摘 要：高超音速飛行器具有普通超音速飛行器無法比擬的優(yōu)勢，因而成為航空航天領域重 要的發(fā)展方向。當飛行器高速飛行時，空氣粘性作用將在機體上產生強烈的氣動熱，這給飛行器 的安全造成嚴重影響，成為制約高超音速飛行器快速發(fā)展的瓶頸問題；無疑，掌握氣動熱變化規(guī) 律是合理設計高超音速飛行器熱防護的基礎。本文從實驗與數值仿真兩方面系統(tǒng)地歸納、總結國 內外學者在高超音速飛行器氣動熱方面的研究成果，并展望其未來的發(fā)展。

關鍵詞：高超音速；氣動加熱；數值模擬；工程算法

中圖分類號：V211.3 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）06-0008-06

ResearchAdvancesofAerodynamicHeatingforHypersonicAircraft

CHENXiongxin1，LIUWeihua1，LUOZhisheng2，ZHAOHongtao2，FENGShiyu1

（1.NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China；2.AVICHefeiJianghang AircraftEquipmentCo.，LTD，Hefei230051，China）

Abstract：Duetotheunparalleladvantageofthehypersonicvehiclescomparedwiththecommonsu personicones，itbecomestheimportantdevelopmentdirectionintheareaoftheaeronauticsandastronau tics.However，thistechnologyisdramaticallyrestrictedbytheviolentaerodynamicheatingwhichis causedbytheultrahighspeedviscousflowofairthroughtheaircraftsurfacesandwillaffectthesecurity ofaircrafts.Obviously，itisthekeytechnologyforthedesignofhypersonicaircraftstocomprehendthe changerulesoftheaerodynamicheating.Thecurrentresearchresultsandprospectiveontheaerodynamic heatingforhypersonicaircraftsaresummarizedincludingexperimentsandnumericalsimulations.

Keywords：hypersonic；aerodynamicheating；numericalsimulation；engineeringalgorithm

0 引 言

由于高超音速（Ma≥5）飛行具有普通超音速 飛行所無法比擬的優(yōu)勢，因而成為了當前與未來 航空航天飛行器發(fā)展的重要方向。國外航空發(fā)達 國家對高超音速飛行器十分重視，早在20世紀50 年代，美國就開始研制以火箭推進器為動力的高超音速飛行器X-15，并先后創(chuàng)造了馬赫數6.72 飛行速度和108000m升限紀錄；90年代期間， NASA研發(fā)了以X-33、X-34為代表的技術驗證 機；近年來，美國在總結國家空天飛機計劃 （NASP）正反兩方面經驗的基礎上，提出了高超音 速飛行器實驗計劃（Hyper-X），其設計方向為高 超音速巡航導彈，進一步發(fā)展方向為真實高超飛 行器與天地往返運輸系統(tǒng)。這一切都顯示著高超 音速技術發(fā)展的重大戰(zhàn)略意義。

當飛行器在大氣層內高速飛行時，空氣的粘 性作用致使飛行器表面產生劇烈的氣動熱，如當以 Ma>36速度再入大氣層時，飛行器前緣駐點溫度將高達11000K左右。高溫會對飛行器造成不可 恢復的損傷，致使飛行器結構外形發(fā)生燒蝕、結構 強度以及剛度發(fā)生改變，對飛行器的正常飛行以 及安全帶來極為嚴重的影響。因此，高超音速飛行 器需要采取適當的熱防護措施，以保障飛行器的 結構和內部設置能正常工作。

掌握氣動熱變化規(guī)律是合理設計高超音速飛 行器熱防護的基礎，因此，國內外研究者均對高超 音速飛行器的氣動熱開展了大量的研究工作。

1 高超音速氣動熱試驗研究

高超音速飛行器氣動熱的產生受到諸多因素 的影響，如飛行器外形結構、飛行姿態(tài)、飛行速 度、飛行高度、激波干擾與激波邊界層干擾、真實 氣體效應、邊界層轉捩等，其理化過程十分復雜， 因此，對氣動熱的準確預測十分困難。目前，各國 對高超音速氣動熱的研究還是以試驗研究為主， 在此基礎上，探索數值模擬和工程計算方法。

1.1 地面試驗研究

早期的地面試驗研究重點在于探索結構、攻 角、鈍比率、介質對氣動加熱的影響，獲取飛行器 表面壓力分布及激波形狀。

早在20世紀60年代，NASA便對15°鈍錐體 在馬赫數為10.6的條件下氣動加熱進行了試驗研 究[1]。該試驗測試了攻角和鈍比率對氣動加熱的 影響。結果表明：在攻角為0°時，增大鈍比率可以 減少熱流并阻止邊界層轉捩；而在攻角大于0°時， 同樣可以在背風面延遲轉捩。

1981年，NASA對彎鼻雙錐（bentnosebicon ic）與軸對稱雙錐（onaxisbiconic）在馬赫數為6的 風洞中進行了地面試驗[2]，得到了表面壓力分布 及激波形狀。

1983年，NASA就雙錐模型分別在He、N2、空 氣、CO2中的高超音速氣動加熱問題進行了試驗研 究[3]，其研究內容包括彎鼻雙錐、攻角、真實氣體 對熱流分布的影響等問題，并與三維拋物型N-S 方程的計算結果進行了比較。隨后的兩年里， NASA再次對雙錐模型在高超音速飛行條件下的氣 動加熱進行了系統(tǒng)而全面的試驗研究[4]，探討了 包括彎鼻對雙錐、雷諾數、攻角的影響，以及理想 氣體與真實氣體氣動加熱的比較等問題。結果表 明，在給定20°攻角條件下，與直雙錐（straightbi conic，即軸對稱雙錐）相比，7°彎鼻雙錐雖然增加 了前錐10%～20%的迎風加熱，卻減少了尾錐近60%的迎風加熱量[5]。

2010年，Holden等人[6]對在卡爾斯本布法羅 大學研究中心（CUBRC）進行的一系列試驗作了介 紹。該系列試驗持續(xù)8年，旨在驗證與改進在用N -S方程和直接仿真的蒙特卡洛方法（DSMC）預測 高超音速激波邊界層干擾的層流區(qū)特征時所采用 的數學模型。試驗研究了粘性干擾與化學非平衡 流在單獨與聯合時對空心圓柱擴張結構與雙錐結 構的激波邊界層干擾的分離區(qū)的影響。試驗分為 四個階段：第一階段是在LENS激波風洞與膨脹波 風洞中進行的，測得的結果用來與N-S方程和 DSMC的預測結果比較，彌補了此前CFD驗證研 究的一個盲區(qū)；第二階段試驗是為了驗證自由流 非平衡效應建模以及提供低密度流詳細測量數據， 獲得兩種模型在低密度流中的測量結果，以提供 評估DSMC算法的補充數據和包含表面滑移效應 的N-S方程計算的延伸，結果表明，在一般情況 下，試驗結果與兩種算法非常吻合，然而，在真實 氣體效應變得非常重要的高焓流中，偏差較大；第 三階段試驗則獲得了雙錐模型在真實氣體流中干 擾分離區(qū)尺寸和特性的相關數據，試驗分別采用 了總焓5MJ/kg與10MJ/kg的氮氣流與空氣流， 作為總焓5MJ/kg與10MJ/kg的氧氣/氬氣流試驗 的補充，比較N-S方程的計算結果與試驗結果發(fā) 現，N-S方程計算代碼中關于化學非平衡流的數 學建模并不能準確預測流場；第四階段試驗是在 不同雷諾數的氮氣流中進行，研究了雙錐模型的 流動穩(wěn)定邊界，為檢驗數值方法模擬低焓高超音 速流激波邊界層干擾區(qū)的準確性提供補充數據， 試驗結果與數值計算結果呈現了良好的一致性。

2003年，日本Nakakita等人[7]為研究激波干 擾區(qū)域的熱流密度而進行了一項風洞試驗。試驗 模型為涂有溫度敏感涂層（TSP）的三維翼身組合 體，試驗的關鍵設備為：TSP的厚度、高速高A/D 分辨率CCD相機以及高能激發(fā)光源。試驗中，研 究人員將模型置于風洞中，在攻角為0°時觀察到 兩翼均有激波干擾產生———機身前端產生的激波 與機翼前緣產生的弓形激波發(fā)生弱干擾并產生膨 脹波，該膨脹波入射到機翼前緣并減少了當地熱 流量和壓力；當攻角為20°時，激波干擾位置移動 到了迎風面和機身。TSP測得的熱流量分布與薄膜 熱電偶傳感器測得的數據相當吻合，因此這項技 術可以被用來測量復雜模型的氣動加熱。

利用風洞對邊界層轉捩進行試驗的研究項目亦不少。Schneider等人[8]認為：以往的風洞試驗 由于噪聲過大，使得轉捩提前；并且，高噪聲環(huán)境 會改變小擾動環(huán)境下的轉捩發(fā)生機理。因此，他們 選擇在波音/AFOSR6馬赫靜風洞中完成尖銳錐的 轉捩試驗。結果表明：存在橫向壓力梯度，產生一 個垂直于邊緣流線的橫向速度，該橫向速度在邊 界層中部達到最大值。由于粘性作用，邊界層速度 在靠近壁面處減小，施加的壓力梯度對流動有更 大的影響，橫向流速度在靠近壁面處增加。然而， 由于壁面強大的粘性力而產生的無滑移條件使邊 界層底層各分速度均為零，當然，該處的橫向速度 也為零，這樣在橫向流中就會出現速度拐點。該速 度拐點會產生一個不穩(wěn)定無粘橫向流，可能導致 邊界層出現一系列共轉渦。這個不穩(wěn)定橫向流可 能是再入飛行器邊界層轉捩發(fā)生的重要原因，所 以，在這一類飛行器設計中，對橫向流誘導轉捩機 理的認識顯得至關重要。

最近十余年的地面風洞試驗主要對復雜形體 在高超音速條件下的氣動熱進行測量，并側重于 模擬在真實的高超音速飛行條件下所凸顯的薄激 波層、熵層、粘性干擾、高溫流、低密度流等現象。 除此之外，地面風洞試驗還用來驗證高超音速流 體運動規(guī)律的理論研究。

1.2 飛行試驗研究

為了進一步研究飛行器在高超音速飛行時的 氣動加熱情況，美國航空航天局進行過大量的飛 行試驗。1999年，NASA發(fā)射了用紅外傳感器測量 氣動加熱的STS-103航天飛機（ISAFE）[9]，并成 功收集到在飛行過程中（馬赫數3～6、飛行高度 90000英尺到135000英尺）STS-103的紅外圖像 數據，通過標準實驗室和現場校準的機載熱電偶 數據，將采集到的紅外數據整理成全表面溫度圖 像，并將飛行熱成像圖與運用NASA朗利研究中心 發(fā)展的一種表面加熱外推方法得到的全表面熒光 熱成像地面風洞試驗數據進行比較。結果表明，二 者具有良好的一致性，并且都能清楚地看到沿機 身側面的渦流擦洗。一般地，飛行溫度數據與外推 表面溫度均在同一數量級上；但是，在鼻尖區(qū)域、 沿機身側面以及軌道器機動系統(tǒng)吊艙下部，外推 表面溫度偏高；而在軌道器機動系統(tǒng)吊艙前部與 減速板，外推表面溫度偏低。

1996年，日本NASDA與NAL進行了一項代 號為HYFLEX的高超音速飛行試驗合作項 目[10-12]。該試驗發(fā)射了一艘升力體飛行器HOPE -X。試驗記錄了飛行過程中表面溫度、壓力等數據。此后，他們對該飛行器進行了數值計算，計算 采用三維非平衡N-S方程，完全催化壁模型與非 催化壁模型，計算條件按照真實飛行過程的環(huán)境 條件。飛行數據與計算結果比對后發(fā)現，飛行時間 t=100s時，飛行數據看似與非催化壁模型的結果 一致，但是在此之后，則與完全催化壁模型的結果 更加吻合。對此進行了定性分析：隨著飛行器表面 溫度上升，碳化硅涂層被氧化而形成二氧化硅，由 于反應的催化效率增加，因此飛行數據的變化規(guī) 律與完全催化壁模型的計算結果更加吻合。

歐美國家對高超音速飛行器的飛行試驗研究 仍在繼續(xù)，其試驗數據大多用來驗證和完善數值 仿真模型，以提高仿真計算的準確性。

2 高超音速氣動熱數值仿真技術研究

由于氣動熱試驗研究需要耗費大量的人力、 物力和時間，因此耗時相對較少、技術需求相對較 低的數值仿真技術受到了科學家的青睞。

高超音速氣動熱數值計算程序不少，其中最 著名的是LAURA和GASP程序。LAURA[13]是一種 直接求解N-S方程的迎風松弛算法，它采用有限 體積法、基于Yee對稱TVD格式的Harten熵修正 法和Roe平均通量法，可用于求解完全氣體、化學 非平衡氣體等的流動；GASP[14]程序采用隱式時間 推進求解法，并提供了VanLeer通量分解、Roe通 量分解和Steger-Warming通量分解。

我國張涵信院士[15]發(fā)展了無波動、無自由參 數的NND格式，他在N-S方程或Euler方程中適 當地加入了三階導數項，使得差分解在激波上、下 游滿足熵增條件，抑制了解的波動。NND格式實 質上是具有二階精度的TVD格式，具有高分辨率 的優(yōu)點，并且格式簡單，便于應用。

2.1 化學非平衡流數值模擬技術研究

在高超音速飛行中，劇烈的氣動加熱致使飛 行器近表面溫度急劇升高，氣體分子發(fā)生分解和 電離，不同種類氣體發(fā)生化學反應，并伴隨著熱量 釋放，熱/化學非平衡現象變得非常明顯。

加州大學Parsons等人[16]探討了鈍錐模型在 高超音速下的熱/化學非平衡容受性。在來流馬赫 數15.3的流場中對熱/化學非平衡氣體（真實氣 體）和完全氣體模型進行了數值模擬。在兩種模型 中均加入自由流快速聲波干擾后均觀察到了復雜 的波結構，并且無論是表面壓力還是溫度，真實氣 體模型的擾動振幅均高于完全氣體模型。

Wang和Zhong[17]發(fā)展了一種適用于非平衡流 的高階激波擬合求解器，該求解器的非平衡流模 型包含了三種震蕩和電子能量模型，分別由Cand ler，Gnoffo，McBride&Gordon建立。Wang和Zhong 用它求解了Lobb的繞球體流試驗和Gnoffo的繞圓 柱流數值模擬，并與相關試驗或計算結果進行了 比較。結果表明，該求解器得到的結果與Lobb的 試驗結果和Gnoffo的計算結果非常吻合。在繞圓 柱流計算結果的比較中，除了在激波附近有較大 出入外，各組分密度沿著滯止線各位置均較為吻 合。值得注意的是，Candler也做過Lobb球體繞流 試驗的數值計算驗證，他分別采用5組分和11組 分空氣模型來計算，發(fā)現二者結果幾乎無差異。 Wang和Zhong認為這是因為來流速度不夠高導致 的。由此可見，一般的5組分模型在馬赫數20甚 至更高的速度條件下是否適用尚值得商榷。

NASA的Wood和Oliver[18]研究了高超音速湍 流條件下LAURA程序與DPLR（并行數據線松弛） 程序對飛行器氣動熱的預測能力。他們選用了“發(fā) 現號”航天飛機在STS-119和STS-128飛行中機 身上熱電偶記錄的數據作為比較的基準。這兩次 飛行記錄邊界層轉捩在馬赫數10～15之間。他們 指出，先前的工作中，直接將CFD計算的結果與 飛行時測得的溫度數據進行比較，發(fā)現二者在馬 赫數大于11時有偏離的趨勢。通過將層流、湍流 計算結果與試驗數據進行比較，Wood和Oliver認 為：即便將隔熱瓦瞬時熱傳導考慮進來，仍然不能 解釋計算結果與飛行數據在馬赫數大于11時產生 的差異，因此現有的高超聲速湍流模型還缺少一 些必要元素，比如不連續(xù)、可壓縮性以及化學反應 的相關影響。

2.2 邊界層轉捩數值模擬技術研究

高超音速飛行器表面熱流計算，除了化學非 平衡現象影響顯著以外，邊界層轉捩具有相當重 要的影響，然而，其機理始終知之甚少。傳統(tǒng)的看 法認為[19]，轉捩從擾動的放大開始，在非線性的 作用下，擾動增長并產生高次諧波，流動變得越來 越復雜，最終產生湍流。而最近幾年的理論和試驗 研究有了最新的進展。

亞利桑那大學的Husmeier和Fasel[20]運用直 接數值模擬（DNS）的方法對高超音速邊界層轉捩 機制進行了研究，根據計算結果，他們認為，第二 模態(tài)平面波基本突變（fundamentalbreakdown）作為 主要擾動可能是鈍錐體邊界層轉捩發(fā)生的原因； 而對于尖錐，非線性生成的穩(wěn)態(tài)渦處于高振幅水平導致基本突變加強，這可能是轉捩發(fā)生的原因。

后來，Laible和Fasel[21]再次對來流速度馬赫 數為6狀態(tài)下的直圓錐和擴張圓錐進行了數值模 擬研究。結果表明，兩種結構的邊界層在轉捩區(qū)有 類似特性，因此認為，盡管擴張圓錐的轉捩相較于 直圓錐在位置上有些提前，兩種結構的邊界層轉 捩區(qū)卻擁有相似長度。同時，他們還認為，線性N 因子（N-factor）計算不能作為預估湍流完全形成 位置的判斷準則。將計算結果與溫度敏感涂層圖 像相比之后發(fā)現，二者表面熱流分布非常相似。

董明和羅紀生[22]通過一些簡化方法，對高超 音速尖錐進行了直接數值模擬研究。他們認為，迅 速變化的平均流剖面穩(wěn)定性在轉捩過程中起到了 重要作用。無論是尖錐還是平板，在高超音速流動 中，平均流剖面穩(wěn)定性的迅速變化使第一模態(tài)波 迅速增長，并逐漸在轉捩過程中起主導因素，而第 二模態(tài)波則逐漸衰落。

2012年，宋博和李椿萱[23]采用隱式方法計算 了定常層流流動，采用顯示方法計算了轉捩位置。 通過與試驗結果比較發(fā)現，雷諾數較小時，計算結 果與試驗結果吻合得很好，而當雷諾數較大時計 算結果與試驗結果相比存在一定滯后。他們認為： 單位雷諾數增大，轉捩位置提前；由于頭部網格較 稀疏，分辨率不足，造成大雷諾數時數值計算結果 延遲。此外，他們還計算了5°半角尖錐模型在攻角 分別為0°，0.5°，1°，2°下的繞流流場，以此考察 三維效應對邊界層轉捩的影響。結果發(fā)現，當攻角 逐漸增大時，迎風面上轉捩延遲，而背風面上轉捩 提前，這與試驗結果相吻合，并說明逆壓梯度會增 強流動不穩(wěn)定性，造成轉捩的提前發(fā)生。

孔維萱、張輝和閻超[24]發(fā)展了一套適合高超音 速邊界層轉捩的預測方法，即“層流+轉捩準則+ 湍流”模式，同時，為了驗證該計算結果正確與 否，采用了κ-ω-γ轉捩模式對各算例進行計算， 算例包括超音速平板、尖錐裙模型、類X-51高超 音速飛行器前體。在κ-ω-γ轉捩模式計算結果 與試驗結果比較發(fā)現：“層流+轉捩準則+湍流” 模式計算的超音速平板的轉捩區(qū)與κ-ω-γ轉捩 模式計算的結果相比較短，而轉捩位置相差無幾； 對尖錐群模型的轉捩預測與試驗結果非常吻合； 對類X-51高超音速飛行器前體的計算結果反映 了轉捩過程，并與試驗結果吻合得很好；與κ-ω- γ模式比較，“層流+轉捩準則+湍流”模式預測 的轉捩位置提前，轉捩區(qū)較短，轉捩后熱流峰值較 高?？拙S萱等認為：對某一種轉捩準則而言，經驗常數選取至關重要，需要針對不同流動條件選取 不同常數；而在不同物理機制造成的轉捩過程中， 同一種轉捩準則不能通用。

2.3 高超音速氣動熱工程計算方法

在飛行器設計初期，往往需要對飛行過程中 所受的氣動熱進行合理的預測，而試驗研究需要 耗費大量的人力物力以及時間。數值計算雖然能 得到非常精確的結果，但是其對網格有著嚴格的 要求，同時對計算機性能也提出很大的挑戰(zhàn)，耗費 的時間也較長。故發(fā)展快速簡便又具有一定精度 的工程計算方法就顯得很有必要。

早期著名的工程算法有MINIVER，AERO HEAT，INCHES等程序。MINIVER是一個簡單的 氣動熱計算程序，它可以計算激波后或者局部氣 動熱，但是在三維計算時有局限性，并且無法計算 鈍錐模型的下游效應。AEROHEAT是由Dejar nette[25]發(fā)展的一種算法，它運用軸對稱比擬概念， 將三維邊界層方程寫入流線坐標，并忽略橫向速 度。INCHES是一種運用了改進Maslen技術的無粘 邊界層算法，并考慮了變熵效應對導熱的影響。 Wurster[26]等人將這三種程序的計算結果與飛行試 驗、地面試驗和VSL3D程序的計算結果進行了比 較，表明這三種程序有較高的精度。

20世紀80～90年代，NASA朗利研究中心的 Hamilton[27-28]發(fā)展了一種快速工程算法LATCH。 LATCH應用無粘流場求解得到的信息來計算無粘 表面流線，然后利用三維邊界層軸對稱比擬法[29] 計算表面熱流。只是在應用軸對稱比擬法時，將其 中的流線坐標系改成了適應性更廣的適體坐標系， 從而可將邊界層計算耦合至更為一般化的無粘流 場求解，可以求解外形更為復雜的飛行器氣動加 熱問題。通過與航天飛機風洞試驗的數據比較表 明，LATCH算法可以準確預測飛行器表面熱流， 而在流動發(fā)生分離的區(qū)域或靠近機身、機翼前緣 區(qū)域則不盡人意，其原因是這些區(qū)域不能忽略橫 向流動的影響。盡管如此，由于計算時間較短，且 可用于任何外形飛行器（只要可得到無粘流場）， LATCH仍不失為一種理想的工程算法。

隨著飛行器外形設計越來越復雜，鑒于 LATCH算法需要在單塊結構化網格中計算無粘流 場特性的局限性，2006年，Hamilton等人[30]再次 對LATCH算法改進，發(fā)展了應用網格單元為三角 形的非結構化網格的UNLATCH2算法，FELISA與 CART3D兩種應用非結構化網格求解無粘流場的 程序可以為UNLATCH2提供輸入參數。Hamilton等人用該方法計算了各種具有典型代表意義的飛 行器的氣動熱，并與現有的計算結果和試驗結果 比較，結果令人滿意。Hamilton認為，CART3D對 無粘流場的求解質量比FELISA要高，其更適合為 UNLATCH2做前置計算?？偟膩碚f，UNLATCH2 以其良好的適應性，較快的計算速度，成為高超音 速飛行器設計初期理想的氣動熱預測平臺。

由于大量地面和飛行試驗數據的支持，高超 音速飛行器氣動熱數值模擬技術在近十年迅猛發(fā) 展。從理想氣體模型到真實氣體模型的逐步進化 和對邊界層轉捩機理的新發(fā)現都為高超音速氣動 熱準確預測奠定了更為扎實的理論基礎。

3 總結與展望

（1）飛行馬赫數在5～8范圍內的高超音速巡 航導彈和無人機已經成為世界各國爭相發(fā)展的熱 點，對這一類飛行器氣動熱的研究必將成為大勢 所趨；

（2）今后的風洞試驗將對氣動外形上具有很 大潛力的乘波體、升力體飛行器進行大量研究，探 究其表面氣動熱產生規(guī)律，以豐富高超音速飛行 器氣動熱研究的技術儲備；

（3）真實氣體效應在高超音速飛行中表現明 顯，現有的數值計算方法模擬真實氣體效應還存 在一定的缺陷，因此，進一步提高真實氣體氣動熱 預測的準確度將是數值模擬研究的重點；

（4）對于工程計算來說，發(fā)展一套涵蓋大部 分流動條件和模型形體的邊界層轉捩準則是十分 必要的。

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