类HTV-2控制翼诱导高超声速层流分离数值研究

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：

(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。

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1×10-7m，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)。

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。

由图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。

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。

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(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

(a)δ=5° (b)δ=10° (c)δ=15° (d)δ=20° (e)δ=25°

图6不同偏转角下控制翼附近极限流线
Fig.6Surfacelimitingstreamlineswithdifferentanglesofdeflection

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-2δ=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。

(a) 表面极限流线 (b)实验油流图谱

图7控制翼诱导层流分离(δ=5°)
Fig.7Laminarseparationinducedbycontrolsurface

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。

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