锥柱裙组合体再入气动热特性研究*

贾居红，胡丽杰

(1 91267部队， 福州 350000； 2 北京理工大学宇航学院， 北京 100081； 3 中国人民大学信息学院， 北京 100872)

0 引言

高超声速飞行器气动热预测是一个极具挑战性的问题[1]，由于飞行实验费用昂贵、周期长，风洞实验不能完全模拟真实飞行环境，计算流体力学(CFD)方法成为一种重要方法。锥柱裙类飞行器存在外围弓形激波、膨胀波及拐角激波/边界层干扰，气动热问题非常复杂[2]。国内外对相关问题开展了大量研究，Sungmin Ryu等[3]采用大涡模拟方法研究了翼身结合部复杂流动，表明LES方法获得涡流尺度更为准确。K.T.Berger等[4]采用6马赫风洞研究了边界层转捩问题。J.L.Brown[5]评估了高超声速流动Baldwin-Lomax、Wilcoxk-ω、Menter SST湍流模型，认为两方程模型预测的分离区压力和热流峰值偏高。潘沙等[6]研究了激波相互干涉气动热问题。Liu Jingyuan[7]评估了雷诺应力模型对激波/边界层干扰流动的模拟能力，认为雷诺应力模型模拟再附热流偏高。

HIFiRE-1是美澳正在联合开展的高超声速系列飞行实验项目之一[8-10]，已完成飞行实验和风洞实验。文中在前人研究基础上，深入分析锥柱裙类组合体从稀薄流区到连续流区整个过程中气动热变化及机理。

1 理论模型及计算方法

1.1 理论模型

文中采用Navier-Stokes(N-S)方程计算热流，其雷诺平均守恒形式为：

(1)

选择Goldberg等人修正的Realizablek-ε湍流模型[11]方程封闭以上方程组，采用有限体积法离散，黏性通量项基于中心差分格式离散，无粘通量采用HLLC格式[12]离散，时间推进为隐式方法。

1.2 物理模型

几何模型以鼻锥前顶点为坐标零点。采用三维结构化网格，流向、法向和轴向节点数为290×120×90，在边界层内布置了30层网格，网格总数313万，如图1所示。计算采用高精度CFD++软件，使用MPICH2消息传递库，共使用16个CPU并行计算。

1.3 方法验证

表1 网格尺度

模拟得到的壁面压强和热流分布如图2所示。对比看出：网格尺度加密到网格3后，壁面最大y+降低到0.43以下，计算热流结果相对误差较小，可以认为网格收敛。网格3结果与实验结果对比可见：模拟壁面热流分布与实验结果吻合较好，再附点热流密度稍有高估，模拟压强分布也较为准确，再附点后压降稍慢，表明文中计算模型较为准确。

图2 网格验证

风洞实验与模拟马赫数分布如图3(a)、图3(b)所示，可以看到，数值模拟拐角处激波/边界层干扰流动与实验纹影照片符合良好。

图3 模拟结果对比

2 再入过程气动热计算

2.1 计算参数

依据文献[16]的飞行实验弹道参数，选择HIFiRE-1具有代表性的时间点进行再入气动热计算，具体参数如表2所示，温度、压强为国际标准大气[17]。

表2 再入段计算条件

2.2 结果及分析

表3给出4种工况下驻点及拐角热流和压强峰值，可以看出：稀薄流区鼻锥驻点热流密度较高，拐角热流密度保持在较低水平，但随着飞行器再入稠密大气层，拐角再附点热流迅速上升，出现峰值。

图4(a)、图4(b)给出以上4种工况下计算得到的壁面参数分布：462.4 s和470.5 s飞行器处于稀薄流区，飞行器壁面气动热变化并不明显；480 s之后，飞行器进入连续流区，壁面热流密度和压强随着飞行器再入而迅速升高，飞行器鼻锥驻点热流密度由67.9 kW/cm2升高到1 502.6 kW/cm2，驻点压强由1.51 kPa升高到301 kPa。再附点热流密度峰值由2.3 kW/cm2锐增到364 kW/cm2，再附点压强峰值由0.19 kPa增加到130.6 kPa，飞行器承受了较为复杂的气动热/力环境。

表3 热流密度和压强峰值

图4 上升段壁面及流场参数分布

为了研究飞行器再入过程中气动热变化机理，对不同时刻流场温度和马赫数分布进行分析，如图4(c)、图4(d)、图4(e)、图4(f)，可见：飞行器再入大气层过程中，气体压强、密度逐步增大，飞行器锥体周围弓形激波被严重压缩，紧贴飞行器壁面发展，柱-裙结合部出现边界层分离现象，形成分离泡，分离泡内为低温低速回流，分离流向后流动遇到裙体后再次附着到壁面，出现高温高热区。分离与再附变化趋势为：t=462.4 s时，流动处于稀薄流区，来流压强小、密度低，在拐角形成较大的分离泡，分离点位于1.35 m，分离流无法完成再附，拐角前后热流基本保持在较低的值。t=470.5 s时，流动进入滑移区，来流压强、密度有所增大，飞行器拐角处出现较为明显的分离再附现象，分离点位于1.52 m，流动依然无法完成再附，分离区为1 400 K左右的高温区，再附点热流出现峰值也较小。t为480 s和487.5 s时，流动处于连续流区，来流压强、密度较大，受高速来流影响，拐角分离区被压缩到较小的区域，分离点为1.57 m和1.56 m，再附点为1.72 m，分离区内为2 500 K左右的高温区，壁面热流较高。

3 结论

文中采用CFD方法对锥柱裙类飞行器再入大气层时典型气动热进行了计算分析，结果表明：

1)飞行器再入稀薄流区时，空气密度稀薄，需要重点关注飞行器鼻锥气动加热问题，锥柱体壁面气动热变化不明显，柱裙结合部拐角处流动分离后没有完成再附，气动热不明显。

2)逐步进入稠密大气层后，飞行器柱裙结合部拐角出现边界层分离与再附现象，气动加热问题变得较为突出。

3)受来流压缩影响，柱裙结合部分离泡随来流密度增大而逐步缩小并趋于稳定，再附点热流随之迅速升高。