临近空间高超声速飞行器表面非规则缝隙流动及传热特性研究

2019-11-04许啸张军沈屹王学德谭俊杰张召明

航空工程进展 2019年5期

许啸，张军，沈屹，王学德，谭俊杰，张召明

(1.江苏科技大学张家港校区，苏州 215600) (2.南京航空航天大学航空学院，南京 210016) (3.南京理工大学能源与动力工程学院，南京 210094)

0 引言

随着航天技术的发展，临近空间高超声速飞行器正展现出越来越重要的应用空间与价值，如何克服飞行过程中严重的气动加热则是当前研究的焦点[1-3]。在传统的高超声速飞行器热防护研究中，出于简化问题的考虑，主要将飞行器表面简化为光滑而连续的模型并研究其表面热流的分布情况；然而随着研究的深入，越来越多的研究成果证明，高超声速飞行器表面由于不同部件的相互容纳、制造公差、非相似材料膨胀和烧蚀不均匀等因素所产生的大量缝隙将不可避免的对其表面流动产生影响[4]。例如缝隙入口使原本平滑的表面边界层流动出现分离和再附，导致入口边缘的热流急剧升高从而形成高温烧蚀区域；缝隙的扰动会促进边界层向湍流转化，进而引起表面整体热流量的增加；缝隙突变的空间结构会导致内部卷积涡旋的形成，而涡旋所带来的巨大热量在狭小的内部空间无法由辐射散热所导出，从而在缝隙表面产生极高的温度，最终导致严重烧蚀的产生[5]等。由此可见，高超声速飞行器表面缝隙对其整体的气动传热和烧蚀特性将产生不可忽视的影响，针对缝隙内部流动与传热的机理研究对高超声速飞行器热防护系统的设计具有极为重要的意义[6-11]。

近年来，国内外通过风洞试验和数值模拟方法对高超声速飞行器表面缝隙进行了大量研究。R.C.Palharini等[12]将稀薄高超环境下的缝隙简化为二维和三维空腔，采用直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)分析了其中的流动和传热情况；S.Creighton等[13]采用计算与实验相结合的方法研究了高超声速环形缝隙内的非定常流动，并研究了缝隙长深比对振荡强弱的影响；N.F.Knight等[14]采用数值方法研究了航天飞机机翼前缘板之间缝隙线的弹性和热机械应力；邱波等[15]采用基于可压缩N-S方程的CFD软件对高超声速飞行器表面横缝内的漩涡和气动热情况进行了模拟分析；沈淳等[16]采用“半解耦”显示流固耦合近似计算方法模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程，验证了算法的可靠性，并分析了气流侵入密封结构的主要特性。

从目前的研究成果来看，上述研究主要将表面缝隙简化为不发生形变的规则区域以研究其内部的涡旋流动结构、表面热流率与来流马赫数、缝隙宽深比等因素间的影响机理。然而在工程中，缝隙的形状并不完全规则，同时由于高超声速流场中严重的气动加热，原本规则的缝隙也会逐渐被强烈的表面热流烧蚀成不规则的形状，而这些因素将不可避免地对缝内流动和传热特性产生影响。

据此，本文构建不同形式的局部变形边界以模拟多种类型的非规则表面缝隙，并采用非结构网格DSMC方法对工作于稀薄大气中的高超声速飞行器流动和传热特性进行数值分析，以期为高超声速飞行器表面缝隙的烧蚀热防护等设计提供依据和参考。

1 数值理论方法

目前，G.A.Bird[17]提出的DSMC方法是模拟稀薄流动时最为成功的计算方法，该方法用有限个模拟分子代替真实气体分子，在计算机内存中保存模拟分子的位置坐标、速度分量以及内能等信息，并在模拟分子运动、碰撞以及与边界相互作用的过程中不断改变这些信息的具体数值，进而通过对计算网格内模拟分子的运动状态取样统计，达到求解宏观流动特性(速度、温度、表面压力、热流等)的目的[18-19]。

在此基础上，为了研究非规则边界流动问题，本文采用M.Laux等[20]提出的非结构网格DSMC方法进行数值模拟，该方法舍去了对网格节点的限制，易于根据流场的特点对网格单元的体积、形状和位置进行调节，并且在模拟复杂外形时具有高度的适体性，因此对近空间稀薄状态下高超声速飞行器表面缝隙的非规则变形具有良好的适用性。另外，由于DSMC方法中的网格尺寸起着约束分子取样范围的作用，其与该方法的统计精度密切相关，具体数值则取决于流场的稀薄程度。据此，本文在模拟时以来流气体平均分子自由程的三分之一为标准确定网格单元的大小，并采用子网格技术对高密度区单元进行加密，以提高计算精度。

2 算例验证与分析

2.1 计算区域结构及网络

首先根据文献[4]中的计算条件将初始缝隙简化为宽深比为1的正方形，并连同缝隙上方空间一同构成规则状态下的计算区域，如图1(a)所示。根据已公布的研究成果，缝隙迎风侧转角的气动热梯度最为集中，因此本文将高超声速飞行器表面缝隙的非规则变形集中于该处，并另外设定初步变形和深度变形两种状态，尺寸如图2所示。计算中来流状态选取海拔70 km的大气环境，来流速度7 425.85 m/s，来流温度219.585 K，固壁表面温度1 000 K，来流压力5.220 9 Pa，来流密度8.282 9×10-5kg/m3。标准状态下的计算网格如图1(b)和图1(c)所示，其中计算网格单元约82万，网格尺度约0.2 mm，时间步长取2.0×10-9s，其他两种状态下的网格均以标准状态下的网格数量和尺度为标准进行设计。

(a) 流场区域结构

(b) 整体计算网格(初始规则状态)

(c) 缝隙内计算网格(初始规则状态)图1 高超声速飞行器表面缝隙流场计算域结构和网格示意图Fig.1 Structure of computational domain and grid schematic diagram of surface slit flow field of hypersonic vehicle

(a) 原始规则状态

(b) 初步变形状态

2.2 不同缝隙变形状态下的流场结构

缝隙内部流场模拟结果如图3～图6所示，可以看出：随着右边界的不断变形，原本从上方绕行的外部流动开始干扰缝内流动，在其作用下缝内涡旋中心逐渐向左偏移并扁平化；在缝隙右上方的转角处，缝隙外部流动受变形后的边界影响，再附过程被延长，同时又受到倾斜边界的挤压作用，形成带状的高温高密度区域；同时随着右边界的倾斜变形，缝内气流加速溢出，其底部流速开始增加，密度和压力呈下降趋势，而气流温度则有所提高。结果表明，在缝隙边界倾斜式变形的影响下，缝内涡旋强度受外部来流的侵蚀而减弱，其阻碍缝隙底部流动的能力受到制约，导致缝内气体的切向流速上升，一方面降低了外部气流因固壁阻滞而产生的壁面换热量，另一方面也使得缝外的高温气体更多地渗入缝隙，使其内部的温度场有所提高。

(a) 原始规则状态

(b) 初步变形状态

(a) 原始规则状态

(b) 初步变形状态

(a) 原始规则状态

(b) 初步变形状态

(a) 原始规则状态

(b) 初步变形状态

2.3 不同变形状态下的缝隙边界热流系数分布

缝隙边界上的热流系数分布情况如图7～图8所示，热流系数的计算公式为

(1)

式中:q为单位时间内气体传递到平板单位表面面积的热量；ρ∞为自由来流密度；u∞为自由来流速度。

初始状态下本文与文献[4]计算结果的对比情况如图7所示，可以看出：两者基本一致，其结果相差在5%以内，证明了本文结果的有效性。

(a) 左侧边界

(b) 底部边界

(c) 右侧边界图7 高超声速飞行器表面缝隙初始状态下的表面热流系数分布对比Fig.7 Comparison of surface heat flux coefficients of hypersonic vehicle under initial state of surface crevice

不同形变状态下缝隙边界上的导热情况如图8所示。

(a) 左侧边界

(c) 右侧边界图8 高超声速飞行器表面缝隙变形过程中边界面上的表面热流系数分布情况Fig.8 Distribution of surface heat flux coefficient on the boundary surface of hypersonic vehicle during surface slot deformation

从图8可以看出：缝隙边界形变对缝内边界的热流密度造成了较大的影响，左侧边界中部和底部热流密度明显上升，而出口处则明显下降；底部热流密度在形变过程中先上升后降低，但始终高于规则状态；而右侧边界的热流密度则主要呈降低趋势。

据此可知，倾斜式形变对缝隙内部的流动造成了两种效应：高温引流和加速导流，前者是由于缝隙形变加剧，造成缝内漩涡向外部高温边界层延伸，致使更多外部边界上的高温分子流入缝内所造成的；后者则主要是由于缝隙右侧边界的倾斜式形变降低了缝内流动的正面阻力，导致内部流体加速向外溢出，提高了边界表面流动的切向速度，从而降低了流体与边界之间的法向传热。这两种效应所产生的影响截然相反，而从结果来看，其影响的位置也有所不同，高温引流主要影响缝隙内部较深的底部和左侧根部边界，加速导流则主要影响左侧出口和右侧边界，即缝内流动与外部流场接触的位置。同时，倾斜式形变将对缝隙内部传热造成较为复杂的影响，这其中最值得重视的就是与飞行器内部距离最近的缝隙底部，一旦发生倾斜式形变，底部的热流密度将明显上升，若防护不当，有可能导致飞行器中接近底部的零部件急速烧毁，这一点值得高度重视。