高超聲速前緣空腔數值模擬研究

耿云飛，閻 超

(北京航空航天大學國家計算流體力學實驗室，北京 100191)

0 引言

對于高超聲速遠程機動飛行器，前緣形狀是影響氣動力、氣動熱的關鍵因素之一。為了獲取高升力、低阻力等優良氣動力性能，應當采用尖銳前緣(如高超聲速“乘波體”);而出于防熱的需求以及制造加工等考慮，尖銳前緣又必須進行足夠的鈍化。這一矛盾要求使得高超聲速飛行器前緣設計必須進行折中。近年來，不少國外文獻研究了在前緣點引入空腔的被動控制概念，并進行了大量的試驗與數值模擬研究，指出空腔唇口外緣局部將形成“冷卻環”，可有效降低當地的熱流。

前緣空腔是1922年 Hartmann和 Troll［1］在研究產生不連續頻率的高強度聲音時發現的(當時被稱作“Hartmann哨”技術)，這項技術就包括超聲速噴流流過一個帶前緣空腔的外形，之后關于前緣空腔的研究就不斷開展起來了。1959年 Burbank和 Stallings［2］研究發現，具有前緣凹腔的軸對稱體的駐點熱流率要比常規的凸前緣小很多。Johnson［3］研究高超聲速前緣空腔氦氣繞流是發現空腔內流場的強烈不穩定現象。Baysal和Stallings［4］采用上風松弛格式的二維N-S方程計算了半模的面對稱前緣空腔飛機。Marquart和Grubb［5］在Arnold工程發展中心完成了對具有前緣空腔的鈍頭模型脫體弓形激波動力學、聲學共振以及激波抖動等方面的高超聲速風洞測試。Huebner和Utreja［6］的研究發現前緣弓形激波的振蕩頻率以及振幅與空腔深度有直接關系。Yuceil和Dolling［7］用紅外攝像機研究表明，較大直徑的淺空腔在空腔唇口附近產生一個穩定的冷卻環，使得局部溫度比普通球錐的值要小。……