弹体前缘圆孔凹槽有/无喷射流机理研究*

郑日升，张庆兵，肖志河，刘恒军，戚开南

(1.北京电子工程总体研究所，北京 100854；2.电磁散射重点实验室，北京 100854)

弹体前缘圆孔凹槽有/无喷射流机理研究*

郑日升1，张庆兵1，肖志河2，刘恒军1，戚开南2

(1.北京电子工程总体研究所，北京 100854；2.电磁散射重点实验室，北京 100854)

为了研究不同圆孔凹槽直径及有/无喷射流流动机理，采用标准的k-wSST湍流模型数值计算方法进行分析。结果表明：当流体经过圆孔凹槽时，在圆孔凹槽边缘会形成膨胀波和压缩波，在圆孔凹槽内可能会形成涡流结构，并保持低速流体。当圆孔凹槽直径逐渐增加时，引起弹体壁面声速径向距离增加。同时，随着攻角的增大，圆孔凹槽内的静压逐渐降低；圆孔凹槽喷流速度的增加导致凹槽出口会出现激波现象，当喷流速度达到600 m/s时，凹槽出口激波强度明显增加，圆孔凹槽内静压减小。

圆孔凹槽；喷射流；湍流模型；附面层；激波；涡系结构

0 引言

随着飞行器速度的提高，飞行器的表面可能会出现湍流和附面层分离现象，湍流和附面层分离现象通常会增加飞行器的阻力，可能会降低飞行器的升阻比和推阻比等气动特性，而且流动不稳定性和局部热量载荷严重影响了超声速/高超声速飞行器的整体性能。为了提高飞行器的性能，已经有大量降低湍流强度的数值仿真和实验研究。比如在湍流区或附面层分离区安装抽吸孔、凹槽以及采用喷射流方法来提高分流区的速度，引入分离区高能量，可以降低分离强度。

针对湍流和附面层分离流场机理的数值仿真计算方法已很成熟，并为工程试验提供基础。Mullenix[1]直接数值模拟研究，分析了分离点涡流结构，发现连续涡流结构在分离点脱落，存在大量的低频不稳定振荡，这些混合层主要负责增大紊流度，存在这些低频不稳定振荡流主要是因为在分离区域建立了流动共振现象。Zhu[2]针对一种带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道进行了风洞吹风实验，并对激波与附面层干扰进行了机理分析和性能研究。早期传统的凹槽设计通常是采用有一定规律连续排列的微型凸起沟槽，通过改变附面层靠近壁面的湍流结构从而达到减阻的目的，并针对减阻机理进行了分析[3-8]。张成春[9]也从数值模拟角度对仿生凹坑表面旋成体和光滑表面旋成体进行对比，总阻力减小了6.24%。 黎作武[10]等人通过数值模拟方法探讨了高超声速飞行器前向喷射流动的减阻问题。石清[11]研究了零净质量射流的速度幅值和射流频率对飞机翼型增加升力的影响规律。周超英[12]等人采用标准的k-ε湍流模型，通过求解二维N- S 方程轴对称球头体的超声速钝体的逆向喷流减阻流场进行了数值模拟。Endwell[13-14]通过逆向喷流技术利用逆向喷流与来流的相互作用使流场的涡系结构和波系结构发生改变，用以减小飞行器受到的阻力。

凹槽在进气道内和燃烧室已经有大量的机理研究，也产生了很多研究成果。而凹槽安装在弹体前缘的圆孔构型机理研究暂未发现公开发表文献，因此，本文通过针对圆孔形凹槽进行数值计算，初步探讨不同圆孔凹槽在不同工况条件下飞行器的相关机理研究，并对比了有/无喷射流对凹槽附近流场的影响。

1 物理模型和数值方法介绍

1.1 物理模型

本文数值计算的飞行器长3 700 mm，飞行器直径340 mm，头部长细比等于4.7，弹尖为钝形，尾翼采用“十”字型构型。本文主要是探索在飞行器前端安装一个圆孔凹槽，研究凹槽结构对飞行器气动特性的影响，其中，圆孔安装在弹体纵轴对称面上，圆孔的直径分别为15，20，25 mm，圆孔深度均为10 mm，弹尖与圆孔的距离约445 mm。初步探讨不同圆孔凹槽在不同工况条件下飞行器的气动特性和相关机理研究。详细飞行器简化外形如图1所示。

图2表示喷射流入口边界示意图，研究针对喷射流速度从亚声速100 m/s到超声速600 m/s分别进行流场分析。

图1 飞行器几何外形Fig.1 Vehicle geometry shape

图2 喷射流入口边界示意图Fig.2 Diagram of jet flow with inlet boundary

1.2 数值计算方法介绍

本文针对飞行器外流场进行数值模拟，数值方法采用成熟可靠的技术，通常采用计算软件FLUENT进行数值仿真，求解的控制方程为可压缩的N- S方程。本文数值计算主要是针对在弹体前缘安装一个圆孔对整个飞行器的气动性能进行初步研究，由于该飞行器外形尺寸较大，考虑计算成本问题，本文采用雷诺平均方法进行计算。其中，湍流模型选用k-εSST模型，假设为理想气体，分子粘性系数有Sutherland 公式计算，比热系数r=1.4。在弹体前缘和尾翼局部区域的网格加密，总网格数为350万个，网格质量满足数值计算要求。

1.3 数值计算方法验证

鉴于计算模型没有实验数据比较，本文采用了文献[15]中的激波与附面层干扰实验数据进行数值方法的验证。根据文献中的实验模型，激波由单压缩楔面产生，楔面角分别为10°和14°。来流马赫数为5，进口总压为2.12 MPa，总温为410 K。本文数值验证计算模型、计算参数与实验研究一致，采用的数值方法和湍流模型与进气道模型计算设置相同。表1 对比了计算和实验结果在x=266 mm 处(入射点位置距离上游350 mm)的附面层厚度，可知计算结果与实验测量结果相符。其中δ，δ*和θ分别表示附面层的厚度，附面层的位移厚度和动量厚度。

表1 附面层边界层厚度比较

图3展示了在来流马赫5 条件下激波/附面层干扰的数值计算结果和实验结果的比较，图3a)和图3c)分别为在2个不同压缩角的实验结果。图3b)和图3d)是相对应的激波/附面层干扰的数值结果。由图3b)中得到激波只对壁面附面层发生轻微的扰动，可见计算所得波系结构与实验测量结果吻合；图3d)中发现强激波导致了附面层发生了大尺度流动分离，可清晰地分离出诱导激波与分离再附激波，数值计算结果与实验结果相接近。总之，本文使用的标准k-w数值计算方法能够准确地捕获激波与附面层干扰中的波系结构，并对附面层的流动分离现象具有较好的预测。

图3 激波与附面层干扰实验与数值纹影图比较Fig.3 Comparison of interaction shock wave and boundary layer and numerical simulation schlieren

图4 实验与数值计算壁面压力分布比较Fig.4 Comparison of wall pressure for experimental and numerical simulation

图4比较了激波干扰区的壁面压力分布，压缩拐角产生的入射激波位于距上游350 mm，引起激波与底板附面层干扰。当压缩角为10°，底板附面层无大尺度的流动分离，在激波干扰区附近压力开始升高；而在14°条件下，激波干扰区处形成一个较大的分离包，气流受到分离包的影响产生一道诱导激波，使得压力在分离包前沿就开始升高。基于以上数值验证分析，本文采用的数值方法和湍流模型能够较准确地开展激波/附面层干扰的数值研究，计算结果具有一定的可靠性。

2 结果与分析

2.1 飞行器流动机理研究

本文针对飞行器进行数值计算，如图5是表示飞行高度为5 km，设计马赫数为2.0，在0°攻角条件下的压力分布云图。从图中可以看出，飞行器上下区域的压力分布均匀，在飞行器弹尖形成较强的压力，形成的阻力相对较大，飞行器前缘过渡区域压力相对较小，弹体后部区域直径缩小，该区域会形成膨胀波，气体加速，使得尾翼区域速度加大，尾翼受到的压力也随着增大。

图6表示在Ma=2，攻角为2°条件下，4种不同飞行器外形马赫分布云图。 在无圆孔时，在弹体前缘马赫数约1.71，在相应的区域，安装在背风面的圆孔直径为15 mm时，圆孔前缘外形扩张，速度增加，压力减小，在圆孔前端贴近壁面附近马赫数约1.23，在圆孔内部分区域马赫数为亚声速，当圆孔直径为25 mm时，圆孔内大部分都是亚声速。当流体经过圆孔凹槽时，在圆孔凹槽边缘会形成膨胀波和压缩波，在圆孔凹槽内会形成涡流结构，并保持低速流体，在圆孔壁面附近产生流向小涡，限制了流向涡的展向运动，引起壁面涡流碎发变弱，减少了壁面摩阻。在圆孔后缘壁面也有一段区域为声速，当气体经过壁面的速度越大时，壁面受到的阻力相对较大。

图7表示马赫数2，圆孔直径20 mm不同攻角条件下背风面压力分布，从图中可以看出，随着攻角的增大，在圆孔后缘受到的压力逐渐减小。在0°攻角时，在圆孔前缘出现膨胀波，有缘出现较强的压缩激波，在区域受到的阻力较大。当攻角为6°时，在圆孔后缘出现亚声速，圆孔内的静压逐渐降低。

图5 飞行器在Ma=2条件下的压力分布云图Fig.5 Pressure map for vehicle under Ma=2

图6 攻角为2°，Ma=2条件下弹体前缘不同构型局部马赫分布云图Fig.6 Localmach map under angle of attack of 2°and Ma=2 for different configurations

图7 Ma=2，圆孔凹槽直径为20 mm在不同攻角条件下的压力分布云图Fig.7 Pressure map under different angles of attack when Ma=2 and column groove diameter is 20 mm

2.2 圆柱凹槽喷射流流动机理研究

图8 不同速度喷射流凹槽流动马赫云图Fig.8 Mach map with different jet flow velocities

下面针对不同速度喷射流对弹体表面及圆孔凹槽影响进行分析，同样，飞行马赫数Ma=2，凹槽底边为速度入口边界条件。如图8所示，当凹槽底边入口速度为100 m/s时，在凹槽内出现亚声速区流，由于受到来流速度的压缩，在凹槽前缘出现分离现象，会引起诱导激波引起阻力增加。随着入口速度的增加为500 m/s时，在凹槽出口出现激波现象，在凹槽前缘会出现一系列的膨胀波，而膨胀波又受到入口速度和来流速度的压缩，激波有一定的倾斜，从而可能会引起较大的波阻。当入口速度继续增加时，激波现象更明显，而且激波厚度增加。

从凹槽区域附近相应的压力分布也可以发现，如图9所示，随着速度的增加，凹槽内的压力逐渐减小。当喷流速度为100 m/s时，在凹槽后缘出现压力降低，可能是由于在该区域出现膨胀波现象。当喷流速度为600 m/s，整个凹槽内压力约在5 000 Pa，经过激波的压力有一定程度的增加。

图9 不同速度喷射流凹槽压力云图Fig.9 Pressure map with different jet flow velocities

基于以上的研究发现，采用垂直圆孔凹槽喷射流可能会引起较大的波阻，要控制湍流的产生，就需要抑制缓冲层中相干结构猝发过程，圆孔内会出现大量的涡流结构，涡流结构抑制近壁区的能量和动量交换，减少缓冲层混乱的流动现象和相干结构猝发的发生。由于本文采用雷诺平均数值计算方法，不能观察到圆孔区域详细的涡流流动机理，下一步工作将针对圆孔局部区域采用高精度的大涡模拟数值计算方法，详细分析圆孔对飞行器流动机理及气动特性的影响。

3 结论

本文通过在飞行器的弹体前缘安装一个圆孔凹槽流动控制方法，初步分析了不同圆孔直径，不同攻角条件下对飞行器流动机理的影响，并研究了圆孔凹槽有/无喷射流对流场的影响。主要的研究结论如下：

获得了不同直径圆孔凹槽在不同攻角条件下的流动机理。当圆孔凹槽直径逐渐增加时，引起弹体壁面声速径向距离增加，同时，随着攻角的增大，圆孔凹槽内的静压逐渐降低。

得到了不同圆孔凹槽喷射流流动机理。当喷流速度为300 m/s时，在凹槽后缘会出现小尺度的激波。随着圆孔凹槽喷流速度的增加，在凹槽出口会出现明显的激波现象，当喷流速度达到600 m/s时，凹槽出口激波强度增加。

[1] MULLENIX N，GAITONDE D.Analysis of Unsteady Behavior in Shock Turbulent Boundary Layer Interactions with Large Eddy Simulations[C]∥51st AIAA Aerospace Sciences Meeting，AIAA 2013- 0404，2013.

[2] 范晓樯，李桦，易仕和，等.侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验[J].推进技术，2004，25(6)：499-502. FAN Xiao- qiang，LI Hua，YI Shi- he，et al.Experimental of Aerodynamic Performance for Hypersonic Vehicle Integrated with Side Wall Compression Inlet[J].Journal of Propulsion Technology，2004，25(6)：499-502.

[3] WALSH M，RIBLETS J．Viscous Drag Reduction in Boundary Layers[R]．NASA Technical Report，Virginia，1990：203-261.

[4] 宫武旗，李新宏，黄淑娟.沟槽壁面减阻机理实验研究[J].工程热物理学报，2002，27(2)：581-582. GONG Wu- qi，LI Xin- hong，HUANG Shu- juan.Experimental Study on Drag Reduction Mechanism of Trench Wall[J].Journal of Engineering Thermophysics，2002，27(2)：581-582.

[5] 郭晓娟.脊状表面减阻特性及其结构优化设计研究[D].西安：西北工业大学，2007. GUO Xiao- juan.Optimization Design of Drag Reduction Characteristics for the Ridge Surface[D].Xi’an: Northwestern Polytechnical University，2007.

[6] 梁在潮，梁利.肋条减阻[J].水动力学研究与进展学报，1999，14(3)：303-310. LIANG Zai- chao，LIANG Li.Drag Reduction by Riblets[J].Journal of Hydrodynamics，1999，14(3)：303-310.

[7] 王晋军.沟槽面湍流减阻研究综述[J].北京航空航天大学学报，1998，24(1)：31-34. WANG Jin- jun.Review on the Study of Turbulent Drag Reduction on the Surface of the Trench[J].Journal of Beihang University，1998，24(1)：31-34.

[8] 宋科，李栋.钝后缘翼型的后缘减阻装置研究[J].空气动力学学报，2011，29(6)：795-799. SONG Ke，LI Dong.Research on Trailing Edge Drag Reduction Device of Blunt Trailing Edge Airfoil[J].Acta Aerodynamica Sinica，2011，29(6)：795-799.

[9] 张成春，任露泉，王晶，等.旋成体仿生凹坑表面流场控制减阻仿真分析[J].兵工学报，2009，30(8)：1066-1072. ZHANG Cheng- chun，REN Lu- quan，WANG Jing，et al.Simulation and Analysis of Drag Reduction on the Surface Flow Field of the Bionic Concave Surface[J].Acta Armamentari，2009，30(8)：1066-1072.

[10] 黎作武，张涵信.高超声速前向喷射流动的减阻特性研究[C]∥第十一届全国分离流、旋涡和流动控制会议论文集，湖南大庸，2006，11：256-262. LI Zuo- wu，ZHANG Han- xin.Study on Drag Reduction Characteristics of Hypersonic Forward Jet Flow[C]∥Proceedings of the Eleventh National Conference on Separation Flow，Vortex and Flow Control，Hunan Dayong，2006，11：256-262.

[11] 石清，李桦.增升减阻流动控制技术的数值模拟研究[J].空气动力学学报，2011，29(3)：280-287. SHI Qing，LI Hua.Numerical Simulation Study on Flow Control Technology of Drag Reduction and Drag Reduction[J].Acta Aerodynamica Sinica，2011，29(3)：280-287.

[12] 周超英，纪文英，张兴伟，等.超声速钝体逆向喷流减阻的数值模拟研究[J].应用力学学报，2012，29(2)：159-163. ZHOU Chao- ying，JI Wen- ying，ZHANG Xing- wei，et al.Numerical Simulation of Drag Reduction of Supersonic Blunt Body by Reverse Jet Flow[J].Journal of Applied Mechanics，2012，29(2)：159-163.

[13] ENDWELL O，VICTOR P，WANG Ten- see，et al.Dynamics of Shock Dispersion and Interactions in Supersonic Freestreams with Counterflowing Jets[J].AIAA Journal，2009，47(6)：1313-1326.

[14] 沙莎，陈志华，韩珺礼.矩形凹槽管道中激波传播的数值研究[J].爆炸与冲击，2013，33(1)：61-66. SHA Sha,CHEN Zhi- hua,HAN Jun- li.Numerical Investigations on Shock Wave Propagation Through a Tube with Rectangular Grooves[J].Explosion and Shock Wave,2013，33(1)：61-66.

[15] SCHÜLEIN E.Optical Skin Friction Measurements in Short Duration Facilities[R].AIAA 2004-2115.

Flow Mechanism of Missile Body Front Round Column Grooves with/without Jet Flow

ZHENG Ri- sheng1，ZHANG Qing- bing1，XIAO Zhi- he2，LIU Heng- jun1，QI Kai- nan2

(1.Beijing Institute of Electronic System Engineering，Beijing 100854，China； 2.Electromagnetic Scattring Laboratory，Beijing 100854，China)

To study the flow mechanism of the different diameters of round column grooves with/without jet flow, a numerical simulation method with the standardk-wSST turbulence model is used. The flow mechanism analysis is based on different round column groove diameters with/without jet. Results show that expansion wave and compression wave are formed on the edge of the round column groove. Vortex structure may exist in a round column groove. Sound velocity radial distance increases with wall surface when the round column groove diameter increases gradually. Static pressure gradually reduced in the round column groove along with the increase of angle of attack. Shock wave is generated in the grooves outlet with the increase of round column groove jet speed. Shock wave of groove outlet strength significantly increases and static pressure in round column groove decreases when the flow velocity is 600 m/s.

column groove； jet flow； turbulence model； boundary layer； shock wave； vortex structure

2016-07-25；

2016-11-30 基金项目：有 作者简介：郑日升(1981-)，男，湖北省崇阳人。博士后，研究方向为飞行器设计.

10.3969/j.issn.1009- 086x.2017.04.008

TJ760

A

1009- 086X(2017)- 04- 0044- 06

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