激波、回流區(qū)和剪切層構(gòu)成，且氣動桿將原始弓形激波轉(zhuǎn)化為斜激波，降低了激波強(qiáng)度。此外由于鈍頭體的壓力峰值主要由其前方的弓形激波或再附激波強(qiáng)度決定，圖5(b)中的再附激波弱于圖5(a)中的弓形激波，因此可定性得出安裝氣動桿可以降低鈍頭體的壓力峰值的結(jié)論。此外鈍頭體的壓力峰值位置也主要由再附點(diǎn)決定，因此氣動桿模型的鈍頭體壓力峰值位于半球體的中部。

圖5(c)表明側(cè)向噴流將弓形激波推離氣動桿，鈍頭體前方的回流區(qū)大于氣動桿模型，鈍頭體再附點(diǎn)向下游移動，這將導(dǎo)致鈍頭體壓力峰值的位置向下游移動。最重要的是，本文組合模型的再附激波明顯弱于氣動桿模型，因此可定性得出本文組合模型的鈍頭體壓力峰值低于氣動桿模型的結(jié)論。此外根據(jù)噴口處的局部流線圖，側(cè)向噴流誘導(dǎo)的流動分離在噴口前方和后方形成了兩個次回流區(qū)，且受到自由來流的影響，側(cè)向噴流明顯向下游發(fā)生了偏轉(zhuǎn)。

圖5 流場馬赫云圖的對比Fig.5 Comparison of Mach number distributions of flow field

圖6 流場流線Fig.6 Streamline of flow field

3.2 減阻性能比較

圖7給出了三種模型的鈍頭體壁面壓力分布。在0°～35°區(qū)域內(nèi)，氣動桿模型的鈍頭體壁面壓力明顯低于單獨(dú)的鈍頭體，而在35°～90°區(qū)域內(nèi)其鈍頭體壁面壓力卻高于單獨(dú)的鈍頭體。在0°～55°區(qū)域內(nèi)，本文組合模型的鈍頭體壁面壓力明顯低于單獨(dú)的鈍頭體，而在55°～90°區(qū)域內(nèi)其鈍頭體壁面壓力略高于單獨(dú)的鈍頭體。在0°～90°區(qū)域內(nèi)組合模型的壁面壓力均低于氣動桿模型。此外受到回流區(qū)和再附點(diǎn)的影響，組合模型的鈍頭體壓力峰值位置位于氣動桿模型的下游，與第3.1節(jié)的定性分析結(jié)果相符。表3列出了三種模型的阻力系數(shù)Cd及鈍頭體壓力峰值Pmax，其中阻力系數(shù)Cd的表達(dá)式為：

(2)

式中：Fd為阻力；ρ∞為來流密度；V∞為來流速率；S為參考面積，定義為πD2/4。本文組合模型的阻力系數(shù)比單獨(dú)的鈍頭體和氣動桿模型分別降低了44.35%和33.52%，其鈍頭體壓力峰值比單獨(dú)的鈍頭體和氣動桿模型分別降低了60.50%和38.08%。盡管氣動桿模型的鈍頭體壓力峰值比單獨(dú)的鈍頭體降低了36.21%，但其阻力系數(shù)僅比單獨(dú)的鈍頭體降低了16.29%，這是由于在35°～90°區(qū)域內(nèi)其鈍頭體壁面壓力偏高的原因。

圖7 鈍頭體壁面壓力分布的對比Fig.7 Comparison of wall pressure distributions of blunt body

表3 阻力系數(shù)的對比Table 3 Comparison of drag coefficients

3.3 側(cè)向噴流總壓比的影響

本文研究了側(cè)向噴流總壓比P1和氣動桿長徑比L/D對組合模型減阻效率的影響。側(cè)向噴流總壓比P1定義為噴流的總壓P0j與高超聲速自由來流總壓P0∞之比，氣動桿長徑比L/D定義為氣動桿長度L與鈍頭體直徑D之比。圖8給出了總壓比為0.1，0.2，0.3，0.4時的流場馬赫云圖，氣動桿長徑比保持為1.5。結(jié)果表明增加側(cè)向噴流總壓比可將弓形激波推離氣動桿更遠(yuǎn)，鈍頭體前方的流動分離更嚴(yán)重。隨總壓比的增加，再附激波逐漸減弱，鈍頭體前方的主回流區(qū)逐漸變大，鈍頭體再附點(diǎn)向下游移動。因此可定性得出增加側(cè)向噴流總壓比可提高組合模型減阻效率的結(jié)論，且鈍頭體壓力峰值的位置將向下游移動。此外隨總壓比的增加，由側(cè)向噴流誘導(dǎo)的流動分離逐漸增強(qiáng)，噴口前后方的次回流區(qū)也逐漸變大，且噴口后方的次回流區(qū)逐漸向下游移動。

圖8 P1對馬赫云圖的影響(L/D=1.5)Fig.8 Effect of P1 on Mach number distribution (L/D=1.5)

圖9給出了側(cè)向噴流總壓比對鈍頭體壁面壓力分布的影響。表4給出了總壓比對阻力系數(shù)Cd及其下降百分比ΔCd的影響，下降百分比定義為：

(3)

式中：Cd0為總壓比P1=0時的阻力系數(shù)。結(jié)果表明，增加總壓比可明顯降低鈍頭體壁面壓力分布和阻力系數(shù)，提高ΔCd。當(dāng)氣動桿長徑比保持為1.5時，總壓比P1為0.1，0.2，0.3，0.4時的ΔCd分別為33.52%，48.41%，55.68%，59.70%。隨著總壓比的增加，鈍頭體壓力峰值逐漸向下游移動，鈍頭體壁面壓力分布和ΔCd的變化速率逐漸降低。表5中列出了總壓比對噴口質(zhì)量流量m的影響。需要指出的是氣動桿長徑比對噴口質(zhì)量流量沒有影響。隨著壓力比的增加，噴口質(zhì)量流量呈線性增加的趨勢。因此不能無限增加側(cè)向噴流的總壓比，應(yīng)綜合考慮噴流總壓比對減阻效率和噴流質(zhì)量流的影響。

圖9 P1對鈍頭體壁面壓力分布的影響Fig.9 Effect of P1 on wall pressure distribution of blunt body

表4 P1對阻力系數(shù)的影響Table 4 Effect of P1 on drag coefficient

表5 P1對質(zhì)量流量的影響Table 5 Effect of P1 on mass flow rate

3.4 氣動桿長徑比的影響

圖10給出了氣動桿長徑比L/D為1，1.5，2，2.5時的流場馬赫云圖，側(cè)向噴流總壓比保持為0.1。隨氣動桿長徑比的增加，再附激波逐漸減弱，因此根據(jù)流場特征可定性得出增加氣動桿長徑比可提高組合模型減阻效率的結(jié)論，而氣動桿長徑比對側(cè)向噴流誘導(dǎo)產(chǎn)生的兩個次回流區(qū)影響很小。圖9同樣也給出了氣動桿長徑比對鈍頭體壁面壓力分布的影響。增加氣動桿長徑比可明顯降低鈍頭體壁面壓力分布，且隨長徑比的增加，鈍頭體前方的主回流區(qū)逐漸變大，鈍頭體再附點(diǎn)向下游移動，導(dǎo)致鈍頭體壓力峰值的位置向下游移動。根據(jù)表4的數(shù)據(jù)可知，增加氣動桿長徑比可明顯降低阻力系數(shù)。當(dāng)側(cè)向噴流總壓比P1為0.1， 0.2，0.3，0.4時，氣動桿長徑比從1增加到2.5，阻力系數(shù)分別降低了23.95%，26.92%，25.64%，23.67%。此外隨氣動桿長徑比的增加，鈍頭體壁面壓力分布和阻力系數(shù)的變化速率逐漸降低，而此時氣動桿自身的剛度和強(qiáng)度會降低。因此不能無限增加氣動桿長徑比，應(yīng)綜合考慮氣動桿長徑比對減阻效率、氣動桿剛度和強(qiáng)度的影響。

圖10 L/D對馬赫云圖的影響(P1=0.1)Fig.10 Effect of L/D on Mach number distribution (P1=0.1)

3.5 噴口位置的影響

本文還研究了噴口位置對組合模型減阻效率的影響。噴口位置用圖1中的參數(shù)L1描述，其為氣動桿最前端到噴口的距離。圖11給出了參數(shù)L1為27 mm，48 mm，69 mm時的流場馬赫云圖，氣動桿長徑比和側(cè)向噴流總壓比分別保持為1.5和0.4。結(jié)果表明,隨著噴口向下游移動，再附激波逐漸增強(qiáng)，因此根據(jù)流場特征可定性得出噴口向下游移動可降低組合模型減阻效率的結(jié)論。由圖5(c)可知，當(dāng)參數(shù)L1較小時，噴流后方的次回流區(qū)和鈍頭體前方的主回流區(qū)相隔較遠(yuǎn)，彼此之間的相互干擾較小。當(dāng)參數(shù)L1為27 mm時，這兩個回流區(qū)之間的距離減小，彼此存在較大的相互干擾。當(dāng)參數(shù)L1為48 mm時，這兩個回流區(qū)已經(jīng)完全融合成為一個回流區(qū)，此時鈍頭體前方回流區(qū)減小，鈍頭體再附點(diǎn)和壓力峰值位置向上游移動。當(dāng)參數(shù)L1為69 mm時，側(cè)向噴流迫使相互融合而成的回流區(qū)僅僅存在于噴口和鈍頭體之間的狹小空間內(nèi)，鈍頭體再附點(diǎn)和壓力峰值位置繼續(xù)向上游移動。

圖12給出了噴口位置對鈍頭體壁面壓力分布的影響，表6給出了噴口位置對阻力系數(shù)的影響。隨著噴口位置向下游移動，鈍頭體壁面壓力分布逐漸升高，組合模型的減阻效率逐漸降低。參數(shù)L1從27 mm增加到69 mm，阻力系數(shù)增加了78.81%。此外隨著噴口位置向下游移動，鈍頭體壓力分布和阻力系數(shù)升高的速率逐漸增加，這對減阻是極為不利的。因此在進(jìn)行側(cè)向噴流的設(shè)計(jì)時，應(yīng)盡量將其安裝在氣動桿的前端以提高組合模型的減阻效率。

圖11 L1對馬赫云圖的影響(L/D=1.5, P1=0.4)Fig.11 Effect of L1 on Mach number distribution (L/D=1.5, P1=0.4)

圖12 L1對鈍頭體壁面壓力分布的影響(L/D=1.5, P1=0.4)Fig.12 Effect of L1 on wall pressure distribution of blunt body (L/D=1.5, P1=0.4)

表6 L1對阻力系數(shù)的影響Table 6 Effect of L1 on drag coefficient

4 結(jié) 論

1) 組合模型的再附激波明顯弱于氣動桿模型，其阻力系數(shù)比帶氣動桿的鈍頭體模型低了33.52%，從而驗(yàn)證了本文組合模型優(yōu)異的減阻效率，且其減阻機(jī)理為主動激波控制。

2) 增加側(cè)向噴流總壓比和氣動桿長徑比均可降低再附激波強(qiáng)度，提高組合模型的減阻效率。隨著噴口位置向下游移動，再附激波逐漸增強(qiáng)，降低了組合模型的減阻效率，且阻力系數(shù)升高的速率逐漸增加，因此應(yīng)盡量將噴口設(shè)計(jì)在氣動桿前端以提高組合模型的減阻效率。