高超聲速流動多物理效應對美國航天飛機氣動力影響研究的回顧

毛枚良, 陳亮中, 萬 釗,*, 劉化勇, 燕振國

(1. 中國空氣動力研究與發展中心, 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心, 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

高超聲速流動多物理效應對美國航天飛機氣動力影響研究的回顧

毛枚良1,2, 陳亮中1, 萬 釗1,*, 劉化勇2, 燕振國2

(1. 中國空氣動力研究與發展中心, 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心, 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

高超聲速；高溫真實氣體效應；粘性干擾；稀薄氣體效應；復雜升力體

0 引 言

以X37B構型為代表的高升阻比復雜外形飛行器，再入和滑翔飛行高度一般定為30～70 km之間，飛行馬赫數變化范圍為10～20，在整個飛行過程中，飛行器將經歷一系列復雜的飛行環境。為實現遠距離滑翔飛行，這類飛行器的氣動外形設計比較復雜，除采用翼身融合布局外，還含有多種操縱舵面和RCS控制單元，幾何上具有多尺度特征，如頭部、翼/舵前緣、縫隙等特征尺度可能為毫米～厘米量級，而飛行器的長度、高度和翼展為米量級。在50 km附近的高空進行高超聲速飛行時，由于其周圍的空氣相對稀薄，因此，在這些小尺度結構附近的流動可能存在稀薄氣體效應；在飛行器以較大迎角作高速飛行時，迎風側的空氣將受到顯著的壓縮，形成強激波，從而激發空氣分子的內部自由度，出現復雜的物理化學反應，即真實氣體現象；在高空由于空氣密度比較低，盡管飛行馬赫數比較高，但流動雷諾數仍然較低，黏性效應十分顯著，出現不可忽略的黏性干擾現象。另外，由于這些現象往往都是同時發生，在實際流動中通常難以區分，而且多種效應耦合在一起對飛行器流動及其氣動性能產生的影響，通常十分復雜。因此，開展高超聲速飛行器流場中多物理效應的相互耦合作用的研究，不僅是高超聲速空氣動力學學科發展的需要，也是高超聲速飛行器氣動設計的需要，具有十分重要的學術價值和工程實用意義。

美國航天飛機是20世紀70年代研制的復雜升力體外形，飛行范圍廣，參數變化大，飛行馬赫數0～30，再入迎角0°～40°以上，飛行高度0～500 km，飛行雷諾數104～108量級，黏性干擾參數0.001～10，努森數0.001～幾十，跨越了連續流區、過渡流區和自由分子流區，其高超聲速流動特性包含了真實氣體效應、稀薄氣體效應、黏性干擾效應等多種物理效應。另外，有眾所周知的ADDB(Aerodynamic Design Data Book)氣動特性數據庫，可以作為數值模擬結果正確性判斷的依據，能夠為數值模擬研究提供有力支撐。最后，盡管有大量的研究工作，涉及真實氣體效應等復雜物理效應對其高超聲速氣動力特性的影響，但這些物理效應之間相互耦合作用的研究工作涉及不多，有待于進一步深化。因此，我們選擇美國OV102航天飛機為研究對象，采用數值模擬手段來開展復雜升力體外形高超聲速流動多物理效應對氣動力影響的研究工作。

在開展數值模擬研究工作之前，對美國航天飛機高超聲速氣動力的情況進行梳理和回顧是十分有必要的，這能為我們的研究工作提供指導和基礎。60年代末，為了減少一次性使用的運載火箭的費用，美國國家航空航天局(NASA)對可重復使用于近地軌道的飛行器的可行性進行過研究。1972年3月，NASA正式提出設計和研制軌道器的要求，根據研制的需要，隨后成立了風洞試驗協調小組。在協調小組工作期間(1972.9～1976.9)，共舉行了12次會議，1972年10月底舉行的第一次會議決定了建立航天飛機氣動設計數據庫(ADDB)，1973年11月舉行的第五次會議上，決定將軌道飛行器2#(OV-102)用于軌道飛行試驗(OFT)計劃。航天飛機高超聲速氣動力研究主要依托風洞試驗，并輔以理論分析方法，形成ADDB數據手冊，最后通過飛行試驗，驗證和完善地面預測的氣動力特性。本文將根據飛行前和飛行后兩個階段進行簡單介紹。

1 飛行試驗前的氣動力特性研究

在航天飛機的最初發展計劃期間，為了加快研究進度，決定同時進行飛行控制系統(FCS)的設計和驗證性氣動力風洞試驗。在氣動力驗證過程中，預測的氣動力特性很可能會變化，FCS設計必須具有對氣動力特性的變化有一定的容忍度，因而要求空氣動力學家們提供飛行前氣動特性的不確定度。由此可知，飛行試驗前的氣動力特性研究包括氣動力特性預測及其不確定度估計兩個部分。

為研制航天飛機，完成了當時有歷以來最大的一項風洞試驗計劃。為確定軌道器(圖1)的氣動性能、穩定性和控制特性，對它單獨進行了超過27 000小時風洞占用時間的試驗[1]。這些龐大風洞試驗計劃對氣動設計數據手冊(ADDB)的組成和建立提供了基礎，ADDB是主要承包商和NASA的幾個研究中心共同努力的結果，它由一組數字化的表組成，這些數字是通過對所有有效試驗數據的工程分析和修正研究得到的，根據經驗和理論數據進行補充完善，并外推到飛行條件。因此，ADDB代表了飛行前氣動特性的“最佳估算”。在馬赫數低于15的情況，模型縮比選用傳統的自由流雷諾數，由于試驗設備能夠在較大的馬赫數范圍內提供接近飛行條件的雷諾數模擬，因而不要求對風洞試驗結果進行修正。在馬赫數15以上的稀薄大氣層內，由于同時存在黏性干擾效應、稀薄氣體效應和真實氣體效應等多物理效應，因而，傳統的自由流雷諾數無法作為此種流動條件下關聯氣動特性的參數，為此，專門成立了一個研究小組，試圖來解決此問題。

1.1 氣動力特性外推參數研究[2]

為了解無粘真實氣體效應對類似航天飛機這種布局的影響，還利用當時最先進的CFD代碼(STEIN)，對α=25°時修形140C航天飛機軌道器(機翼后掠角增加至55°，消除靠近翼梢的亞聲速流動，保證空間推進方法的適用條件)完成了三個狀態的計算(兩個理想氣體條件和高度為240 000ft的一個平衡空氣真實氣體條件)。表1為三個狀態的氣動力系數，M=10.3時，理想空氣風洞條件與平衡空氣再入條件之間的不同，使得升力系數減小10%的量級，軸向力系數沒有明顯變化，而抬頭力矩增加了0.023。

表1 修形航天飛機軌道器氣動力特性(α=25°)[1]Table 1 Aerodynamic characteristic of a modified shuttle orbiter(α=25°)

1.2 氣動力的不確定度研究[1]

飛行前氣動特性的不確定度研究包含兩個方面的內容。一是不同風洞試驗之間氣動力結果的差異估計，是飛行前氣動特性最小誤差的預測，稱為公差(tolerance)，公差是飛行控制設計中所采用的不確定度。一是飛行前氣動力預測與飛行結果之間的偏差估算。估算的誤差一定不能大到使飛行控制設計完全失效，由此得到一組“最壞情況”的氣動力不確定度，定義為變差(variations)。在航天飛機飛行試驗中所指的氣動力異常，就是飛行試驗得到的氣動力特性與飛行前預測的氣動力特性的差異超過了ADDB數據庫中給定的變差。

公差的確定方法包括兩步，第一步是：用各種不同的試驗設備、不同的模型以及不同的試驗團隊，完成重復性試驗，得到重復性偏差。第二步，基于風洞試驗結果的重復性偏差和風洞結果與ADDB之間的差異，通過光滑得到每個馬赫數數下的氣動力公差。

以下給出俯仰力矩系數公差確定的一個實例。圖6為馬赫數0.6時俯仰力矩系數隨迎角的變化曲線[1]，包含了各種重復試驗結果與ADDB的估算結果。重復試驗包括：(1)編號為39-0的模型(縮比為0.05)，在ARC的11×11英尺設備和LaRC的16英尺跨聲速設備中進行試驗；(2)編號為44-0的模型(縮比為0.015)，在LTV的4×4英尺設備、LaRC的8英尺風洞和ARC的11×11設備中進行試驗；(3)編號為105-0的模型(縮比為0.02)，在LaRC的16T風洞中進行試驗。根據這些試驗數據，確定俯仰力矩Cm的峰值-峰值重復性差異約為0.006。此重復性差異代表下列誤差源的綜合影響：(1)幾座風洞中采用相同的模型(風洞-風洞之間的重復性)；(2)同一風洞中采用不同的模型(模型-模型之間的重復性)；(3)不同的試驗團隊(試驗技術差異)，其中還包括任何雷諾數效應和堵塞效應。

根據這種基本曲線，將各種不同迎角下的風洞結果與ADDB之間的差異繪制成與馬赫數之間的關系曲線，如圖7所示[1]。通過用工程判斷的方法把穿過這些數據點的曲線進行光滑，得到公差(風洞不確定度)。在光滑處理過程中，給相應馬赫數時彈道點上名義迎角上的變差以較高的權重。

確定變差最合理的方法，自然是從分析過去的飛機風洞試驗與飛行試驗之間的差異入手，用來進行與風洞試驗比較的飛行數據，要求相應的飛行器與航天飛機軌道器之間具有幾何相似性。與確定公差方法類似，將氣動特性的飛行值與預測值之間的差異畫成隨馬赫數變化的曲線，通過對曲線進行光滑來確定偏差。布局選擇和光滑處理事實上存在一些主觀性，為此專門成立了一個空氣動力學家小組。

圖8為這個小組進行的飛行-預測相關性研究后建議采用的俯仰力矩Cm的偏差隨馬赫數的變化曲線[1]。正如從相關性分析圖中能夠看到的那樣，所有飛行數據僅限于低超聲速。在得不到飛行數據的馬赫數區域，把公差乘以一個安全因子得到變差，安全因子通常取1.5。

2 飛行試驗后高超聲速氣動力特性研究

在航天飛機軌道器再入過程中，為了獲得氣動力數據，專門設計了三類機動動作：(1) 拉起/下壓機動(Pullup/Pushover)動作，獲得隨迎角而變的縱向性能數據，(2) 機身襟翼偏轉，獲得機身襟翼效率，(3) 縱向和橫向控制脈沖，獲得穩定性導數和控制導數。總的來看，從前5次再入飛行中成功地獲得了氣動力性能和穩定性數據，在飛行結果與軌道器預測數據庫之間具有良好的一致性，但也確實存在一些不可忽略的差異[5-10]，這為飛行試驗后軌道器高超聲速氣動力特性研究指明了方向。

2.1 飛行試驗氣動力特性與飛行前預測數據的比較

圖9為軌道器STS-4沿飛行彈道和拉起/下壓機動飛行過程(唯一的運動控制面是升降副翼)中升阻比，分別給出了升阻比隨馬赫數、升阻比隨迎角變化曲線，飛行前預測值與飛行數據具有良好的一致性[5,8]，幾次機動飛行，預測偏差大約為10%。

縱向氣動力壓力中心(XCP/LB)也與動壓無關， 選用它來進行配平特性的比較。對于配平的飛行器，縱向壓力中心(飛行器上俯仰力矩為零的假設點)與重心相同。圖10給出了STS-4壓力中心的飛行值與預測值的比較[5]。在M數大于10時，預測出的壓力中心比飛行數據要靠后0.7%個機身參考長度(1.9%個平均氣動力弦)，圖11在STS-1的飛行過程中機身襟翼配平偏角隨馬赫數的變化曲線[6]，在M數大于17時實際配平機身襟翼是16°而不是ADDB中預測給出的7°。軌道器的所有5次再入飛行的結果均是如此，由此可見，高超聲速M數范圍內的縱向配平有相當大的誤差，而且超出飛行前預測值不確定度的范圍。

現在來看看力系數的預測精度。圖12是M數為7.7和12.4條件下行機動飛行的軸向力和法向力系數隨迎角的變化曲線[8]，法向力系數(CN)預測值要大于飛行結果，而軸向力系數(CA)非常小，由此可知，高超聲速時升力系數和阻力系數的飛行試驗數據比預測值要小。

在M=2～26的整個飛行范圍內，通過統計得到了飛行值和數據手冊值之間差異的平均偏差(μ)和標準偏差(σ)，升力系數CL和阻力系數CD的平均差異分別為-4.50±4.38%和-5.24±4.55%[14]。在M=20時的飛行高度范圍(80 kft

表2中列出了這些統計數據[9]，還給出了每次飛行的高超聲速范圍內的平均偏差和標準偏差，以及相應的總平均偏差和標準偏差。L/D之差的平均偏差都是0.69±1.24%。在M數大于6時，平均偏差和標準偏差分別為1.16%和0.51%，由此判斷，L/D的總偏差一般在2%以內。

表2 升力和阻力比較的統計結果[9]Table 2 Lift and drag comparison statistics

飛行過程中從脈沖機動獲得的橫向導數包括側滑引起的偏航力矩導數Cnβ和滾轉力矩導數Clβ、副翼效率導數Clδa和Cnδa結果，同飛行前預測值也有良好的精度，限于篇幅，不再展開。總之，在高超聲速范圍內，氣動力特性的預測精度整體良好，但在M數大于10后，對縱向配平的預測結果存在較大的差距。

2.2 縱向配平特性異常分析

綜上所述，確定泥巖次變程(表征寬度)變化范圍300～700m，最可能值為500m；泥巖主變程(表征長度)是次變程2倍，最可能值為1000m；垂向變程變化范圍1～3m，最可能值為2m。

圖14為基于飛行器重心的STS-5中Cm隨馬赫數而變的曲線[9]，所有5次飛行與預測值的比較均是如此。在馬赫數約為16～26之間，俯仰力矩差異最大，通常保持在0.03(在STS-2和STS-3中為0.035)左右。這種差異，馬赫數在16～8之間是隨馬赫數減小而減小，在8～2之間，幾乎不隨馬赫數變化，保持在0.002左右。顯然，如果把飛行前計算結果中真實氣體效應對力矩的影響(0.023)考慮到飛行前預測結果中，無論是加到預測值上，還是變差中，飛行數據就可能不會超出飛行前給出的變差線。

人們最早推斷產生這種差異原因有[2]：(1) 體襟翼效率的預測誤差；(2) 質心位置的不確定性；(3) 真實氣體效應；(4) 基本構型(飛行器舵面偏角為0°)的俯仰力矩cm0預測誤差。除了第(3)項是從流動現象上找原因外，其余均是從部件上的力矩來分析誤差原因。

為了考察在真實飛行中的舵面效率與飛行前預測值的差異，在STS-2和STS-4中，加入機動飛行動作。從拉起-下壓(pullup/pushover)機動飛行可得出XCP/LB的相關性(圖15)，STS-2在M=21時的數據具有非常好的直線相關性，它與理想的相關性直線平行，但有大約0.0075的偏差，而STS-4在M=12時的數據顯示出大約0.004的偏差。由此可知，迎角效應和升降副翼效率與預測的一樣，其偏差很可能是由于沒有正確預測的飛行器基本俯仰力矩或低估機身襟翼效率約50%造成的[9]。

圖16分別為M=21.5時在機身襟翼正向偏轉過程中獲得的配平數據和在M=20.3和17.0時POPU機動飛行中獲得的配平升降舵數據[8]。這些曲線的斜率表明，升降舵效率/俯仰靜穩定性與預測結果很接近。由此推斷，在高超聲速條件下，縱向配平的預測誤差的可歸因于基本俯仰力矩(Cm0)的誤差。

為了分析航天飛機的縱向配平異常的流動機理，Maus等[11-12]人最早采用數值模擬手段，通過航天飛機的簡化外形，采用平衡氣體物理模型，對高空高馬赫數條件下的流動進行了真實氣體效應對氣動力特性影響的研究，他們的結果表明，在飛行條件下，真實氣體效應和馬赫數效應對Cm0的影響大約為0.022(同飛行前特別小組的研究結果一致)。利用馬赫數效應和真實氣體效應修正Cm0的風洞值，給出在大迎角下配平航天飛行器所需的機身襟翼偏轉角，其結果與飛行得到的機身襟翼偏轉角一致，相差在2°以內。因此，似乎真實氣體效應和馬赫數效應是造成預測的配平特性與飛行數據差異異常的主要原因。但是，應該注意，圖15所示在高馬赫數下俯仰力矩的差異大約為0.03，比真實氣體效應和馬赫效應的影響大30%左右。由于當時的計算機資源和CFD模擬軟件能力的限制，無法明確給出造成的這30%左右的原因。

直到20世紀90年代初，Weilmuenster等[2-3,13]針對完整的航天飛機軌道器外形，綜合運用風洞試驗和數值模方法，系統地考察馬赫數、雷諾數、黏性干擾和真實氣體效應對基本構形俯仰力矩和體襟翼效率的影響。風洞試驗研究中，采用蘭利研究中心的5座高超聲速風洞，其中三座空氣風洞(15英寸馬赫6高溫空氣風洞、20英寸馬赫6和31英寸馬赫10)和22英寸馬赫20氦氣風洞用來研究馬赫6～20條件下的完全氣體氣動力，而20英寸馬赫6四氟甲烷(CF4)風洞用來研究真實氣體效應，因為CF4具有真實氣體較高密度比和較低比熱比的特性。數值計算研究中，采用了LAURA程序求解薄層NS方程和7組分高溫空氣化學動力學模型。所得數值模擬結果與飛行結果比較，氣動力差異在5%以內，體襟翼配平偏角在10%以內，圖17給出了軸向力系數和俯仰力矩系數[3]，如果采用計算結果作為飛行前的預測值，就不會發生縱向配平異常的問題。另外，他們的研究結果還表明，真實飛行中質心位置的不確定性可能會導致體襟翼配平偏角有0.6°的差異，不是縱向配平異常的根本原因。需要特別強調的是，真實飛行條件下體襟翼效率的數值模擬結果是地面預測值的1.5倍，如果其效率與地面一致，則飛行時將無法在40°迎角時縱向配平[2]，這與飛行試驗結果給出的舵面效率分析結論不一致。

2.3 天地相關性研究

飛行器氣動力特性天地相關性研究，是飛行前預測數據和飛行數據比較的深化和提煉，其基本內容是：試圖找到某個關聯參數，建立起飛行的氣動力特性與綜合運用地面風洞、理論研究等各種手段得到的飛行器氣動力特性關系。如果基于這個關聯參數的天上飛行獲得的氣動力特性曲線同預測的飛行器氣動力特性曲線重合(圖19[5])，就表明該參數對飛行器的氣動力特性具有良好的天地相關能力。通過天地相關性分析，查找天地氣動力差異的原因(圖15和圖16的關聯曲線，揭示了舵面效率的預測是準確的，高超聲速縱向配平異常與舵面效率無關，真實氣體效應和馬赫數效應導致的軌道器俯仰力矩誤差是主要原因[14])，將為推動地面預測手段的發展、發現新的流動機理、建立氣動力外推方法等方面提供指引。

Maus等人[15]在吸收天地氣動力差異研究成果的基礎上，發展了高超聲速氣動力由地面數據外推到飛行條件的方法(圖20)。其中軌道器基本構形的馬赫數效應、真實氣體效應采用無粘流動數值模擬得到，黏性效應綜合運用黏性流動計算和半理論分析得到，舵面效率直接采用飛行前預測數據。圖21為俯仰力矩曲線[15]，圖中“AEDC Methodology”為采用圖20所示外推方法得到的數據，與飛行前ADDB數據相比，同飛行數據的吻合度有了明顯改善，如果采用該方法得到的數據來控制真實飛行，就不會出現“高超聲速縱向配平異常”的問題。

上述氣動力外推方法的實質就是：補上地面預測數據中沒有包括的物理現象的影響。顯然，對于地面風洞設備尚無法模擬的流動物理機制，有已經認知和掌握了的，但也有還沒有認知和掌握的。對于物理機制認知的情況，在飛行試驗前，可以通過理論分析(包括經驗關聯公式)結果和數值模擬的手段來補償地面預測數據中的物理效應的缺失，獲得天上飛行環境下的氣動力特性；對于缺乏物理認知的情況，飛行試驗后，通過天地數據的差異，一方面，可以為探求新的流動現象提供指導，為空氣動力學學科發展提供指引，另一方面，如果利用關聯曲線能夠尋找到差異規律，對于具體飛行器，直接把差異加到預測數據上，這是工程中氣動力天地換算的另外一種途徑。這種途徑可以對幾何類似的新飛行器氣動力特性的不確定度提供指導[1]，難以直接為地面預測得到氣動力的外推提供幫助。

3 結束語

航天飛機是人類載人航天的一個里程碑，回顧和審視歷時30余年的氣動特性研究過程，對目前臨近空間飛行器的研制仍然有重要的警示和指導意義。我們對相關資料的閱讀和思考，結合目前我國高超聲速臨近空間飛行器研制所了解的情況，得到以下一些初步認識：

1) 航天飛機高超聲速縱向配平異常現象。為了掌握航天飛機軌道器的高超聲速氣動力特性的真實氣體效應，在飛行前與飛行后，采用相同的數值方法(STEIN程序)完成了計算分析和相同的風洞設備完成了不同比熱比氣體的試驗測量。但飛行前發現的俯仰力矩的明顯變化，應該是沒有引起研究人員足夠的重視，才出現了縱向配平異常現象。如果重視了，并進一步開展工作，分析這種差異會對配平舵偏角產生多大影響，避免出現所謂的“高超聲速縱向配平異常現象”可能是大概率事件。

2) 多物理效應對舵面效率的影響。由航天飛機飛行試驗數據分析得到的體襟翼舵面效率同飛行前預測結果一致，但數值模擬得到飛行條件下的舵面效率為飛行前預測結果的1.5倍[2]。文獻中將這種差異歸結為流動分離和比熱比[14]。從縱向配平的角度看，數值模擬結果與飛行試驗是一致的，但從舵面效率看，數值模擬結果同飛行試驗又不一致。目前，作者尚未看到文獻就此問題開展研究和討論，并給出答案。到底是飛行試驗原始數據的處理需要改進，還是數值模擬需要細化？高超聲速飛行器真實氣體效應的數值模擬，到目前為止，確實還存在諸多不確定元素[16-20]，顯然是一個討論方向。

3) 氣動力特性不確定度研究。航天飛機預測飛行前氣動特性的不確定度的研究，所定義的不確定度只是馬赫數的函數，同預設飛行彈道緊密相關，飛行姿態(迎角等)的影響通過權重來體現。隨著計算機和計算流體力學的迅猛發展，目前數值計算對氣動力特性預測的貢獻已上升到一個十分突出位置，對于無法采用單一風洞試驗手段獲得的包含復雜物理現象的飛行器流場及其氣動力特性，綜合運用風洞試驗和數值模擬技術已成為獲取飛行器氣動特性的一種主流方式[20-22]，但以此融合方式得到的氣動力特性，如何合理地給出其不確定度，是目前需要克服的難題。事實上，如果航天飛機的不確定研究中，把俯仰力矩真實氣體效應影響的計算結果以一種合適的方式考慮進去，所謂的“高超聲速縱向配平異常現象”也不一定出現。

4) 風洞試驗、理論分析(包含數值模擬技術)和飛行試驗數據的共享機制。眾所周知，風洞試驗、理論分析(包含數值模擬技術)和氣動飛行演示驗證試驗三大手段融合，是航天飛機氣動研究給人們的重要啟示之一，已成為持續推動高超聲速飛行器創新設計和高超聲速空氣動力學學科發展的重要途徑。目前，我國開展高超聲速飛行器的氣動演示驗證飛行試驗進入了前所未有的發展階段，數值模擬技術已成為飛行器氣動設計的重要支撐，急需建立數據共享機制，為三大手段融合掃除障礙，以謀求我國高超聲速飛行器自主設計和高超聲速空氣動力學發展占有一席之地鋪平道路。

下一步工作將基于我們對上述問題的認識，以航天飛機OV102外形為研究對象，圍繞真實氣體、黏性干擾等多物理效應對高超聲速氣動力特性的影響開展數值模擬研究。需要特別說明的是，本文所有數據結果及圖片均來自所列參考文獻。

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Review on influence of the multi-physical effects in hypersonic flow on aerodynamic characteristics of the United States space shuttle

Mao Meiliang1,2, Chen Liangzhong1, Wan Zhao1，*, Liu Huayong2, Yan Zhenguo2

(1.InstituteofComputationalAerodynamicsofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China; 2.StateKeyLaboratoryofAerodynamicsofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

Near-space hypersonic flow usually has concomitant circumstances with multiple complex physical, chemical and fluid mechanicsuch as real gas effects, rarefied effects, and viscous interactions. Regarding the topic of multi-physics phenomena in the hypersonic flow past complex lift-body configurations, the studies on the hypersonic aerodynamic characteristics of American shuttle orbiter were briefly reviewed for the phase of pre-flight and post-flight, respectively. For the pre-flight phase, the studies were introduced with respect to extrapolating parameter of the aerodynamic data and the uncertainty quantity. Hypersonic viscous parameter was employed as the extrapolating factor of the aerodynamic characteristics, and the computational method was introduced for the uncertainty quantity of the aerodynamic forces. The introduction of the post-flight phase included the comparison between the predicted data and the flight tests, the longitudinal trim anomaly analysis, and the extrapolating method for the flight data. The preliminary method, extrapolating the wind-tunnel data to the flight data, was surveyed. The influence of the real gas effects was identified on the aerodynamic characteristics; however, it is still uncertain that the real gas effects have influence on the control surfaces efficiency. Finally, four issues, i.e., the probability of avoiding longitudinal trim anomaly, the differences of the body-flap efficiency between the calculations and the experiments，the studies of the aerodynamics uncertainty with various approaches, and the establishment of a sharing system for data from the flight tests, the tunnel tests and the CFD are discussed. In addition, it is mentioned in the early studies that the multi-physics phenomena co-exist during the space shuttle reentry, and it is difficult to discern the individual effect on the aerodynamic characteristics under the research conditions at that time. In the late studies, it has not been focused on that the coupled effects of these phenomena on the aerodynamics characteristics of the space shuttle. This lack of investigations provides a further research field for the studies of multi-physics phenomena.

hypersonic; real-gas effect; viscous interaction; rarified gas effect; complex lift-body configuration

0258-1825(2017)01-0001-12

2015-08-25;

2016-03-26

國家自然科學基金(11372342)

毛枚良(1965-),男,湖南人,研究員,博士,研究方向:計算流體力學. E-mail:mml219@163.com

萬釗*(1985-),男,湖北人,助理研究員，碩士,研究方向:計算流體力學. E-mail:cafeparfait@126.com

毛枚良, 陳亮中, 萬釗, 等. 高超聲速流動多物理效應對美國航天飛機氣動力影響研究的回顧[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(1): 1-12.

10.7638/kqdlxxb-2015.0159 Mao M L, Chen L Z, Wan Z, et al. Review on influence of the multi-physical effects in hypersonic flow on aerodynamic characteristics of the United States space shuttle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 1-12.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0159