文章快速检索  
  高级检索
类X-51A飞行器非定常湍流精细模拟
余华峰, 刘宏康, 陈树生, 阎超     
北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100083
摘要: 针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法(DDES),来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200~300 Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。
关键词: 非定常     分离流动     压力脉动     延迟分离涡模拟(DDES)     数值模拟    
High-resolution unsteady turbulence simulation of an X-51A-like aircraft
YU Huafeng, LIU Hongkang, CHEN Shusheng, YAN Chao     
School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China
Received: 2018-07-09; Accepted: 2018-07-27; Published online: 2018-09-05 17:24
Foundation item: National Natural Science Foundation of China (11721202)
Corresponding author. YAN Chao, E-mail:05642@buaa.edu.cn
Abstract: High-resolution turbulence simulations were performed for an X-51A-like aircraft model to investigate its complex unsteady separation flow caused by high angle of attack conditions. The calculation is based on delayed detached-eddy simulation (DDES) methodology under high order. Flow Mach number is 2.5, and the angle of attack is 10°. In this paper, separation flow phenomenon, separation flow induced aerodynamic characteristic variation law and pressure fluctuation features are analyzed. Especially, the distribution of wall pressure fluctuation and the spectrum characteristics of the monitors are mainly studied. The result shows that lateral edges of the model lead to a large number of separated vortices when the aircraft flies under large angle of attack, which cause strong interference with the vertical tail rudder. The interfered tail rudder exhibits obvious nonlinear and unsteady aerodynamic properties. In addition, the presence of separation vortices also leads to a significant increase in pressure fluctuation on the aircraft wall, especially on the leading edge of tail rudders. The power spectrum density of pressure shows that low frequency and high amplitude fluctuation of 200-300 Hz may cause structural damage.
Keywords: unsteady     separation flow     pressure fluctuation     delayed detached-eddy simulation (DDES)     numerical simulation    

一直以来高超声速飞行器因其重要的军事意义而受到世界各军事强国的广泛关注。进入21世纪以来,以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器逐渐成为了高超声速飞行器中最为热门的研究领域之一。美国相继进行了X-43A[1]和X-51A[2]2款飞行器的飞行演示实验并取得成功,预示着高超声速飞行器技术在工程实用化方面取得了重大进展[3]

吸气式高超声速飞行器由机体和推进系统高度一体化组成,其构型往往较为复杂。如美国的X-51系列飞行器包含了乘波体构型机身,吸气式冲压发动机和控制舵面等部分。而在飞行器从亚声速到高超声速飞行的过程中,存在较大迎角的爬升状态,此时飞行器前体压缩面侧缘、局部机身突起及控制舵面会诱导产生大范围的流动分离,形成复杂的分离涡结构。分离涡结构具有强烈的非定常特性,会对飞行器气动性能产生明显影响:一方面分离涡干扰破坏了舵面随迎角线性变化的气动特性,严重影响飞行器的操控性能;另一方面,分离涡脱落的低频脉动有可能与飞行器材料的结构固有频率一致引发飞行器共振,严重时甚至会造成飞行器的结构损坏。

飞行器大迎角分离流动对于数值计算方法提出了很高的要求。目前工程应用最为广泛的雷诺平均(Reynolds-Averaged Navier-Stokes, RANS)方程建立于附体边界层类型流动,对于分离流动预测精度低,难以满足精细模拟的需求[4]。直接数值模拟(Direct Numerical Simulation, DNS)虽然可以精细模拟分离流动,但目前还无法应用于高雷诺数的实际工程领域。近年来,随着计算能力的不断提升,大涡模拟(Large-Eddy Simulation, LES)以及RANS/LES混合方法被广泛应用于分离流动的数值模拟。其中分离涡模拟(Detached-Eddy Simulation, DES)类方法是目前工程领域应用最为成熟的RANS/LES混合方法之一。其在近壁区采用RANS模型,在分离区则类似于LES方法的Smagorinsky模型[5],已经在诸多复杂的工程应用中得到检验[6-7]

国内外针对吸气式高超声速飞行器开展了一系列数值模拟研究。X-51A飞行器设计过程中曾采用CART3D和OVERFLOW软件进行了大量数值计算[2];邓艳丹等[8]建立了一个类X-51A模型, 对其气动特性进行了初步研究;罗文莉等[9]研究了一种吸气式高超声速飞行器模型在大迎角下的气动特性。然而,这些研究内容大多采用RANS方法,无法获得非定常特性以及精细湍流。而近年来航空航天领域对此愈加关注,对复杂工程外形的湍流数值模拟提出了更高的要求。因此有必要开展高超声速飞行器的精细化湍流模拟研究。本文选取类X-51A外形飞行器作为研究对象,针对其在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动现象,采用延迟DES(DDES)方法开展了精细化湍流数值模拟研究。分析其在大迎角下的分离流动特点、非定常气动特性以及壁面压力脉动规律。

1 数值方法与验证 1.1 控制方程

守恒形式的三维可压缩Navier-Stokes方程表示为

(1)

式中:Q为守恒变量;F(Fv)、G(Gv)和H(Hv)分别为3个坐标方向的无黏(黏性)通量。一般来说,Navier-Stokes求解时分别独立离散时间和空间。本文黏性通量(Fv, Gv, Hv)采用中心格式,而无黏通量(F, G, H)则采用考虑物理传播特性的Roe格式[10]。界面左右变量采用5阶WENO插值[11]得到。时间推进则采用LU-SGS格式[12],为了保证时间精度,选取双时间迭代进行计算。

1.2 DES类方法

Spalart等[13]在1997年最早提出基于SA(Spalart-Allmaras)方程[14]的DES方法,其主要思想是在湍动能方程的耗散项中引入DES长度尺度LDES=min(dw, CDESΔ),其中dw为当前网格单元中心到最近壁面的法向距离,网格尺度Δ=max(Δx, Δy, Δz),系数CDES通过算例标定,取为0.65。在壁面附近,流向与展向网格尺度一般远大于到壁面的距离,所以dw < CDESΔ,此时方程退化为RANS方程;当远离壁面时,长度尺度选为网格尺度,这与LES方法Smagorinsky模型中选取的尺度相当,因此在远离壁面的分离区具有与大涡模拟相当的涡黏性。然而,初始的DES方法求解尺度完全由网格和壁面距离决定,当流向网格过度加密时,使得LES模式过早地在边界层内启动,会诱发网格诱导分离(Grid Induced Separation, GIS)现象。为了解决该问题,Spalart等[15]提出了DDES,思路是引入物理相关的延迟函数将LES求解区域阻隔在边界层外,有效缓解了GIS问题。具体公式参考文献[15], 在此不再详细说明。本文的数值模拟均基于DDES方法。

1.3 算例验证

为了验证数值方法的可靠性,本文选取斜坡空腔算例验证方法对于超声速分离再附流动的模拟能力。表 1给出了算例的计算状态。关于该算例,前人做了详细的实验研究,获取了丰富可靠的实验数据。Settles等[16]给出了剪切层速度型和壁面压力系数分布;Hayakawa等[17]分析了湍流相关参数;Shen等[18]则研究了壁面压力脉动规律。计算网格如图 1所示,上游和下游网格点数分别为40×55和560×155,展向长度50.8 mm,均布60网格点,总网格量为534万。通过调节上游长度确保空腔边界条件与实验一致,两侧采用周期边条。数值格式按照之前所述设置,物理时间步长为0.5 μs,总统计时长为20 ms。

表 1 计算状态 Table 1 Computational condition
参数 马赫数 来流静压/Pa 来流静温/K 来流单位雷诺数/m-1
数值 2.92 31 415 145 4.5×107