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  空气动力学学报  2018, Vol. 36 Issue (3): 514-517  DOI: 10.7638/kqdlxxb-2016.0141

引用本文  

陈政, 倪招勇, 王军旗. 类HTV-2控制翼诱导高超声速层流分离数值研究[J]. 空气动力学学报, 2018, 36(3): 514-517.
CHEN Z, NI Z Y, WANG J Q. Numerical investigation of laminar separation induced by a control surface of HTV-2 like configuration[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2018, 36(3): 514-517.

作者简介

陈政(1989-), 男, 汉族, 湖北咸宁人, 工程师, 硕士, 主要研究方向:流动控制机理及应用技术研究.E-mail:chenzju@live.cn

文章历史

收稿日期:2016-11-07
修订日期:2017-01-11
类HTV-2控制翼诱导高超声速层流分离数值研究
陈政 , 倪招勇 , 王军旗     
中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074
摘要:针对类HTV-2控制翼诱导的局部层流分离开展了研究工作。结合实验结果,数值模拟了类HTV-2控制翼诱导的层流分离流动特性,发现其分离形态呈扁长尖形,分离区内存在一对反向对称旋涡,此类分离与矩形平板/三维楔诱导分离形式不同,前体形状对控制翼诱导层流分离具有重要影响。研究了类HTV-2控制翼诱导分离随偏转角的变化规律,受前体横流效应影响,控制翼前物面流动从两侧向中间聚拢,翼前逆压梯度增大,即使在5°小偏转角仍诱导分离,该现象与实验相符,较以往对典型矩形平板/三维楔层流分离初始分离角的认识不同。
关键词高超声速    控制翼    层流分离    前体影响    数值模拟    
Numerical investigation of laminar separation induced by a control surface of HTV-2 like configuration
CHEN Zheng , NI Zhaoyong , WANG Junqi     
China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China
Abstract: Characteristics of hypersonic laminar separation induced by the control surface of a HTV-2 like configuration were investigated numerically. It is found that the patterns of the separations induced by the control surface have long flat shape and a pair of counter rotating vortices. These patterns are very different from those induced by a rectangle plane/3D wedge. A detailed analysis was carried out to explain this behavior. Studies were also conducted to examine the effects of the flap deflection on laminar separation. Interestingly, since the influence of the forebody shape of the HTV-2 like configuration, the flow gathers from both sides to the middle and pressure gradient boosts before the control surface. A separated flow is still induced because of the control surface, even at the angle of deflection as small as 5°. This phenomenon is in a good agreement with the experimental result, and is different from the generally understanding about initial separation angle of compression corner.
Keywords: hypersonic flow    control surface    laminar separation    forebody effect    numerical investigation    
0 引言

临近空间高超声速飞行器是世界各国的发展热点(如美国的HTV-2),此类飞行器一般具有高升阻比、面对称外形,可在临近空间中高层高马赫数长时间持续飞行[1],飞行器表面绕流一般处于层流状态。在高超声速来流条件下,控制翼等凸起部件(如体襟翼、Flap舵)会造成局部流场中激波与边界层强的相互干扰[2],在这些复杂的干扰流场中通常伴随着局部流动分离。

层流分离干扰范围大,抗扰动能力弱,对飞行环境变化敏感[3]。形成的复杂流场将改变飞行器表面的气动力/气动热分布[4],并伴有明显的非定常效应,对飞行安全可能造成不利影响。因此预示高超声速飞行器控制翼层流分离,确定分离范围和流动特性,是一个重要的研究问题。以往研究多关注于飞行器局部简化外形(如平板/三维楔模型)的分离流动[5-11],且大多为湍流分离,而针对典型高超声速飞行器控制翼诱导层流分离的研究则相对较少[2, 12]

本文针对类HTV-2高超声速飞行器控制翼诱导的局部层流分离特性开展数值研究。主要研究工作为:数值模拟类HTV-2控制翼诱导层流分离流动特性,飞行器前体外形对其诱导分离的影响作用,以及控制翼诱导分离随偏转角的变化规律。

1 数值方法与研究模型 1.1 数值方法

在曲线坐标系ξηζ下,采用完全气体的三维可压缩NS方程,其形式为:

$ \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{\hat Q}}}}{{\partial t}} + \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{\hat E}}}}{{\partial \xi }} + \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{\hat F}}}}{{\partial \eta }} + \frac{{\partial \mathit{\boldsymbol{\hat G}}}}{{\partial \zeta }} = \frac{{\partial {{\mathit{\boldsymbol{\hat E}}}_\mathit{\boldsymbol{v}}}}}{{\partial \xi }} + \frac{{\partial {{\mathit{\boldsymbol{\hat F}}}_\mathit{\boldsymbol{v}}}}}{{\partial \eta }} + \frac{{\partial {{\mathit{\boldsymbol{\hat G}}}_\mathit{\boldsymbol{v}}}}}{{\partial \zeta }} $ (1)

对控制方程无量纲化,采用有限体积法进行数值求解。高超声速层流分离的模拟精度对数值黏性十分敏感[2-3],根据以往研究经验,对流项采用Roe格式,单元界面左右变量重构选用Muscl格式和minmod限制器,黏性项采用中心差分格式,时间离散选择LU-SGS隐式方法推进。

针对类HTV-2控制翼诱导的局部层流分离,课题组在中国航天空气动力技术研究院高超声速风洞FD-07中开展了相关实验研究工作。本文数值模拟采用的来流条件与风洞实验一致,即M=8、P0=5 MPa、T0=750 K、无滑移等温壁Tw=300 K。

1.2 模型及网格

参照HTV-2高超声速飞行器的外形,本文构造了类HTV-2计算模型,结合风洞实验,对其控制翼诱导层流分离进行模拟。图 1给出了计算模型及全模网格拓扑结构。


图 1 类HTV-2计算模型及全模网格拓扑结构 Figure 1 Computational model of HTV-2 like configuration and mesh topology of computation domain

高超声速层流分离数值模拟对网格质量要求高,特别是边界层、分离点等区域必须具有较高分辨率。为此,本文构建了多套网格进行网格收敛性分析,并以实验所得控制翼诱导局部层流分离油流图谱作为参考依据,发现半模网格量1.3×107, 第一层网格间距1×10-7 m,数值模拟所得控制翼附近极限流线图谱和实验结果吻合较好(见图 2)。


图 2 控制翼附近物面流动图谱(M=8.0,α=0°,δ=20°) Figure 2 Flow pattern near control surface(M=8.0, α=0°, δ=20°)

基于此,可以认为所采用的网格布局满足此类流动的数值模拟需求,在以下所有针对类HTV-2高超声速飞行器控制翼诱导局部层流分离数值模拟中,网格拓扑、数量以及第一层网格间距保持不变。

2 计算结果及分析 2.1 类HTV-2层流分离流场结构

来流条件与实验一致,即M=8、P0=5 MPa、T0=750 K、无滑移等温壁Tw=300 K,翼面偏转角δ=20°,攻角和侧滑角为0°,图 3给出了数值模拟所得类HTV-2迎风面控制翼诱导分离极限流线图谱。


图 3 类HTV-2控制翼附近极限流线及压力云图 Figure 3 Surface streamlines and pressure contour

图 3,由于控制翼对来流的阻挡、出现激波与边界层的相互干扰,波后高压从边界层亚声速区前传,由此逆压梯度诱导较大范围分离,三维效应明显:1)形态呈扁长尖形;2)其内存在一对反向对称旋涡。受前体影响,流动从两侧向中间聚拢,抑制分离横向发展,转而向前推进,分离区形态呈扁长尖形;两侧分离线与控制翼前缘两端相交,分离区内流体从两侧流出受阻,螺旋向上,形成反向对称旋涡,典型占位三维空间流动如图 4所示。


图 4 类HTV-2控制翼附近三维空间流线 Figure 4 Volume streamlines near control surface
2.2 前体形状对层流分离的影响

类HTV-2控制翼诱导层流分离区呈扁长尖形,且其内存在一对涡结构,和典型矩形平板/三维楔的结果存在明显差异。为进一步分析类HTV-2前体形状对诱导分离的影响,以类HTV-2外形为基础,逐步构造3种前体外形(控制翼不变,偏转角δ=20°)。3种前体外形分别为:矩形平面前体;近三角尖形平面前体;近三角尖形曲面前体(即类HTV-2),对称中线从头部往后抬升,两侧低于中线。

给定来流条件M=8、P0=5 MPa、T0=750 K,完成数值计算并整理结果,对比3种前体下物面极限流线(图 5),可见前体形状是导致类HTV-2控制翼诱导层流分离呈扁长形态的重要影响因素。


图 5 不同前体外形表面极限流线 Figure 5 Surface limiting streamlines with different forebodies

当前体为矩形平面,未分离前流向均匀,翼面阻挡诱导分离,其形态和平板/三维楔相似,横向饱满,分离区内流体从两侧流向后体,极限流线如图 5(a)所示;当前体为近三角尖形平面,两侧压力较高,产生横流效应,流动向中线聚拢,分离横向发展受到抑制,进而继续前推,分离距离较矩形平面长,极限流线如图 5(b)所示;当前体为类HTV-2外形,由于中线从头部向后体抬升并高于两侧缘,横流效应进一步增强,分离区被推至控制翼前缘两端附近,极限流线如图 5(c)所示。

前体形状是导致类HTV-2控制翼诱导层流分离呈扁长形态的重要影响因素。三角尖形前体使得在来流作用下两侧缘压力高于中线区域,中线从头部向后体抬升并高于两侧缘的外形变化,促进了流动从两侧向中线聚拢,抑制了分离区横向发展,进而形成扁长尖形的分离区。

2.3 不同偏转角控制翼诱导分离特性

在前体影响下,类HTV-2控制翼诱导分离较以往研究存在明显差异,为研究不同偏转角控制翼诱导分离特性,设计偏转角δ=5°、10°、15°、20°、25°五种状态。给定来流条件M=8、P0=5 MPa、T0=750 K,壁面温度Tw=300 K。图 6给出了各偏转状态下控制翼附近极限流线。对比分析,随着偏转角增加,流动分离开始形成于控制翼前缘中心位置;随着偏转角继续增大,分离范围从前缘中心向外扩张,分离距离前推,分离范围增大,分离形态向扁长尖形发展,分离区内存在一对反向对称旋涡。在δ=25°时,翼面阻挡作用过强,分离区内部流体除了随涡向上旋转被来流带走,还有部分直接从控制翼两侧流向后体。


图 6 不同偏转角下控制翼附近极限流线 Figure 6 Surface limiting streamlines with different angles of deflection

图 6(a)显示了不同于以往平板/三维楔层流分离的流动现象,类HTV-2前体外形下控制翼即使在5°偏转角下依然诱导形成小范围分离。针对平板/三维楔的研究表明[4-6, 13],高超声速层流流态压缩拐角诱导初始分离角在10°附近,而本文即使在5°偏转角依然诱导产生分离,类HTV-2前体外形下其控制翼诱导初始分离角应该比5°更小。引起这种现象的原因在于受到前体影响,控制翼前的流体从两侧向中心流动,使得控制翼前的逆压梯度增大,导致在小偏转角情况下依然产生分离。

对于这一现象,课题组在风洞实验中,通过油流显示技术也得到类似结果。图 7给出了类HTV-2 δ=5°时控制翼诱导小范围分离的油流图谱,进一步证实在类HTV-2前体外形下,其控制翼即使在小角度下依然诱导产生流动分离,其初始分离角相对于常见简化外形(如矩形平板/三维楔)要小。


图 7 控制翼诱导层流分离(δ=5°) Figure 7 Laminar separation induced by control surface
3 结论

本文数值模拟了类HTV-2控制翼诱导的局部层流分离流动特性,分析了前体形状对控制翼诱导分离的影响作用,并给出了控制翼诱导层流分离随偏转角的变化规律。主要结论如下:

1) 类HTV-2控制翼诱导层流分离形态呈扁长尖形,分离区内存在一对反向对称旋涡;

2) 类HTV-2前体形状是造成控制翼诱导扁长形层流分离流动的重要影响因素,中线从头部向后体抬升并高于两侧缘,促进了流动从两侧向中线聚拢,抑制了分离区横向发展,形成扁长分离区;

3) 受类HTV-2前体横流效应影响,即使在5°小偏转角下控制翼依然诱导分离,其初始分离角相对于常见简化外形(如矩形平板/三维楔)要小。

参考文献
[1]
Cui E J. Research statutes development trends and key technical problems of near space flying vehicles[J]. Advances in Mechanics, 2009, 39(6): 658-673. (in Chinese)
崔尔杰. 近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题[J]. 力学进展, 2009, 39(6): 658-673. DOI:10.6052/1000-0992-2009-6-J2009-022 (0)
[2]
Candler G V, Nompelis I, Holden M S. Computational analysis of hypersonic laminar viscous-inviscid interactions[R]. AIAA 2000-0532, 2000. (0)
[3]
Holger B, John K H. Shock wave-boundary-layer interaction[M]. Cambridge University Press, 2011. (0)
[4]
李素循. 激波与边界层主导的复杂流动[M]. 北京: 科学出版社, 2007, 86-87. (0)
[5]
Holden M S. Boundary-layer displacement and leading-edge bluntness effects on attached and separated laminar boundary layers in a compression corner, Part Ⅱ:experimental study[J]. AIAA J, 1971, 9(1): 84-93. DOI:10.2514/3.6127 (0)
[6]
Holden M S. A study of flow separation in regions of shock wave boundary layer interaction in hypersonic flow[R]. AIAA 78-1169, 1978. (0)
[7]
Holden M S. Historical review of experimental studies and prediction methods to describe laminar and turbulent shock wave/boundary layer interactions in hypersonic flows[R]. AIAA 2006-494, 2006. (0)
[8]
Ma H D, Li S X, Wu L Y. A study on characters of hypersonic plate/cylinder juncture flow[J]. Journal of Astronautics, 2000, 21(1): 1-5. (in Chinese)
马汉东, 李素循, 吴礼义. 高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究[J]. 宇航学报, 2000, 21(1): 1-5. (0)
[9]
Wang S F, Ren Z Y. Separation shock motion features in a hypersonic turbulent flow[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1998, 16(3): 343-347. (in Chinese)
王世芬, 任志远. 高超声速湍流分离激波运动特性[J]. 空气动力学学报, 1998, 16(3): 343-347. (0)
[10]
Pan H L, Ma H D, Shen Q. LES application to unsteady flat plate shock wave/turbulent boundary Layer Interaction[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(2): 242-248. (in Chinese)
潘宏禄, 马汉东, 沈清. 基于LES方法的平板非定常激波/湍流边界层干扰研[J]. 航空学报, 2011, 32(2): 242-248. (0)
[11]
Wu Y, Yi S H, et al. Experimental investigations on structures of supersonic laminar/turbulent flow over a compression ramp[J]. Acta Phys. Stn, 2013, 62(18): 184702. (in Chinese)
武宇, 易仕和, 等. 超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究[J]. 物理学报, 2013, 62(18): 184702. DOI:10.7498/aps.62.184702 (0)
[12]
Li S X, Ni Z Y. Investigation of laminar interactive flowfield in hypersonic flow[J]. Journal of Astronautics, 2003, 24(6): 547-551. (in Chinese)
李素循, 倪招勇. 高超声速层流干扰流场研究[J]. 宇航学报, 2003, 24(6): 547-551. (0)
[13]
Inger G R. Scaling of incipient separation in high speed laminar flows[J]. Aeronaut J, 1994, 98: 227-231. DOI:10.1017/S0001924000049769 (0)