錐柱裙組合體再入氣動熱特性研究*

賈居紅，胡麗杰

(1 91267部隊， 福州 350000； 2 北京理工大學宇航學院， 北京 100081； 3 中國人民大學信息學院， 北京 100872)

0 引言

高超聲速飛行器氣動熱預測是一個極具挑戰性的問題[1]，由于飛行實驗費用昂貴、周期長，風洞實驗不能完全模擬真實飛行環境，計算流體力學(CFD)方法成為一種重要方法。錐柱裙類飛行器存在外圍弓形激波、膨脹波及拐角激波/邊界層干擾，氣動熱問題非常復雜[2]。國內外對相關問題開展了大量研究，Sungmin Ryu等[3]采用大渦模擬方法研究了翼身結合部復雜流動，表明LES方法獲得渦流尺度更為準確。K.T.Berger等[4]采用6馬赫風洞研究了邊界層轉捩問題。J.L.Brown[5]評估了高超聲速流動Baldwin-Lomax、Wilcoxk-ω、Menter SST湍流模型，認為兩方程模型預測的分離區壓力和熱流峰值偏高。潘沙等[6]研究了激波相互干涉氣動熱問題。Liu Jingyuan[7]評估了雷諾應力模型對激波/邊界層干擾流動的模擬能力，認為雷諾應力模型模擬再附熱流偏高。

HIFiRE-1是美澳正在聯合開展的高超聲速系列飛行實驗項目之一[8-10]，已完成飛行實驗和風洞實驗。文中在前人研究基礎上，深入分析錐柱裙類組合體從稀薄流區到連續流區整個過程中氣動熱變化及機理。

1 理論模型及計算方法

1.1 理論模型

文中采用Navier-Stokes(N-S)方程計算熱流，其雷諾平均守恒形式為：

(1)

選擇Goldberg等人修正的Realizablek-ε湍流模型[11]方程封閉以上方程組，采用有限體積法離散，黏性通量項基于中心差分格式離散，無粘通量采用HLLC格式[12]離散，時間推進為隱式方法。

1.2 物理模型

幾何模型以鼻錐前頂點為坐標零點。采用三維結構化網格，流向、法向和軸向節點數為290×120×90，在邊界層內布置了30層網格，網格總數313萬，如圖1所示。計算采用高精度CFD++軟件，使用MPICH2消息傳遞庫，共使用16個CPU并行計算。

1.3 方法驗證

表1 網格尺度

模擬得到的壁面壓強和熱流分布如圖2所示。對比看出：網格尺度加密到網格3后，壁面最大y+降低到0.43以下，計算熱流結果相對誤差較小，可以認為網格收斂。網格3結果與實驗結果對比可見：模擬壁面熱流分布與實驗結果吻合較好，再附點熱流密度稍有高估，模擬壓強分布也較為準確，再附點后壓降稍慢，表明文中計算模型較為準確。

圖2 網格驗證

風洞實驗與模擬馬赫數分布如圖3(a)、圖3(b)所示，可以看到，數值模擬拐角處激波/邊界層干擾流動與實驗紋影照片符合良好。

圖3 模擬結果對比

2 再入過程氣動熱計算

2.1 計算參數

依據文獻[16]的飛行實驗彈道參數，選擇HIFiRE-1具有代表性的時間點進行再入氣動熱計算，具體參數如表2所示，溫度、壓強為國際標準大氣[17]。

表2 再入段計算條件

2.2 結果及分析

表3給出4種工況下駐點及拐角熱流和壓強峰值，可以看出：稀薄流區鼻錐駐點熱流密度較高，拐角熱流密度保持在較低水平，但隨著飛行器再入稠密大氣層，拐角再附點熱流迅速上升，出現峰值。

圖4(a)、圖4(b)給出以上4種工況下計算得到的壁面參數分布：462.4 s和470.5 s飛行器處于稀薄流區，飛行器壁面氣動熱變化并不明顯；480 s之后，飛行器進入連續流區，壁面熱流密度和壓強隨著飛行器再入而迅速升高，飛行器鼻錐駐點熱流密度由67.9 kW/cm2升高到1 502.6 kW/cm2，駐點壓強由1.51 kPa升高到301 kPa。再附點熱流密度峰值由2.3 kW/cm2銳增到364 kW/cm2，再附點壓強峰值由0.19 kPa增加到130.6 kPa，飛行器承受了較為復雜的氣動熱/力環境。

表3 熱流密度和壓強峰值

圖4 上升段壁面及流場參數分布

為了研究飛行器再入過程中氣動熱變化機理，對不同時刻流場溫度和馬赫數分布進行分析，如圖4(c)、圖4(d)、圖4(e)、圖4(f)，可見：飛行器再入大氣層過程中，氣體壓強、密度逐步增大，飛行器錐體周圍弓形激波被嚴重壓縮，緊貼飛行器壁面發展，柱-裙結合部出現邊界層分離現象，形成分離泡，分離泡內為低溫低速回流，分離流向后流動遇到裙體后再次附著到壁面，出現高溫高熱區。分離與再附變化趨勢為：t=462.4 s時，流動處于稀薄流區，來流壓強小、密度低，在拐角形成較大的分離泡，分離點位于1.35 m，分離流無法完成再附，拐角前后熱流基本保持在較低的值。t=470.5 s時，流動進入滑移區，來流壓強、密度有所增大，飛行器拐角處出現較為明顯的分離再附現象，分離點位于1.52 m，流動依然無法完成再附，分離區為1 400 K左右的高溫區，再附點熱流出現峰值也較小。t為480 s和487.5 s時，流動處于連續流區，來流壓強、密度較大，受高速來流影響，拐角分離區被壓縮到較小的區域，分離點為1.57 m和1.56 m，再附點為1.72 m，分離區內為2 500 K左右的高溫區，壁面熱流較高。

3 結論

文中采用CFD方法對錐柱裙類飛行器再入大氣層時典型氣動熱進行了計算分析，結果表明：

1)飛行器再入稀薄流區時，空氣密度稀薄，需要重點關注飛行器鼻錐氣動加熱問題，錐柱體壁面氣動熱變化不明顯，柱裙結合部拐角處流動分離后沒有完成再附，氣動熱不明顯。

2)逐步進入稠密大氣層后，飛行器柱裙結合部拐角出現邊界層分離與再附現象，氣動加熱問題變得較為突出。

3)受來流壓縮影響，柱裙結合部分離泡隨來流密度增大而逐步縮小并趨于穩定，再附點熱流隨之迅速升高。