高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動數值研究

石 磊, 龔安龍, 楊云軍, 周偉江(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動數值研究

石 磊*, 龔安龍, 楊云軍, 周偉江
(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

采用全Navier-Stokes方程的計算流體力學模擬技術研究了類HTV-2高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動特性，分析了不同飛行高度、壁面溫度、飛行迎角等對流動分離特性的影響。研究表明：隨著高度增加，壁面附近壓力分布發生改變，沿著流向所形成的逆壓梯度不斷減小，使得體襟翼與飛行器表面附近的分離區減??；壁面溫度增加導致壓縮拐角(體襟翼與飛行器表面間)上游的流向速度梯度減小，即壁面粘性力減小，從而使分離區增大；隨著迎角增加，壓縮拐角內的逆壓梯度增大，但上游流向速度梯度增加帶來的黏性力增大更為明顯，使流動更不容易發生分離，即分離區減小。

計算流體力學；高超聲速流動；體襟翼；逆壓梯度；流動分離

0 引 言

分離是常見而又復雜的流動現象。1904年Prandtl給出了二維不可壓縮流繞固定平面上的分離點判據，1958年Moor、Rott和Sears提出了運動壁上判定流動分離的MRS準則，2005年張涵信院士對之前的判據進行總結，提出了三維可壓縮非定常固定壁面分離的判據及理論[1]。對流動分離的判定在爭議中發展了一個多世紀，對分離現象的準確模擬仍然是CFD面臨的一項重要挑戰。尤其是近年來全世界范圍內掀起了高超聲速飛行器[2-3]研制的熱潮，在高超聲速分離流動中出現的剪切層失穩、壓力脈動、激波振蕩、渦干擾等復雜現象，使得流動分離問題愈加復雜，流動分離對飛行器氣動特性的影響變得不可回避而且愈加重要。

Post、Gaitonde、Nonomura等[4-6]通過等離子體激勵器研究了翼型NACA0015的分離流動控制特性，發現滿足一定參數條件下的射流可以增強摻混，抑制流動分離。Holden等[7-8]開展了高超聲速雙錐分離流動實驗研究，獲得了多個狀態下準確的壓力、熱流分布數據。Candler、Druguet、Nompelis等[9-11]研究了高溫真實氣體效應、稀薄氣體效應、網格收斂性及數值格式對雙錐分離流動特性的影響。王兵、鄧學鎣[12-13]采用細長旋成體與后掠翼的組合體模型，研究了前體分離流產生的非對稱渦誘導機翼搖滾運動特性的影響。雷娟棉、吳甲生[14]等對旋轉火箭彈的錐形運動與抑制進行了研究，指出單獨的彈身旋轉空氣動力效應是由氣流的粘性作用產生，與邊界層性質、轉捩、分離等密切相關。李曉東[15]、楊黨國[16]等研究了超聲速空腔流激振蕩與聲學特性，發現空腔內分離特性與激振頻率存在對應關系。綜上可知：1)對流動分離的研究主要以簡單外形和標準模型為主，對復雜外形和工程計算中的結果比較少見；2)流動分離對流場特性如壓力、熱流分布的影響研究較多，而飛行高度、壁溫、迎角等對流動分離的影響研究較少?；诖耍疚膰L試研究了類HTV-2高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動隨飛行高度、壁溫和迎角等因素的變化特性。

1 計算模型及方法

由于真實的HTV-2外形數據無法獲得，本文研究的類HTV-2外形是根據公開的HTV-2數據設計的，雖然與真實外形有一定差距，但它具有該類飛行器面對稱、小控制舵面(體襟翼)等典型特征，計算模型如圖(1)所示，其中(a)為裝配示意圖、(b)為體襟翼，(c)為未安置舵面的光滑外形，體襟翼在機身尾部呈對稱型分布，間距100 mm，超出機身長度為200 mm。典型幾何尺寸參數為：X1=2500 mm，X2=1200 mm，R1=7.5 mm，R2=900 mm，β1=17.5°，β2=10°；X3=500 mm，X4=900 mm，R3=50 mm。

圖1 類HTV-2高超聲速飛行器模型圖Fig.1 Flight vehicle model similar to HTV-2

2 模擬結果與討論

2.1 網格無關性驗證

復雜的高超聲速分離流動對于CFD數值模擬來說極具挑戰，其中一個重要原因就是計算結果的網格依賴性非常強[18]，即網格達到極密的情況下才能得到滿足網格收斂性條件的流場解。本文采用三套疏密不同的15°襟翼偏角的全模網格來考察網格的收斂性：(1) coarse——稀網格811萬，流向×法向×周向約為(下同)：200×200×200；(2) medium——中等網格1872萬：300×200×300；(3) fine——密網格3155萬：400×200×400，法向網格均相同，保證壁面y+≤1。

圖2顯示了中等規模網格壁面格點分布情況，網格采用標準多塊結構對接形式，在上表面曲率變化較大的位置及縫處進行了加密處理以保證分離區流動的精細捕捉，網格總量約1872萬，其上游距頭部0.25L，下游距后緣2L，遠場邊界距中心線2.5L(L為全彈長度)。為提高并行計算效率，將網格分為376塊，最大塊網格量約8萬，保證每個計算核心分配到大致相等的計算量。

圖2 網格收斂性驗證采用的中等規模網格Fig.2 Near wall mesh distribution of medium grid

對三套網格在飛行高度H=55 km、Ma=15、飛行迎角α=10°進行了對比計算，表1為三套網格計算結果，可知coarse網格與fine網格阻力系數CA相差11.85%，升力系數CN相差3.77%，俯仰力矩系數Cm相差8.16%，而medium與fine網格計算結果吻合很好，我們認為medium網格達到了收斂性標準，以medium網格為基準，開展下面的對比工作。

表1 網格無關性驗證計算結果Table 1 Grid independent verification

2.2 飛行高度對分離特性的影響

本文研究了飛行高度H在55 km、60 km和65 km三種情況下體襟翼局部分離流動的差異。來流條件除了飛行高度不同外，其它參數完全相同，即馬赫數Ma=15、飛行迎角α=10°、壁溫Tw=1000 K。圖3比較了體襟翼與飛行器表面的壓力云圖和極限流線分布，可以看到體襟翼上的壓力明顯高于上游的飛行器表面，于是沿流向形成了逆壓梯度，從而導致了體襟翼與飛行器表面之間的壓縮拐角發生了流動分離現象。分離發生在飛行器表面，而在體襟翼上流動再附，分離區在飛行器展向中心處最大，沿展向向外不斷減小。

平板邊界層流動分離理論[19]表明，分離的發生取決于兩個方面的因素：一個是逆壓梯度的存在，是必要條件，但不是充分條件；另一個是前方來流邊界層內的粘性力大小(速度梯度占主導)，在存在逆壓梯度的前提下由其決定分離是否發生。

圖3中比較不同高度的結果發現，隨著高度的增加分離點后移、再附點前移，使得整個分離區不斷減小，表現為分離線向下游移動而再附線向上游移動，特別是位于展向中心位置的分離區隨高度增加而減小的比較明顯。比較圖3中壓力分布發現，逆壓出現位置隨高度增加而后移，同時高度越高表面壓力越低(來流壓力隨高度增加而降低所致)，使得逆壓梯度區的度量值越小，從而使流動更不易發生分離。另一方面，通過圖4不同高度下壓縮拐角上游壁面流向速度分布可以發現，高度的改變對壁面速度梯度的影響不大，因此上游壁面粘性力在不同高度下差異不大(圖5)。由此，不同高度情況下逆壓梯度對分離流動的差異起到了關鍵作用，即高度越高分離區越小。

圖3 體襟翼與飛行器表面壓力云圖及極限流線分布 (Ma=15，α=10°)Fig.3 Pressure contour and limiting streamlines at typical surface of body flap and flight vehicle (Ma=15，α=10°)

圖4 壓縮拐角上游平行流向截面的速度矢量圖 (Ma=15，α=10°)Fig.4 Velocity vector diagram at upstream section of compression corner(Ma=15，α=10°)

圖5 體襟翼與飛行器表面粘性力分布圖(Ma=15, α=10°)Fig.5 Friction distribution on typical surface of body flap and flight vehicle (Ma=15, α=10°)

2.3 壁溫對分離特性的影響

固定來流條件 (H=60 km，Ma=20，α=10°)下，研究了壁面溫度差異對分離流動特性的影響。選取了三種壁溫情況，分別為Tw=500 K、1000 K、1500 K。圖6顯示了體襟翼與飛行器表面壓縮拐角附近的壓力云圖和極限流線分布，可以發現隨壁溫增加分離區逐漸增大，圖中表現為分離線前移、再附線后移；而不同壁溫情況下壁面的壓力分布相差不大，即壁溫的改變基本沒有影響逆壓梯度的特性。圖7(b)給出的分離核心區壓力沿x方向的分布進一步證明了不同壁溫下壓力分布差異不明顯。圖7(a)顯示了在分離區上游壁面某位置流向速度沿壁面法向的分布，可以看到，壁溫越高速度沿法向的梯度越小，實際上反映了當地摩擦力系數Cf的減小(圖7(c))，即流動附著能力的下降，因此更容易發生分離。

圖6 體襟翼與飛行器表面壓力云圖及流線分布 (H=60 km，Ma=20，α=10°)Fig.6 Pressure contour and limiting streamlines at typical surface of body flap and flight vehicle (H=60 km，Ma=20，α=10°)

(a) (X1=3000 mm,Z1=100 mm)位置速度型分布

(b) Z1=100 mm占位壁面壓力沿流向分布

(c) Z1占位壁面當地摩阻系數Cf沿流向分布

2.4 迎角對分離特性的影響

選取典型來流條件(H=60 km，Ma=20，Tw=1000 K)，改變來流的迎角進行數值模擬，以研究迎角變化對分離特性的影響規律。分別模擬了三個迎角(α=5°、10°、15°)情況下的流場。圖8給出了不同迎角下體襟翼與飛行器表面壓縮拐角附近Z1=100 mm占位空間截面流場的壓力云圖及流線分布，可以看到迎角增加分離區逐漸減小。

(a) α=5°

(b) α=10°

(c) α=15°

通過圖8中的壓力分布可以看到，體襟翼與上游飛行器表面的逆壓梯度區及梯度量值，隨著迎角增加是不斷增大的，通過圖9(a)壁面壓力沿流向分布曲線更加清楚的獲得了證明。圖9(b)給出了壓縮拐角上游流動壁面某位置的流向速度沿壁面法向的分布，隨著迎角增大，邊界層厚度明顯減小，速度梯度不斷增大，這必然帶來粘性力的增加，圖9(c)給出的壁面粘性摩阻系數分布證明了這一點。由于速度梯度增加帶來的粘性力增大而阻礙流動分離的效果超過了逆壓梯度增加促進流動分離的效果，從而使得分離區隨迎角的增加反而不斷減小。

(a) Z1占位壁面壓力沿流向分布

(b) (X1,Z1)位置速度型分布

(c) Z1占位壁面當地摩阻系數Cf沿流向分布

3 結 論

本文采用基于全N-S方程的CFD數值模擬技術研究了類HTV-2高超聲速飛行器在高空高速飛行環境下不同高度、壁溫和迎角等參數對體襟翼局部流動分離的影響，通過分析獲得如下一些結論：

1) 隨高度增加，壁面壓力分布發生改變，體襟翼與飛行器表面附近沿著流向所形成的逆壓梯度減弱，使得壓縮拐角內的流動分離區減?。?/p>

2) 壁面溫度增加導致壓縮拐角上游的流向速度梯度減小，即壁面粘性力減小，從而使分離區增大；

3) 隨著迎角增加，壓縮拐角內的逆壓梯度增大，將使流動更容易發生分離，但上游流向速度梯度增加帶來的粘性力增大更為明顯，使得流動不容易發生分離的效果更強烈，從而分離區減小。

[1]張涵信.分離流與渦運動的結構分析[M]. 北京: 國防工業出版社, 2005

[2]Leonard C P, Amundsen R M, Bruce III W E. Hyper-X hot structures design and comparison with flight data[R]. AIAA 2005-3438, 2005

[3]Rasky D J, Pittman R B, Newfield M E. The reusable launch vehicle challenge[R]. AIAA 2006-7208, 2006

[4]Post M L, Corke T C. Separation control using plasma actuators—stationary and oscillatory airfoils[R]. AIAA 2004-0841,2004

[5]Gaitonde D V, Visbal M R, Roy S. Control of flow past a wing section with plasma-based body forces[R]. AIAA 2005-5302, 2005

[6]Nonomura T, Aono H, Sato M, et al. Control mechanism of plasma actuator for separated flow around NACA0015 at Reynolds Number 63,000 separation bubble related mechanisms[R]. AIAA 2013-0853, 2013

[7]Holden M S, Wadhams T P. Code validation study of laminar shock/boundary layer and shock/shock interactions in hypersonic flows. Part A: experimental measurements[R]. AIAA 2001-1031, 2001

[8]Holden M S. Experimental studies in LENS shock and expansion tunnel to examine real-gas effects in hypervelocity flows[R]. AIAA 2004-0916, 2004

[9]Candler G V, Nompelis I, Holden M S. Computational analysis of hypersonic laminar viscous-inviscid interactions[R]. AIAA 2000-0532, 2000

[10]Druguet M C, Candler G V, Nompelis I. Effect of numerics on Navier-Stokes computations of hypersonic double-cone flows[J]. AIAA Journal, 2005, 43(3):616-623

[11]Nompelis I, Candler G V, MacLean M, et al. Numerical investigation of double-cone flow experiments with high-enthalpy effects[R]. AIAA 2010-1283, 2010

[12]Deng X Y, Wang G, Chen X R, et al. A Physical model of asymmetric vortices flow structure in regular state over slender body at high angle ofattack[J]. Science in China (Series E), 2003, 43(6):561-573

[13]Wang B, Deng X Y, Ma B F, et al. Effect of tip perturbation and wing locations on rolling oscillation induced byforebody vortices[J]. Acta Mech. Sinica, 2010, 26: 787-791

[14]Lei Juanmian, Wu Jiasheng. Coning motion and restrain of large fineness ration unguided spinning rocket stabilized with tail fin[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2005, 23(4):455-457. (in Chinese)雷娟棉, 吳甲生. 尾翼穩定大長徑比無控旋轉火箭彈的錐形運動與抑制[J]. 空氣動力學學報, 2005, 23(4):455-457

[15]Li Xiaodong, Liu Jingdong, Gao Junhui. Numerical simulation of flow-induced oscillation and sound generatino in a cavity[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2006, 38(5):599-604. (in Chinese)李曉東, 劉靖東, 高軍輝. 空腔流激振蕩發聲的數值模擬研究[J]. 力學學報, 2006, 38(5): 599-604

[16]Yang Dangguo, Fan Zhaolin, Li Jianqiang, et al. Studies on flow characteristics of cavity by numerical simulation and wind tunnel test[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 27(3): 378-383. (in Chinese)楊黨國, 范召林, 李建強, 等. 彈艙流動特性數值模擬及風洞試驗研究[J]. 空氣動力學學報, 2008, 27(3): 378-383

[17]Shi Lei, Yan Ming, Yang Yunjun, et al. Applicability investigation about several common schemes and turbulence models in high speed flow[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(8):1904-1911.(in Chinese)石磊, 閆溟, 楊云軍, 等. 幾種常用格式和湍流模型在高速流動中的適用性研究[J]. 航空動力學報, 2014, 29(8): 1904-1911

[18]Roy C J, Gallis M A, Bartel T J, et al. Navier-Stokes and direct simulation Monte Carlo predictions for laminar hypersonic separation[R]. AIAA 2001-1024, 2001

[19]H.史里希廷. 邊界層理論[M]. 北京: 北京科學出版社, 1991: 146-148.

Numerical study on local separation flow over body flaps of hypersonic vehicle

SHI Lei*, GONG Anlong, YANG Yunjun, ZHOU Weijiang
(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

The computational fluid dynamics(CFD) simulation technique based on Navier-Stokes equations is used to study the local separation flow characteristics of the flaps of the HTV-2 hypersonic vehicle. The effects of different flight altitude, wall temperature and flight angle on the separation characteristics are analyzed. As the altitude increases, the adverse pressure gradient formed along the flow direction decrease, resulting in a smaller separation zone near the flaps and the surface of the aircraft. Increasing wall temperature leads to the streamwise velocity gradient upstream of the compression corner decreases, thereby increasing the separation zone. With the angle of attack increases, adverse pressure gradient increases. However, the viscous force increasing is more obvious, the flow separation is less likely to occur and the separation zone is reduced.

computational fluid dynamics; hypersonic flow; body flap; adverse pressure gradient; flow separation

0258-1825(2017)04-0510-06

2015-10-26;

2016-12-28

國家自然科學基金(11372040)

石磊*(1988-)，山東聊城人，碩士，工程師，研究方向為高超聲速復雜流動數值模擬. E-mail：shilei8842@163.com

石磊, 龔安龍, 楊云軍, 等. 高超聲速飛行器體襟翼局部分離流動數值研究[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(4): 510-515.

10.7638/kqdlxxb-2015.0192 SHI L, GONG A L, YANG Y J, et al. Numerical study on local separation flow over body flaps of hypersonic vehicle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 510-515.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0192