賈居紅，胡麗杰

(1 91267部隊， 福州 350000； 2 北京理工大學(xué)宇航學(xué)院， 北京 100081； 3 中國人民大學(xué)信息學(xué)院， 北京 100872)

0 引言

高超聲速飛行器氣動熱預(yù)測是一個極具挑戰(zhàn)性的問題[1]，由于飛行實驗費用昂貴、周期長，風洞實驗不能完全模擬真實飛行環(huán)境，計算流體力學(xué)(CFD)方法成為一種重要方法。錐柱裙類飛行器存在外圍弓形激波、膨脹波及拐角激波/邊界層干擾，氣動熱問題非常復(fù)雜[2]。國內(nèi)外對相關(guān)問題開展了大量研究，Sungmin Ryu等[3]采用大渦模擬方法研究了翼身結(jié)合部復(fù)雜流動，表明LES方法獲得渦流尺度更為準確。K.T.Berger等[4]采用6馬赫風洞研究了邊界層轉(zhuǎn)捩問題。J.L.Brown[5]評估了高超聲速流動Baldwin-Lomax、Wilcoxk-ω、Menter SST湍流模型，認為兩方程模型預(yù)測的分離區(qū)壓力和熱流峰值偏高。潘沙等[6]研究了激波相互干涉氣動熱問題。Liu Jingyuan[7]評估了雷諾應(yīng)力模型對激波/邊界層干擾流動的模擬能力，認為雷諾應(yīng)力模型模擬再附熱流偏高。

HIFiRE-1是美澳正在聯(lián)合開展的高超聲速系列飛行實驗項目之一[8-10]，已完成飛行實驗和風洞實驗。文中在前人研究基礎(chǔ)上，深入分析錐柱裙類組合體從稀薄流區(qū)到連續(xù)流區(qū)整個過程中氣動熱變化及機理。

1 理論模型及計算方法

1.1 理論模型

文中采用Navier-Stokes(N-S)方程計算熱流，其雷諾平均守恒形式為：

(1)

選擇Goldberg等人修正的Realizablek-ε湍流模型[11]方程封閉以上方程組，采用有限體積法離散，黏性通量項基于中心差分格式離散，無粘通量采用HLLC格式[12]離散，時間推進為隱式方法。

1.2 物理模型

幾何模型以鼻錐前頂點為坐標零點。采用三維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，流向、法向和軸向節(jié)點數(shù)為290×120×90，在邊界層內(nèi)布置了30層網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)313萬，如圖1所示。計算采用高精度CFD++軟件，使用MPICH2消息傳遞庫，共使用16個CPU并行計算。

1.3 方法驗證

表1 網(wǎng)格尺度

模擬得到的壁面壓強和熱流分布如圖2所示。對比看出：網(wǎng)格尺度加密到網(wǎng)格3后，壁面最大y+降低到0.43以下，計算熱流結(jié)果相對誤差較小，可以認為網(wǎng)格收斂。網(wǎng)格3結(jié)果與實驗結(jié)果對比可見：模擬壁面熱流分布與實驗結(jié)果吻合較好，再附點熱流密度稍有高估，模擬壓強分布也較為準確，再附點后壓降稍慢，表明文中計算模型較為準確。

圖2 網(wǎng)格驗證

風洞實驗與模擬馬赫數(shù)分布如圖3(a)、圖3(b)所示，可以看到，數(shù)值模擬拐角處激波/邊界層干擾流動與實驗紋影照片符合良好。

圖3 模擬結(jié)果對比

2 再入過程氣動熱計算

2.1 計算參數(shù)

依據(jù)文獻[16]的飛行實驗彈道參數(shù)，選擇HIFiRE-1具有代表性的時間點進行再入氣動熱計算，具體參數(shù)如表2所示，溫度、壓強為國際標準大氣[17]。

表2 再入段計算條件

2.2 結(jié)果及分析

表3給出4種工況下駐點及拐角熱流和壓強峰值，可以看出：稀薄流區(qū)鼻錐駐點熱流密度較高，拐角熱流密度保持在較低水平，但隨著飛行器再入稠密大氣層，拐角再附點熱流迅速上升，出現(xiàn)峰值。

圖4(a)、圖4(b)給出以上4種工況下計算得到的壁面參數(shù)分布：462.4 s和470.5 s飛行器處于稀薄流區(qū)，飛行器壁面氣動熱變化并不明顯；480 s之后，飛行器進入連續(xù)流區(qū)，壁面熱流密度和壓強隨著飛行器再入而迅速升高，飛行器鼻錐駐點熱流密度由67.9 kW/cm2升高到1 502.6 kW/cm2，駐點壓強由1.51 kPa升高到301 kPa。再附點熱流密度峰值由2.3 kW/cm2銳增到364 kW/cm2，再附點壓強峰值由0.19 kPa增加到130.6 kPa，飛行器承受了較為復(fù)雜的氣動熱/力環(huán)境。

表3 熱流密度和壓強峰值

圖4 上升段壁面及流場參數(shù)分布

為了研究飛行器再入過程中氣動熱變化機理，對不同時刻流場溫度和馬赫數(shù)分布進行分析，如圖4(c)、圖4(d)、圖4(e)、圖4(f)，可見：飛行器再入大氣層過程中，氣體壓強、密度逐步增大，飛行器錐體周圍弓形激波被嚴重壓縮，緊貼飛行器壁面發(fā)展，柱-裙結(jié)合部出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象，形成分離泡，分離泡內(nèi)為低溫低速回流，分離流向后流動遇到裙體后再次附著到壁面，出現(xiàn)高溫高熱區(qū)。分離與再附變化趨勢為：t=462.4 s時，流動處于稀薄流區(qū)，來流壓強小、密度低，在拐角形成較大的分離泡，分離點位于1.35 m，分離流無法完成再附，拐角前后熱流基本保持在較低的值。t=470.5 s時，流動進入滑移區(qū)，來流壓強、密度有所增大，飛行器拐角處出現(xiàn)較為明顯的分離再附現(xiàn)象，分離點位于1.52 m，流動依然無法完成再附，分離區(qū)為1 400 K左右的高溫區(qū)，再附點熱流出現(xiàn)峰值也較小。t為480 s和487.5 s時，流動處于連續(xù)流區(qū)，來流壓強、密度較大，受高速來流影響，拐角分離區(qū)被壓縮到較小的區(qū)域，分離點為1.57 m和1.56 m，再附點為1.72 m，分離區(qū)內(nèi)為2 500 K左右的高溫區(qū)，壁面熱流較高。

3 結(jié)論

文中采用CFD方法對錐柱裙類飛行器再入大氣層時典型氣動熱進行了計算分析，結(jié)果表明：

1)飛行器再入稀薄流區(qū)時，空氣密度稀薄，需要重點關(guān)注飛行器鼻錐氣動加熱問題，錐柱體壁面氣動熱變化不明顯，柱裙結(jié)合部拐角處流動分離后沒有完成再附，氣動熱不明顯。

2)逐步進入稠密大氣層后，飛行器柱裙結(jié)合部拐角出現(xiàn)邊界層分離與再附現(xiàn)象，氣動加熱問題變得較為突出。

3)受來流壓縮影響，柱裙結(jié)合部分離泡隨來流密度增大而逐步縮小并趨于穩(wěn)定，再附點熱流隨之迅速升高。