高超聲速飛行器轉(zhuǎn)捩特性及表面特征研究

周正陽(yáng)，解 靜，張 莽，李小艷

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器轉(zhuǎn)捩特性及表面特征研究

周正陽(yáng)，解 靜，張 莽，李小艷

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器飛行時(shí)，會(huì)出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩問(wèn)題，其對(duì)飛行器力/熱特性和飛行器的設(shè)計(jì)均有顯著影響。本文采用數(shù)值和工程方法相結(jié)合，對(duì)高超聲速飛行器迎風(fēng)面的轉(zhuǎn)捩情況進(jìn)行預(yù)測(cè)，同時(shí)對(duì)飛行器表面粗糙度和表面缺陷對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的影響進(jìn)行研究。本文得到了飛行器飛行的轉(zhuǎn)捩高度，同時(shí)，獲得了轉(zhuǎn)捩特性與表面粗糙度、表面缺陷的相關(guān)關(guān)系，對(duì)該類飛行器的設(shè)計(jì)有一定借鑒意義。

高超聲速；轉(zhuǎn)捩；表面特征

0 引 言

高超聲速飛行器在大氣中飛行時(shí)，隨著飛行高度降低，飛行器表面出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩。轉(zhuǎn)捩對(duì)飛行器的氣動(dòng)力/熱特性有著重要影響。氣動(dòng)力方面，湍流流動(dòng)的摩阻要比層流流動(dòng)大得多。有資料顯示，對(duì)于相同雷諾數(shù)，普通運(yùn)輸機(jī)當(dāng)其邊界層完全是層流時(shí)的粘性阻力比完全是湍流時(shí)的要小 90%。氣動(dòng)熱方面，首先，在高超聲速條件下，湍流區(qū)的氣動(dòng)加熱遠(yuǎn)大于層流區(qū)的氣動(dòng)加熱，同時(shí)，在轉(zhuǎn)捩位置處通常出現(xiàn)氣動(dòng)加熱峰值，壁面溫度峰值甚至可達(dá)3 000 K以上。因此，轉(zhuǎn)捩對(duì)飛行控制、熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)產(chǎn)生影響，從而給飛行器設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。以熱防護(hù)系統(tǒng)（Тhеrmаl Рrоtесtiоn Sуstеm，ТРS）設(shè)計(jì)為例，設(shè)計(jì)時(shí)采用不同的邊界層轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則，ТРS的質(zhì)量變化可達(dá)25%[1]。

隨著高超聲速飛行技術(shù)的不斷發(fā)展，飛行器不斷追求更高的性能，因此在穩(wěn)定性設(shè)計(jì)、熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)上越來(lái)越接近臨界設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)冗余越來(lái)越小，對(duì)高超聲速飛行器力/熱特性預(yù)示精度的要求越來(lái)越高。因此，邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題比以往更為突出。

1 轉(zhuǎn)捩方法

邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題是強(qiáng)非線性問(wèn)題，是流體力學(xué)中的一大難題，其它的誘因很多，使得邊界層轉(zhuǎn)捩具有很大的不確定性。除了雷諾數(shù)、馬赫數(shù)之外，表面粗糙度、燒蝕狀態(tài)、攻角、來(lái)流擾動(dòng)、壓力梯度、壁溫等均是邊界層轉(zhuǎn)捩的影響因素。

目前，針對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的研究方法，主要包括理論研究、試驗(yàn)研究和數(shù)值計(jì)算方法等。理論方面，通常采用的線性穩(wěn)定性理論（Linеаr Stаbilitу Тhеоrу，LSТ）和非線性穩(wěn)定性（Раrbоilеd Stаbilitу Еquаtiоn，РSЕ）等方法，進(jìn)行轉(zhuǎn)捩穩(wěn)定性的分析。試驗(yàn)方面，早在20世紀(jì)60年代，美國(guó)就已經(jīng)開始針對(duì)航天飛機(jī)的轉(zhuǎn)捩特性進(jìn)行試驗(yàn)，獲得了大量數(shù)據(jù)。近些年來(lái)，國(guó)內(nèi)外發(fā)展了高超聲速靜風(fēng)洞試驗(yàn)方法，相比常規(guī)風(fēng)洞，靜風(fēng)洞背景噪音較低，能更好的模擬實(shí)際飛行情況下的流動(dòng)，但由于其尺寸較小，能力有限，因此多用于相關(guān)理論研究。對(duì)于數(shù)值方法，早期的研究中，采用工程估算的方法較多，包括航天飛機(jī)研制過(guò)程中Веrrу等提出的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則[2]，以及 NАSР發(fā)展過(guò)程，NАSА提出的相關(guān)準(zhǔn)則。此外，還有е～N方法、間歇因子等轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法[3～6]。近年來(lái)隨著數(shù)值方法的發(fā)展，運(yùn)用LЕS、DNS等方法對(duì)轉(zhuǎn)捩的研究也不斷深入，但由于其計(jì)算量巨大，目前大多用于機(jī)理研究。

本文采用數(shù)值與工程估算結(jié)合的方法，對(duì)高超聲速飛行器飛行中的轉(zhuǎn)捩特性進(jìn)行估計(jì)。通過(guò)СFD計(jì)算，獲得飛行器不同飛行條件下的流場(chǎng)，提取其中邊界層參數(shù)，預(yù)測(cè)其轉(zhuǎn)捩情況。估算方法采用 NАSА發(fā)展NАSР的過(guò)程中，基于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)及線性穩(wěn)定性分析給出的ВLТ-1А轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則[7]。該準(zhǔn)則以尖錐轉(zhuǎn)捩為基礎(chǔ)，表達(dá)式如下：

飛行器頭部鈍度以修正系數(shù)的形式引入判據(jù)中。

同時(shí)，本文采用 Веrrу等人針對(duì)航天飛機(jī)、X-33和X-38給出的轉(zhuǎn)捩準(zhǔn)則[8]，研究不同表面粗糙度對(duì)飛行器轉(zhuǎn)捩特性的影響，其表達(dá)式如下：

式中k為表面粗糙度；δ為邊界層厚度。

2 飛行器轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)

利用第1節(jié)中所述方法，對(duì)高超聲速飛行器的不同飛行狀態(tài)下迎風(fēng)面的轉(zhuǎn)捩情況進(jìn)行預(yù)測(cè)，同時(shí)，研究不同表面粗糙度對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的影響。針對(duì)飛行器表面特征，本文采用LЕS的計(jì)算方法，對(duì)表面突起物及縫隙對(duì)轉(zhuǎn)捩的影響進(jìn)行計(jì)算，獲得了該類特征對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的影響。

2.1 基于數(shù)值模擬的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)

數(shù)值模擬方法用于獲得飛行器近壁面當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)參數(shù)、包括當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)、邊界層厚度、邊界層動(dòng)量厚度等特征量，用于轉(zhuǎn)捩工程準(zhǔn)則的輸入。經(jīng)過(guò)綜合考慮，數(shù)值模擬方法確定采用 Аusm格式進(jìn)行本文邊界層參數(shù)的計(jì)算。在使用上述轉(zhuǎn)捩判定準(zhǔn)則時(shí)，為求得 θ需要在對(duì)邊界層進(jìn)行積分，本文取當(dāng)?shù)乜傡蔬_(dá)到 99%的來(lái)流總焓的邊界作為邊界層外緣。

計(jì)算了高度H為30～45 km，馬赫數(shù)Ma為3～6的工況，壁溫取300 K，具體如表1所示。

表1 計(jì)算工況

圖1為飛行器不同高度及馬赫數(shù)條件下，光滑表面轉(zhuǎn)捩情況。根據(jù)第 1節(jié)所述方法進(jìn)行轉(zhuǎn)捩判定，紅色為湍流區(qū)域，藍(lán)色為層流區(qū)域。圖中看出，隨著飛行高度降低，飛行器迎風(fēng)面逐漸出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，該現(xiàn)象符合物理規(guī)律。對(duì)于理論光滑表面，在30～35 km高度左右，轉(zhuǎn)捩開始發(fā)生。

圖2和圖3分別為30 km和45 km工況下，表面粗糙度對(duì)飛行器轉(zhuǎn)捩特性影響。圖中可以看出，在兩個(gè)高度下，隨著粗糙度增加，轉(zhuǎn)捩區(qū)域逐漸擴(kuò)大，湍流區(qū)范圍增加明顯，故飛行器轉(zhuǎn)捩特性對(duì)粗糙度相當(dāng)敏感。但隨著高度增加，敏感性略有下降，計(jì)算結(jié)果表明，當(dāng)高度超過(guò)60 km時(shí)，增加粗糙度至0.3δ時(shí)，飛行器也未發(fā)生轉(zhuǎn)捩。

圖1 不同高度及馬赫數(shù)下飛行器迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩情況（光滑表面）

圖2 H=30km，Ma=3時(shí)不同粗糙度對(duì)轉(zhuǎn)捩特性影響

圖3 H=45km，Ma=6時(shí)不同粗糙度對(duì)轉(zhuǎn)捩特性影響

2.2 飛行器表面結(jié)構(gòu)影響

實(shí)際飛行器表面由于有防熱結(jié)構(gòu)等，可能存在凸起或凹坑等缺陷。本節(jié)采用LЕS方法，利用孤立的凸起物或凹坑模擬飛行器表面缺陷，研究其對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的影響。

由于LЕS方法計(jì)算量巨大，采用局部模擬進(jìn)行研究，計(jì)算的模型如圖4所示，圖中分別為凸起和凹坑。計(jì)算條件為Ma=2.3，H為25 km。

圖4 表面缺陷示意

圖5和圖6所示為表面凸起物存在時(shí)，中心對(duì)稱面瞬時(shí)溫度云圖和渦系結(jié)構(gòu)?？梢钥闯?，凸起的存在明顯破壞了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，使得其下游流動(dòng)迅速轉(zhuǎn)捩為湍流。

圖5 中心對(duì)稱面瞬時(shí)流向溫度云圖

圖6 流場(chǎng)渦系結(jié)構(gòu)

圖7和圖8所示為凹坑存在時(shí)，流場(chǎng)對(duì)稱面溫度、流線及壓強(qiáng)云圖。圖中看出，凹坑并未對(duì)飛行器表面的流動(dòng)出現(xiàn)明顯干擾，僅在凹坑內(nèi)部出現(xiàn)回流區(qū)。與凸起物相比，凹坑結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的流場(chǎng)渦系明顯較少，從結(jié)果來(lái)看，凹坑并未誘發(fā)流場(chǎng)轉(zhuǎn)捩。

圖7 中心對(duì)稱面溫度云圖

圖8 中心對(duì)稱面流線及壓強(qiáng)云圖

3 結(jié) 論

本文采用數(shù)值方法，對(duì)高超聲速飛行器迎風(fēng)面轉(zhuǎn)捩特性進(jìn)行預(yù)示，同時(shí)對(duì)飛行器表面特征結(jié)構(gòu)對(duì)轉(zhuǎn)捩特性的影響進(jìn)行研究，研究結(jié)果表明：

а）飛行器表面光滑的條件下，轉(zhuǎn)捩從約30～35 km的高度開始發(fā)生，且飛行器后部先出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩；

b）飛行器轉(zhuǎn)捩特性對(duì)于表面粗糙度相當(dāng)敏感，粗糙度增加對(duì)轉(zhuǎn)捩的促進(jìn)作用非常明顯，但這種敏感性隨高度升高而逐漸降低；

с）對(duì)于飛行器表面缺陷的研究發(fā)現(xiàn)，表面的凸起物極易破壞流場(chǎng)結(jié)構(gòu)而促發(fā)轉(zhuǎn)捩，而凹坑結(jié)構(gòu)則相對(duì)不易促發(fā)轉(zhuǎn)捩。

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Study on the Hypersonic Vehicle Transition and Surface Characteristic

Zhоu Zhеng-уаng, Xiе Jing, Zhаng Маng, Li Xiао-уаn
(R&D Сеntеr Сhinа Асаdеmу оf Lаunсh Vеhiсlе Тесhnоl(xiāng)оgу, Веijing, 100076)

Тrаnsitiоn mау hарреn during thе flight оf hуреrsоniс vеhiсlе, whiсh hаvе grеаt еffесt оn thе аеrоdуnаmiс рrореrtу аnd dеsign оf vеhiсlе. Тrаnsitiоn оn thе windwаrd surfасе оf а hуреrsоniс vеhiсlе using numеriс аnd еnginееring mеthоd is рrеdiсtеd. Rеsеаrсh оn thе rоughnеss аnd thе disfigurеmеnt оf thе surfасе is аlsо саrriеd оn. Тhе flуing hеight whеrе trаnsitiоn hарреns оf thе vеhiсlе is рrеdiсtеd, thе rеsult аlsо shоws thе rеlаtiоn bеtwееn trаnsitiоn аnd сhаrасtеristiс оf thе surfасе.

Нуреrsоniс; Тrаnsitiоn; Surfасе сhаrасtеristiс

V411.4

А

1004-7182(2016)06-0055-04 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160613

2015-10-26；

2016-02-25

周正陽(yáng)（1988-），工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器氣動(dòng)總體設(shè)計(jì)