控制翼前緣縫隙對層流分離的影響

陳 政，楊 瑜，何小龍，倪招勇，王軍旗

(1 中國運載火箭技術研究院，北京 100076；2 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

作為世界各國爭相研究的熱點，高超聲速飛行器一般為高升阻比、面對稱氣動布局，多利用控制翼(Flap舵、體襟翼)進行姿態控制。控制翼作為活動部件，為便于偏轉，與機體間存在一定縫隙余量。工程中常在縫隙間填充彈性密封圈密封，但要實現完全密封技術難度很大。當飛行器再入通過大氣層時，劇烈的氣動加熱和高溫燒蝕，也可能因密封圈失效變形以及飛行器物面脫落等而出現縫隙。

圖1 X-38飛行器控制翼前緣縫隙

此類飛行器在臨近空間中高層高馬赫數長時間持續飛行，由于單位雷諾數低，表面繞流一般處于層流狀態，此時控制翼偏轉等凸起部件誘導產生層流分離等復雜流動。一般情況下，控制翼前緣與飛行器后體具有較大壓差，縫隙的存在，直接導致控制翼前緣和飛行器后體連通，在控制翼前緣形成抽吸作用，進而對控制翼誘導層流分離流動特性產生影響。

高超聲速層流分離抗擾動能力弱，干擾范圍廣，由此形成的復雜流場將直接改變飛行器表面力/熱分布，甚至影響飛行安全。針對高超聲速飛行器控制翼誘導層流分離問題，結合工程實際,考慮前緣縫隙深入開展影響研究，對提升層流分離規律認識，指導飛行器結構設計具有重要的工程意義。以往研究多采用飛行器簡化外形(帶Flap舵的鈍三角、平板/壓縮拐角等)，且大多采用試驗方法關注縫隙熱流、抽吸流量等；而采用高精度數值方法獲取流場精細結構，開展高超聲速層流分離形態及范圍影響研究相對較少。

基于此，為了獲取前緣縫隙對控制翼誘導層流分離的影響，文中在控制翼前緣根部設計縫隙結構，通過數值模擬研究了不同縫隙寬度下控制翼誘導的層流分離形態，并在給定縫隙寬度下分析了不同舵偏角和攻角對控制翼誘導層流分離的影響規律。

1 數值方法與研究模型

1.1 數值方法

在曲線坐標系下，采用完全氣體三維可壓縮NS方程，其表達式為：

(1)

對控制方程無量綱化，采用有限體積法進行數值求解。根據以往研究經驗，對流項采用Roe格式，單元界面左右變量重構選用Muscl格式和minmod限制器，粘性項采用中心差分格式，時間離散選擇LU-SGS隱式方法推進。

針對類HTV-2高超聲速飛行器控制翼無縫狀態誘導的局部層流分離，在中國航天空氣動力技術研究院高速風洞(FD-07)開展了相關實驗研究工作。為了便于與無縫狀態進行比較，文中數值模擬采用來流條件與風洞實驗一致，即=8,=5 MPa,=750 K,無滑移等溫壁=300 K。

1.2 模型及網格

基于HTV-2高速飛行器的外形，采用類HTV-2計算模型見圖2，為了研究縫隙對控制翼誘導層流分離的影響規律，參考文獻[8]在控制翼與機身之間設計如圖3所示縫隙結構。

圖2 類HTV-2高超聲速飛行器外形

圖3 控制翼前緣縫隙結構示意圖

所設計的縫隙縱向剖面呈圓弧形，與控制翼面板半圓形前緣共軸，記前緣半徑為，縫隙弧形半徑為，縫隙寬度=-，其中=3.375 mm。前緣舵縫網格布置及全模網格拓撲結構如圖4所示，半模網格量達1 500萬。

圖4 前緣舵縫網格布置及全模網格拓撲結構

高超聲速層流分離數值模擬對網格質量要求高，特別是邊界層、分離點等區域必須具有較高分辨率。鑒于文獻[4]針對無縫狀態數值模擬所得控制翼附近極限流線圖譜和實驗結果吻合較好(見圖5)，認為其采用的網格滿足此類流動的數值模擬需求，因此文中針對有縫狀態網格與文獻[4]保持一致。

圖5 控制翼附近物面流動圖譜(M∞=8.0，α=0°，δ=20° )[4]

2 計算結果及分析

2.1 縫隙寬度的影響分析

給定舵偏角=20°，以前緣半徑為參考長度，依次模擬了為1.5，2.0,4.0,6.0和8.0五種不同縫隙寬度。

圖6給出了不同縫隙寬度下控制翼附近局部極限流線圖譜以及壓力等值云圖。對比極限流線，可以看出：分離范圍隨著縫隙距離的增大呈減小趨勢，整個分離區逐漸向前緣中心縮進，分離范圍越來越小，分離形態從瘦長的半橢圓形演變為近似半圓形。

隨著縫隙寬度增大，抽吸增強，分離區積聚的流體從縫隙流向后體，分離區壓力下降，分離前推受到抑制，分離距離減小；受飛行器前體影響，兩側流動向中間聚攏，在相同縫隙下，前緣中間位置抽吸流量不足以及時消除分離，分離依然存在，而兩側隨著縫隙變大，分離受到抑制直至消失。

圖6 不同縫隙寬度迎風面極限流譜及壓力分布云圖

通過積分獲得各縫隙狀態下控制翼誘導分離區面積，以無縫狀態分離區面積作為參照值，得到分離區面積比，其隨縫隙間距的變化規律如圖7所示。由圖可見，在較小縫隙下，由于抽吸流量較小，誘導的層流分離受影響較小；當縫隙達到一定寬度后，分離區開始受到顯著影響，分離區面積隨著縫隙間距呈線性減小的趨勢。

圖7 不同縫隙寬度控制翼誘導分離區面積比(S/S0)

圖8給出了不同縫隙寬度下飛行器迎風面對稱中線的壓力分布曲線。由圖可以看出，隨著縫隙寬度增大，控制翼誘導分離距離縮短，分離區壓力平臺范圍減小且壓力上升值下降；而由于分離范圍減小，控制翼表面受到高速來流作用增強，表面壓力隨縫隙增大呈上升趨勢。

圖8 不同縫隙寬度下迎風面中心對稱線壓力分布

2.2 舵偏角的影響分析

在控制翼20°舵偏角的基礎上，生成15°和25°舵偏角計算模型。給定前緣縫隙寬度=1.875 mm(=6.0)，在原網格結構和分布的基礎上，局部調整生成計算網格。來流條件與前文一致。

圖9給出了3種舵偏角下控制翼附近極限流線以及壓力等值云圖，其中上半部分為前緣存在縫隙，下半部分為前緣無縫狀態。

圖9 不同舵偏角下控制翼附近流動

由圖可見，在給定縫隙=1.875 mm、控制翼舵偏角=15°時，其分離區范圍極小，僅存在于前緣中心位置(圖9(a))；若控制翼舵偏角進一步減小，控制翼誘導的層流分離將完全消失，給定縫隙下控制翼誘導層流分離，初始舵偏角相對無縫狀態增大。此外，相同縫隙下，隨著舵偏角從一定值開始減小，分離區相對無縫狀態減小幅度越來越大。

2.3 攻角的影響分析

給定控制翼舵偏角=20°，縫隙寬度=1.125 mm(=4.0)和1.875 mm(=6.0)，研究存在前緣縫隙時，控制翼誘導的層流分離流動隨攻角的變化規律。來流條件與前文一致。

圖10給出了前緣縫隙寬度=1.125 mm時，不同攻角下飛行器表面壓力等值云圖及迎風面極限流線圖譜。考慮到隨著攻角變化，波后壓力不同，為了更好進行對比分析，選擇各攻角下底面對稱中線=150 mm處壓力值作為參考量進行無量綱處理。

從圖10(a)～圖10(c)可以看出,當攻角從0°向5°增加，分離區形態相似，分離范圍略有增大趨勢；繼續增大攻角至7.5°，分離范圍開始減小，見圖10(d)；而當攻角從7.5°變化至10°，分離范圍發生驟減，見圖10(e)；攻角增大為12°，控制翼誘導分離基本完全消失，見圖10(f)。在控制翼面上，隨著攻角進一步增大，流線圖譜基本類似，而高壓區從兩角點慢慢向中間延伸，翼面壓力上升，由此形成的控制力/力矩增強。

圖11給出了=1.875 mm時，不同攻角下飛行器表面壓力等值云圖及極限流線圖譜。通過對比發現，所呈現的變化規律與=1.125 mm基本一致，由于縫隙寬度增大，抽吸增強，在攻角=10°時，控制翼前體分離區基本消失。

可見，在相同縫隙下，隨著攻角增大，控制翼誘導分離范圍先略有增大而后減小，當攻角增大至一定值，分離范圍減小趨勢加快，分離范圍急劇向前緣中心位置縮進直至完全消失；縫隙寬度越大，控制翼誘導分離流動完全被抑制，初始攻角減小。

圖10 不同攻角下壓力等值云圖及極限流線圖譜(Δ=1.125 mm，R2/R1=4.0)

圖11 不同攻角下壓力等值云圖及極限流線圖譜(Δ=1.875 mm，R2/R1=6.0)

3 結論

針對控制翼前緣根部縫隙，數值研究了不同前緣縫隙寬度控制翼誘導層流分離流動特性，并給定縫隙寬度分析了不同舵偏角和攻角對控制翼誘導層流分離的影響規律。主要結論如下：

1)前緣縫隙寬度較小，對控制翼誘導分離影響較小，縫隙增至一定寬度，分離區內積聚流體經縫隙抽吸流向后體流量增大，分離區向前緣中心縮進，分離范圍呈線性減小趨勢，直至消失。

2)一定縫隙寬度，各舵偏角下控制翼誘導分離范圍較無縫狀態小，其初始分離角較無縫狀態增大；相同縫隙下，隨著控制翼舵偏角從一定值開始減小，分離區相對無縫狀態減小幅度越來越大。

3)相同縫隙寬度，隨著攻角增大，分離范圍先增后減，當攻角進一步增大，分離范圍減小趨勢加快，分離區向前緣中心位置縮進直至消失；縫隙寬度越大，分離流動完全被抑制的初始攻角越小。