逆向噴流主動(dòng)流動(dòng)控制及減阻機(jī)理研究

范 冰，黃 杰，單先陽

(1.南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)(3.湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計(jì)所，湖北 武漢 430040)

高超聲速飛行器如空天飛行器和導(dǎo)彈在飛行過程中會受到巨大的激波阻力[1-2]，這會嚴(yán)重影響飛行器的氣動(dòng)性能，因此研究高超聲速減阻技術(shù)對提高飛行器的性能具有重要的意義。本文研究高超聲速主動(dòng)流動(dòng)控制減阻技術(shù)，其中氣動(dòng)桿和逆向噴流是近年來使用較多的方法。

氣動(dòng)桿為安裝在飛行器前端的細(xì)長桿，其常常用于降低高超聲速飛行器的氣動(dòng)阻力。從20世紀(jì)50年代起就開始了與氣動(dòng)桿減阻相關(guān)的試驗(yàn)和數(shù)值研究[3-5]，并且在高超聲速飛行器上已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了工程化應(yīng)用，如美國三叉戟Ⅱ型彈道導(dǎo)彈。氣動(dòng)桿能將高超聲速飛行器頭錐前方的弓形激波推離物面，其核心技術(shù)是將強(qiáng)激波轉(zhuǎn)化為斜激波，從而減弱了激波強(qiáng)度，達(dá)到降低飛行器氣動(dòng)阻力的目的。Dem'yanov[6-8]等通過數(shù)值方法研究了氣動(dòng)桿的減阻性能，結(jié)果表明增加氣動(dòng)桿長度和直徑能提高系統(tǒng)的減阻效率，此外在氣動(dòng)桿前端安裝氣動(dòng)盤也能提高減阻效率。但由于氣動(dòng)桿前端半徑很小，在高超聲速來流條件下氣動(dòng)桿駐點(diǎn)熱流會非常高，氣動(dòng)桿會被燒蝕，因此氣動(dòng)桿無法滿足未來高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)要求。

除了氣動(dòng)桿外，20世紀(jì)60年代一些學(xué)者就開始研究逆向噴流技術(shù)在降低高超聲速飛行器氣動(dòng)阻力中的應(yīng)用。Finley等[9-11]通過試驗(yàn)和數(shù)值方法研究了逆向噴流對鼻錐氣動(dòng)阻力的影響，結(jié)果表明在鼻錐前方形成了一個(gè)回流區(qū)，逆向噴流將弓形激波推向前方，并將其轉(zhuǎn)換為斜激波，減弱了激波強(qiáng)度，從而降低鼻錐的氣動(dòng)阻力。Marley等[12-14]研究了逆向噴流總壓對高超聲速鈍頭體氣動(dòng)阻力的影響，結(jié)果表明噴流總壓越大鈍頭體氣動(dòng)阻力越低，提高噴流總壓可以提高逆向噴流減阻效率。為了進(jìn)一步提高減阻效率，近年來出現(xiàn)了一些包含逆向噴流的復(fù)合構(gòu)型。Huang等[15]采用數(shù)值方法研究了迎風(fēng)凹腔與逆向噴流組合構(gòu)型的減阻性能；Ou等[16]研究了氣動(dòng)桿和逆向噴流組合構(gòu)型的減阻性能，其中逆向噴流在氣動(dòng)桿前端引出，解決了傳統(tǒng)氣動(dòng)桿的燒蝕問題。以上研究結(jié)果表明，組合構(gòu)型具有優(yōu)異的減阻效果，且其減阻性能均優(yōu)于單獨(dú)的迎風(fēng)凹腔、逆向噴流和氣動(dòng)桿構(gòu)型。

本文基于逆向噴流主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，首先通過數(shù)值方法研究了流場結(jié)構(gòu)和減阻機(jī)理，然后在此基礎(chǔ)上研究了噴流總壓比和噴口直徑對噴流模態(tài)及減阻效率的影響，并確定了逆向噴流減阻的設(shè)計(jì)點(diǎn)。

1 CFD數(shù)值算法

在不考慮體積力和內(nèi)熱源的情況下，流體動(dòng)力學(xué)Navier-Stokes方程的積分形式為：

(1)

式中：W為守恒通量；Fc為無粘通量；Fv為粘性通量；Ω為控制體；S為控制體的外表面。

為了使Navier-Stokes方程組封閉，還需補(bǔ)充一些物理關(guān)系式。對于理想氣體，需要補(bǔ)充氣體狀態(tài)方程。本文采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法進(jìn)行高超聲速鈍頭體的氣動(dòng)分析，針對以上流動(dòng)控制方程，采用有限體積法進(jìn)行空間離散，可得：

(2)

式中：Wi和Vi分別為控制體i的守恒向量和體積；NF為控制體邊界面的數(shù)目；ΔSN為第N個(gè)邊界面的面積；n為外法線矢量。對流通量采用AUSM+[17]空間離散格式進(jìn)行離散，該格式的數(shù)值耗散較小，激波分辨率較高，且魯棒性較強(qiáng)。

為獲得單調(diào)解，采用完全迎風(fēng)的二階MUSCL格式[18]進(jìn)行分裂后的無粘通量的離散。控制方程中的粘性項(xiàng)采用中心差分格式離散，湍流模擬采用Menter's SSTk-ω兩方程模型[19]，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS格式[20]。由于本文的算例不考慮高溫化學(xué)非平衡現(xiàn)象，故以上控制方程和數(shù)值算法不涉及高超聲速條件下的真實(shí)氣體效應(yīng)。

2 幾何和數(shù)值模型

本文對高超聲速來流條件下逆向噴流的減阻性能進(jìn)行研究，帶逆向噴流的鈍頭體幾何模型如圖1所示，其由兩部分構(gòu)成，分別為鈍頭體和噴口。鈍頭體為半球體，直徑D為100 mm，用以模擬高超聲速飛行器的鼻錐，模型的坐標(biāo)原點(diǎn)位于鈍頭體前部；噴口安裝于鈍頭體前端，直徑d為6 mm。為了分析逆向噴流的減阻效率，本文建立了無噴流和有噴流兩種分析模型。

圖1 帶逆向噴流的鈍頭體

自由來流馬赫數(shù)Ma∞、來流靜壓P∞、來流靜溫T∞、來流攻角α見表1，逆向噴流馬赫數(shù)Maj、噴流總壓P0j和噴流總溫T0j見表2。根據(jù)幾何模型和來流條件，采用ANSYS ICEM CFD軟件劃分軸對稱的CFD結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖2所示。CFD數(shù)值模型的邊界條件包括遠(yuǎn)場邊界、對稱軸、壓強(qiáng)入口(噴口)及無滑移壁面(鈍頭體)。本節(jié)運(yùn)用CFD方法求解RANS方程獲得鈍頭體的氣動(dòng)力，采用二階精度的AUSM+空間離散格式、Menter's SSTk-ω湍流模型及LU-SGS時(shí)間推進(jìn)格式。在求解初始階段CFL數(shù)設(shè)為0.5，隨著求解的進(jìn)行逐漸增加至5.0，且在求解過程中監(jiān)控鈍頭體的阻力系數(shù)，以其收斂作為整個(gè)流場分析的收斂標(biāo)準(zhǔn)。

表1 自由來流參數(shù)

表2 逆向噴流參數(shù)

圖2 計(jì)算網(wǎng)格

3 結(jié)果與討論

3.1 流場結(jié)構(gòu)

本文采用CFD方法進(jìn)行了無噴流和有噴流鈍頭體模型的高超聲速氣動(dòng)分析，流場馬赫云圖和流場結(jié)構(gòu)如圖3所示。結(jié)果表明，無噴流鈍頭體前方形成了一道很強(qiáng)的弓形激波，駐點(diǎn)附近的流場區(qū)域具有很高的壓強(qiáng)，形成了巨大的激波阻力，影響高超聲速飛行器的性能。有噴流模型的流場結(jié)構(gòu)包括弓形激波、再附激波和馬赫盤。逆向噴流與自由來流相遇，受到自由來流的擠壓從而在噴口前端形成了馬赫盤，受擠壓后的噴流氣體反向，并在鈍頭體前端形成了一個(gè)回流區(qū)。繞過回流區(qū)后，噴流和來流氣體一起沿鈍頭體物面向下游流去。

圖3 流場馬赫云圖及流場結(jié)構(gòu)

此外逆向噴流將弓形激波推離鈍頭體，其效應(yīng)類似于氣動(dòng)桿，能降低激波強(qiáng)度，從而實(shí)現(xiàn)減阻的目的。實(shí)際上逆向噴流除了減阻以外還具有防熱功能，低溫噴流氣體可直接冷卻鈍頭體壁面，是一種有效的主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)。本文僅研究逆向噴流的減阻性能。

3.2 減阻效率

通過數(shù)值分析獲得了無噴流和有噴流鈍頭體的壁面壓強(qiáng)分布，如圖4所示。結(jié)果表明，在0°～45°區(qū)域內(nèi)有噴流模型的鈍頭體壁面壓強(qiáng)明顯低于無噴流模型，在45°～65°區(qū)域內(nèi)有噴流模型的鈍頭體壁面壓強(qiáng)略高于無噴流模型，而在65°～90°區(qū)域內(nèi)兩種模型的鈍頭體壁面壓強(qiáng)分布曲線幾乎重合。

圖4 壁面壓強(qiáng)分布的對比

此外有噴流模型的鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值比無噴流模型低了46.39%，有噴流的鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值位于39.3°的位置，而無噴流的壓強(qiáng)峰值位于前端駐點(diǎn)處。這是由于有噴流模型的流場中形成了一個(gè)回流區(qū)，回流區(qū)直接影響到了再附激波的位置，而再附激波的強(qiáng)度和位置直接決定了鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值的大小和位置。表3列出了兩種分析模型的阻力系數(shù)，阻力系數(shù)Cd的計(jì)算公式為：

表3 阻力系數(shù)的比較

(3)

式中：F為阻力；ρ∞為來流密度；V∞為來流速率；S為參考面積，定義為鈍頭體的投影面積πD2/4。計(jì)算結(jié)果表明，有噴流模型的阻力系數(shù)比無噴流模型低了26.69%，因此在鈍頭體前端安裝逆向噴流可有效降低高超聲速氣動(dòng)阻力，提高飛行器的性能。

3.3 噴流總壓比和噴口直徑對減阻效率的影響

以上分析結(jié)果驗(yàn)證了逆向噴流優(yōu)異的減阻性能，在此基礎(chǔ)上繼續(xù)研究噴流總壓和噴口直徑對減阻效率的影響，本文以噴流總壓與自由來流總壓之比PR(總壓比)來表征噴流總壓的影響。圖5給出了噴口直徑d為6 mm時(shí)不同噴流總壓比的流場馬赫云圖，從圖中可明顯觀察到噴流表現(xiàn)出兩種模態(tài)。當(dāng)噴流總壓比小于某一臨界值PRc時(shí)，噴流將弓形激波推離鈍頭體較遠(yuǎn)，噴流表現(xiàn)為長穿透模態(tài)(LPM)，噴口前方無馬赫盤；當(dāng)噴流總壓比大于臨界值PRc時(shí)，與LPM相比,弓形激波離鈍頭體較近，噴流表現(xiàn)為短穿透模態(tài)(SPM)，且噴口前方形成了馬赫盤。因此，噴流從LPM到SPM的模態(tài)轉(zhuǎn)換由該臨界總壓比決定。噴口直徑d為6 mm時(shí)的臨界總壓比PRc為0.110～0.115。無論是在LPM還是SPM噴流范圍內(nèi)，增加噴流總壓比均能將弓形激波推向前方，降低再附激波的強(qiáng)度，因此可以得出增加噴流總壓比可以提高逆向噴流減阻效率的結(jié)論。

圖5 PR對流場的影響

圖6給出了臨界總壓比PRc隨噴口直徑變化的情況，由圖可以看出，隨噴口直徑的增加，臨界總壓比逐漸減小，且當(dāng)噴口直徑增大到一定值時(shí)噴流將只呈現(xiàn)SPM，因?yàn)橹挥袊娏骺倝捍笥跓o噴流情況下噴口前部的流場靜壓才能將氣體噴出。

圖6 噴口直徑對PRc的影響

圖7給出了噴口直徑d為6 mm時(shí)不同噴流總壓比的鈍頭體壁面壓強(qiáng)分布，圖8給出了噴口直徑d分別為4 mm、6 mm和8 mm時(shí)阻力系數(shù)隨噴流總壓比的變化情況。結(jié)果表明在LPM下增加噴流總壓比可以減小鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值和阻力系數(shù)，但從LPM轉(zhuǎn)換為SPM時(shí)鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值和阻力系數(shù)突然增加，而在SPM下繼續(xù)增加噴流總壓比可減小鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值和阻力系數(shù)。鈍頭體壁面壓強(qiáng)和阻力系數(shù)發(fā)生突變的根本原因是壁面壓強(qiáng)和氣動(dòng)阻力主要受激波強(qiáng)度的控制。當(dāng)PR在臨界總壓比附近時(shí)，與LPM相比，SPM噴流氣體滲透到流場中的能力不足，其降低原始弓形激波的能力較弱，自然鈍頭體的阻力也較大，這導(dǎo)致了噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)阻力突然增加。當(dāng)噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，由于回流區(qū)較小，再附激波及鈍頭體壁面壓強(qiáng)峰值的位置將前移。此外在相同噴流總壓比下增加噴口直徑也可以提高逆向噴流的減阻效率。

圖7 PR對壁面壓強(qiáng)的影響

圖8 PR對阻力系數(shù)的影響

以上分析結(jié)果表明，在LPM和SPM噴流各自的噴流模態(tài)范圍內(nèi)增加噴流總壓比和噴口直徑均能提高逆向噴流的減阻效率，但此時(shí)高超聲速飛行器攜帶的氣體質(zhì)量也將增加。此外在較低的噴流總壓比(臨界總壓比)下也可獲得良好的阻力特性，且此時(shí)噴流質(zhì)量流也較低。因此臨界總壓比可作為逆向噴流的設(shè)計(jì)點(diǎn)。

4 結(jié)論

1) 逆向噴流將弓形激波推離鈍頭體，其作用類似于氣動(dòng)桿，能降低激波強(qiáng)度，從而實(shí)現(xiàn)減阻的目的。

2) 當(dāng)噴流總壓比低于臨界總壓比時(shí)，呈現(xiàn)LPM噴流，而當(dāng)噴流總壓比高于臨界總壓比時(shí)，呈現(xiàn)SPM噴流。在LPM和SPM噴流各自的噴流模態(tài)范圍內(nèi)增加噴流總壓比和噴口直徑均可將弓形激波推向前方，從而提高逆向噴流的減阻效率。

3) 由于SPM的滲透能力弱于LPM，因此LPM在臨界總壓比附近的減阻效率高于SPM，這也造成了噴流從LPM轉(zhuǎn)換為SPM時(shí)阻力系數(shù)陡增。此外，綜合考慮噴流質(zhì)量流及減阻效率，可選擇臨界總壓比作為逆向噴流的設(shè)計(jì)點(diǎn)。