多孔壁对一体化飞行器气动特性的影响研究-袁先旭-B0067

1、 CSTAM2015-A35-B0067多孔壁对一体化飞行器气动特性的影响研究袁先旭1，唐志共1，毕林1，柳军21中国空气动力研究与发展中心计算空气动力所2国防科技大学航天科学与工程学院第八届全国高超声速科技学术会议2015年12月2730日 哈尔滨Copyright 2012 版权所有 中国力学学会地址: 北京市北四环西路15号邮政编码:100190 Address: No.15 Beisihuanxi Road, Beijing 100190多孔壁对一体化飞行器气动特性的影响研究袁先旭1，唐志共1，毕林1，柳军2（1 中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳，621000；2 国防科技大学航天

2、科学与工程学院，湖南长沙，410073）摘要 对于内外流一体化飞行器，进气道宽速度范围启动是设计关键技术之一。但由于进气道唇口处存在激波/边界层干扰，在某些条件（临界马赫数、临界迎角）下，不可避免出现激波振荡现象（inlet buzz），导致进气道不启动，并影响飞行器的操稳特性。为抑制或避免此类问题，国内外已发展了诸多进气道主/被动流动控制技术，多孔壁即是其中一种简单易行的被动流动控制技术。本文采用数值模拟和风洞试验相结合的方法，研究了多孔壁对进气道启动特性和飞行器整体气动特性的影响。研究表明，多孔壁可减小边界层厚度，从而抑制进气道唇口分离和激波振荡。但多孔壁精确模拟对CFD计算和风洞试验均提

3、出了加大挑战，需要开展进一步的深入研究。关键词 一体化飞行器，进气道嗡鸣，多孔壁引 言高超声速内外流一体化飞行器是当前航天飞行器的研究热点之一。对于此类飞行器，进气道宽速度范围启动是设计关键技术之一。但由于进气道唇口处存在激波/边界层干扰，在某个临界马赫数或临界迎角下，不可避免出现激波振荡现象（inlet buzz），导致进气道不启动，并导致局部高频高幅压力脉动1,2，影响飞行器的操稳特性，见下图1和图2。据文献，美国X-51A的第三次飞行试验失败就是进气道不启动导致的。图1 进气道唇口激波振荡机理示意图1为抑制或避免进气道激波振荡问题，国内外已发展了诸多进气道主/被动流动控制技术，如边界层突

4、起颗粒强制转捩、可动唇口、等离子体注入、微喷气/抽气等等。其中，多孔壁即是一种简单易行的被动流动控制技术，其原理是通过多孔或开槽壁进行压力联通，以减小边界层厚度、抑制边界层发展，被广泛应用于跨声速风洞洞壁干扰减缓（图3）、细长体背风非对称分离涡抑制、激波诱导边界层分离抑制等3,4。图2 激波振荡诱导压力脉动示意图2图3 跨声速风洞多孔壁示意图1 研究模型本文研究模型为超声速进气道及下壁面和侧壁面布置的多孔板或开槽（图4），通过数值模拟和风洞试验，研究不同多孔壁（无孔、圆孔、槽孔）对进气道启动特性和整体气动特性的影响。其组合形式见表1。图4 进气道多孔板及网格示意图表1 研究组合说明编号模拟方法

5、说明WK8风洞试验无孔，进气道喉道高度8YK8风洞试验圆孔，进气道喉道高度8CK8风洞试验开槽，进气道喉道高度8WK12风洞试验无孔，进气道喉道高度12YK12风洞试验圆孔，进气道喉道高度12CK12风洞试验开槽，进气道喉道高度12CFD1数值计算无孔，无粘计算CFD2数值计算无孔，网格点约800万CFD3数值计算圆孔，网格点约1500万CFD4数值计算圆孔，网格点约5000万2 结果分析2.1 流态分析进气道唇口处的流态定性表征了进气道的启动特性，是分析多孔壁对进气道启动特性影响的主要手段。下图5给出了Ma2和Ma3风洞试验进气道唇口处的流态。图6给出了Ma3数值计算进气道唇口处的流态。 图

6、5 进气道唇口试验流态（左Ma2，右Ma3，YK12）图6 进气道唇口计算流态（Ma3，CFD4，YK12）从图5和图6可见，当Ma3、=0时，进气道入口存在大尺度分离涡，进气道处于壅塞状态，多孔壁内腔也存在大尺度分离，对进气道入口处的分离涡消除作用很弱。下图7给出Ma4风洞试验进气道唇口处的流态，这是一个关键Ma，是预期进气道启动的Ma数下限。图7 进气道唇口试验流态（Ma4，YK12）从图7可见，Ma4的进气道唇口流态与Ma3很相似，依然不启动，多孔壁流动控制效果不明显。为此，进行了CFD计算研究。图8给出无孔稀网格计算结果（CFD2），从图中可见，阻力系数先收敛，进气道处于启动状态，但经

7、过长时间计算后，唇口处激波/边界层干扰的非定常特性被激发，阻力系数时间历程曲线出现较大幅度的振荡，表明，进气道演化为壅塞状态。这与图7的风洞试验结果基本类似，多孔板作用不明显，相当于无孔板。为进一步确认该现象，进行了有孔稀网格计算（CFD3）和有孔密网格计算（CFD4），计算结果见图9、图10。 图8 进气道唇口CFD2计算流态（Ma4.3，YK12；上：Ma数云图，中：压力云图，下：流线图） 图9 进气道唇口CFD3计算流态（Ma4.3，YK12；左：阻力系数振荡前；右：阻力系数振荡后）从图9的计算结果来看，计算中即使模拟多孔壁，但计算网格规模不足，不能精确模拟气流通过多孔壁的粘性效应时，其

8、结果与无孔壁相比，并无本质不同，进气道唇口处激波振荡，进气道处于壅塞状态。图10给出加密网格后的Ma4、Ma4.3、Ma4.5三个马赫数的计算结果（CFD4）。从图9可见，加密网格后，其计算结果有定性变化，与图8完全不同。Ma=4时，多孔壁对进气道入口内的分离泡有一定的抑制作用，虽然进气道内上下壁面依然存在若干较小的分离泡，但进气道基本处于通流状态，未见激波振荡现象。随着马赫数增加，多孔壁对进气道入口内的分离泡的抑制作用进一步增强，进气道入口内上下壁面的分离泡不断减小甚至消失，进气道的启动性能持续改善，进气道处于通流状态，未见激波振荡现象。为何风洞试验、不同规模的CFD计算结果差别明显呢，这可

9、能是风洞试验Re偏低、CFD对小尺度多孔壁粘性流动模拟精度严重依赖网格规模导致的，从而对风洞试验和数值模拟提出了严峻挑战。图10 进气道唇口CFD4计算流态（上：Ma4.0，中：Ma4.3，下：Ma4.5）2.2 气动力特性分析通过纵向气动力特性分析，也可简介判断多孔壁对进气道流态的影响。图11给出进气道唇口无多孔壁、喉道高度8状态下的Ma4纵向气动力重复性试验曲线，从图中可以看出，数据重复性良好，三个通道重复性误差均在0.002以内，满足试验规范要求，表明试验结果是可信的。数据重复性好也表明Ma=4时，无多孔壁进气道处于完全壅塞状态，无激波振荡现象。图11 重复性试验（Ma4.0，WK8；上

10、：法向力系数，中：俯仰力矩系数，下：轴向力系数）图12给出Ma4、不同组合纵向气动特性风洞试验结果比较。可见从图中可以看出，模型进气道唇口开孔与否及喉道高度变化，对法向力及俯仰力矩影响较小。但对阻力有较大影响，主要是不同组合进气道流态发生变化引起，YK8组合模型阻力最小，表明其进气道通流情况较为理想。试验结果还表明，在相同的开孔面积下，开槽与圆孔无明显差别。图13给出了Ma4阻力系数计算与试验结果的比较。从图中可见，对于下临界Ma4，无孔壁无粘计算（CFD1）进气道无壅塞问题，阻力系数最小；无孔壁粘计算（CFD2）进气道完全壅塞，阻力系数最大。圆孔密网格计算（CFD4）进气道完全通流，阻力系数

11、也比较小。风洞试验数据则介乎其间。图12 不同组合气动力试验结果比较（Ma4.0；上：法向力系数，中：俯仰力矩系数，下：轴向力系数）图13 阻力系数计算与试验比较（Ma4.0）图14给出了0攻角不同马赫数下阻力系数计算与试验结果的比较。在下临界Ma=4时，计算模型不同，进气道通流特性不同，从而导致阻力系数差别较大。在Ma4.5进气道完全通流情况下，不同计算模型阻力系数差别不大。风洞试验阻力系数普遍小于数值计算结果，这是一个反常现象。可能是由于风洞试验模型缩比后Re数低，流态为层流；而数值计算均采用全湍流模型（无粘计算除外）。图14 不同马赫数阻力系数计算与试验比较3 小结通过数值模拟和风洞试验

12、相结合的方法，研究了多孔壁对进气道启动特性和飞行器整体气动特性的影响。结果表明：1）多孔壁由于构型复杂，尺度小，风洞试验模型缩比后，多孔壁的几何相似难以保真；CFD计算则网格规模要求巨大，这对风洞试验技术和数值计算方法均提出了严峻挑战战，需要开展进一步的深入研究。2）风洞试验和精细计算均表明，多孔壁可减小边界层厚度，从而抑制进气道唇口分离和激波振荡。但开孔率、布置位置等对其流动控制效果影响显著，需要进一步优化。致谢:气动中心的赵忠良研究员、杨晓娟工程师、陈坚强研究员、王文正研究员、张来平研究员、常兴华副研究员、高晓成高级工程师、谢昱飞副研究员，国防科技大学航天学院的金亮副教授等同志，均参与了此

13、项研究工作，在此一并表示感谢。参考文献1 S. Trapier, S. Deck, P. Duveau and P. Guillen. Delayed Detached-Eddy Simulation of Supersonic Inlet Buzz. AIAA 2007-4353.2 Ch. Fischer and H. Olivier. Experimental Investigation of the Shock Train in an Isolator of a Scramjet Inlet. AIAA 2011-2220.3 袁先旭,杨明智,谢昱飞,王文正. 风洞整流孔板流动CFD

14、边界条件建模. 空气动力学学报，2010，28（3）.4刘刚,马率,黄勇,牟斌. 孔壁被动控制的数值模拟研究. 空气动力学研究文集. 2006.5袁先旭. 非定常流动数值模拟及飞行器动态特性分析研究. 博士学位论文 . 中国空气动力研究与发展中心, 2002.STUDY ON THE POROUS WALL EFFECTS FOR INTEGRAL VEHICLE AERODYNAMIC CHARACTERISTICSYUAN Xianxu1 TANG Zhigong1 BI Lin1 LIU Jun2 (1 China Aerodynamic Research and Develpoment

15、 Center, Sichuan Mianyang 621000, China) Abstract For internal and external flow integrated aircraft, the wide speed range of inlet starting is one of the key technologies in design. However, due to the presence of shock wave/boundary layer interaction at the mouth of the inlet, the shock oscillatio

16、n is unavoidable in some conditions (critical Maher number and critical angle of attack), which cause the inlet is not activated, and affect the stability of the aircraft. In order to suppress or avoid this problem, some active flow control and passive flow control technique are developed, and the p

17、orous wall is one of the simple and easy one. In this paper, the influence of the porous wall on the starting performance of the inlet and the aerodynamic characteristics of the aircraft is studied by means of numerical simulation and wind tunnel test. The research shows that the porous wall can reduce the thickness of the bo