張慶兵, 逯雪鈴, 沙 莎

(北京電子工程總體研究所, 北京 100854)

0 引 言

傳統(tǒng)的氣動(dòng)舵面，要克服慣性力矩和阻尼力矩并達(dá)到一定的舵偏，才能產(chǎn)生所需的控制力和力矩，時(shí)間延遲較大(通常可達(dá)100 ms量級(jí))；在動(dòng)壓減小的情況下(如高空飛行條件下或初始低速飛行階段)，氣動(dòng)舵面控制效率很低。側(cè)向噴流直接力控制系統(tǒng)的響應(yīng)時(shí)間僅為氣動(dòng)舵面的幾十分之一，且效果不受動(dòng)壓減小的影響，是目前高超聲速導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)控制響應(yīng)最快、系統(tǒng)最簡(jiǎn)單的控制方式。

噴流直接力控制系統(tǒng)在高空提供近似等于推力的控制力，提供的力矩主要由推力作用線與轉(zhuǎn)軸的相對(duì)位置決定，基本不引起干擾力和力矩，對(duì)噴口周圍物面的氣動(dòng)加熱也不明顯。但當(dāng)高度降低至20～30 km時(shí)，來流與噴流產(chǎn)生復(fù)雜的側(cè)噴干擾效應(yīng)，形成強(qiáng)烈的激波/激波、激波/邊界層干擾流動(dòng)結(jié)構(gòu)(如圖1所示)，產(chǎn)生明顯的干擾力、力矩以及極高的局部氣動(dòng)加熱。圖2為側(cè)噴干擾軸向壓力系數(shù)Cp分布的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[1]，在噴口附近出現(xiàn)很高的壓力峰值，氣動(dòng)熱環(huán)境分布也有類似趨勢(shì)。

圖1 導(dǎo)彈側(cè)噴干擾流動(dòng)[1]

圖2 側(cè)噴干擾軸向壓力系數(shù)分布的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[1]

Fig.2Thepressurecoefficientcomparisonalongthex-axislocationsbetweencomputationandexperimentation[1]

側(cè)噴干擾的流動(dòng)特征非常復(fù)雜。超聲速燃?xì)鈬娏鲗?duì)來流產(chǎn)生阻礙作用，在噴流前形成弓形激波，弓形激波后的壓強(qiáng)上升形成逆壓梯度，導(dǎo)致邊界層出現(xiàn)分離泡。分離泡(相當(dāng)于流場(chǎng)中的一個(gè)固體壁面)使主流發(fā)生一定偏離，在弓形激波前產(chǎn)生分離激波，形成激波/邊界層干擾典型的λ形激波，此區(qū)域的分離流動(dòng)環(huán)繞噴流在壁面附近形成反向旋轉(zhuǎn)的馬蹄渦。噴流受到來流作用向后彎曲，形成桶形激波和馬赫盤。繞流在噴流后側(cè)形成分離和再附區(qū)域，產(chǎn)生再附激波等結(jié)構(gòu)。

研究側(cè)噴干擾流動(dòng)的實(shí)驗(yàn)需要滿足的條件遠(yuǎn)比常規(guī)外部繞流實(shí)驗(yàn)條件復(fù)雜。除需幾何相似、來流馬赫數(shù)相等外，噴流壓比、噴流組分、反應(yīng)過程等也需相似，這樣的實(shí)驗(yàn)條件已有技術(shù)很難嚴(yán)格實(shí)現(xiàn)。幾十年來，研究者針對(duì)側(cè)噴干擾流動(dòng)開展了大量的實(shí)驗(yàn)與計(jì)算研究(實(shí)驗(yàn)包括冷噴流、高溫空氣和熱噴流實(shí)驗(yàn)，計(jì)算包括冷噴流、高溫異質(zhì)噴流、無反應(yīng)凍結(jié)流和反應(yīng)流模擬[1-24])，得到了重要的定性定量結(jié)論，加深了對(duì)側(cè)噴干擾流動(dòng)現(xiàn)象及其規(guī)律的認(rèn)識(shí)。

冷噴流實(shí)驗(yàn)因其重復(fù)性好、無毒害、成本相對(duì)較低，并且在保證噴流壓比和初始膨脹角一致的條件下可以獲得比較滿意的結(jié)果，在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中被大量采用[5-10]；但由于其難以模擬真實(shí)飛行器噴流燃?xì)獾谋葲_、溫度、比熱比以及二次燃燒效應(yīng)等，采用微型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行的熱噴流實(shí)驗(yàn)逐漸成為噴流干擾實(shí)驗(yàn)的發(fā)展趨勢(shì)。現(xiàn)階段，熱噴流實(shí)驗(yàn)主要采用真實(shí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的燃?xì)饬髯鳛閷?shí)驗(yàn)噴流介質(zhì)[10-12]，復(fù)現(xiàn)真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)。此外，也有利用路德維希管通過氫氣和氧氣燃燒實(shí)現(xiàn)高溫燃?xì)鈬娏鳎⑼ㄟ^調(diào)節(jié)氣體壓強(qiáng)和氣體組分實(shí)現(xiàn)特定噴流參數(shù)[13-14]。

20世紀(jì)80年代，計(jì)算流體力學(xué)在側(cè)噴干擾氣動(dòng)研究方面取得長足進(jìn)展。20世紀(jì)90年代至今，側(cè)噴干擾流動(dòng)模擬技術(shù)進(jìn)入發(fā)展高潮，在計(jì)算方法和物理模型方面均取得重大進(jìn)步[1-4,15-24]。實(shí)驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果的對(duì)比，證實(shí)了合理的數(shù)值模擬模型參數(shù)設(shè)置可以得到與實(shí)驗(yàn)較為一致的結(jié)果(如圖3所示)，為采用數(shù)值模擬手段廣泛開展側(cè)噴干擾研究提供了依據(jù)。同時(shí)，從圖3也可看到，側(cè)噴干擾對(duì)來流條件變化非常敏感，迎角α的變化在很大程度上改變了極限流線分布，對(duì)受力和加熱分布也會(huì)有潛在的重要影響。

(a) α=0°

(b) α=10°

圖3 側(cè)噴干擾物面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)油流實(shí)驗(yàn)圖像與計(jì)算極限流線(α=0°、10°)[22]

Fig.3Experimentaloilflowimagesandcomputationallimitstreamlinesforlateraljetinteractionflow(α=0°,10°)[22]

計(jì)算方法可以方便地設(shè)置冷噴流、高溫異質(zhì)噴流、凍結(jié)無反應(yīng)噴流、多組分反應(yīng)噴流等計(jì)算模型，研究不同物理化學(xué)過程對(duì)側(cè)噴干擾氣動(dòng)力的影響程度。通過計(jì)算與實(shí)驗(yàn)的對(duì)比研究發(fā)現(xiàn)，高溫空氣噴流可以較好地反映高溫多組分燃?xì)鈬娏鞯牧鲃?dòng)特征，這為實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)或計(jì)算設(shè)置提供了一種思路。在計(jì)算過程中，為降低計(jì)算復(fù)雜程度、減少計(jì)算時(shí)間，經(jīng)常采用高溫異質(zhì)噴流方法開展側(cè)噴干擾流動(dòng)模擬研究，以較為經(jīng)濟(jì)地獲得比較合理的分析結(jié)果。

研究者也關(guān)心湍流模型對(duì)側(cè)噴干擾流動(dòng)的適用性問題。有研究機(jī)構(gòu)對(duì)冷、熱噴流和9種湍流模型開展了計(jì)算研究，結(jié)果表明：總體的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩不像表面壓強(qiáng)分布那樣易于受到湍流模型的影響，在冷、熱噴流模擬中，湍流模型的影響程度分別小于3%和13%；綜合而言，SST湍流模型得到的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合程度最好[24]。

現(xiàn)有文獻(xiàn)的工作側(cè)重于研究側(cè)噴干擾流動(dòng)中的激波/激波、激波/邊界層干擾等典型流動(dòng)現(xiàn)象，在計(jì)算和實(shí)驗(yàn)中，噴流的作用更多的是產(chǎn)生這些典型流動(dòng)現(xiàn)象，噴流動(dòng)量比很小，干擾流動(dòng)范圍偏小，在氣動(dòng)力方面還缺少貼近應(yīng)用需求的針對(duì)性研究，而氣動(dòng)熱方面則極少涉及。這可能和實(shí)驗(yàn)條件難以實(shí)現(xiàn)、缺少驗(yàn)證數(shù)據(jù)有關(guān)。滿足應(yīng)用需求的大噴流動(dòng)量比側(cè)噴干擾的力學(xué)特性和峰值熱流分布，均需開展復(fù)現(xiàn)高溫燃?xì)庑?yīng)的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

1 實(shí)際應(yīng)用對(duì)側(cè)噴干擾燃?xì)庑?yīng)實(shí)驗(yàn)方面的需求

噴流動(dòng)量與自由來流動(dòng)量比值的大小，會(huì)引起噴流干擾區(qū)域的巨大差異?，F(xiàn)有的側(cè)噴干擾計(jì)算和實(shí)驗(yàn)大多側(cè)重于小噴流動(dòng)量比典型流動(dòng)現(xiàn)象的研究，噴流干擾區(qū)域延伸范圍有限；而在實(shí)際應(yīng)用的大動(dòng)量比情況下，噴流干擾區(qū)域會(huì)從兩側(cè)延伸至噴口對(duì)側(cè)物面，流動(dòng)發(fā)生明顯偏折并出現(xiàn)局部高壓(如圖4所示)，此類干擾的力學(xué)影響實(shí)驗(yàn)研究還很缺乏。

目前，以計(jì)算方法研究高超聲速流動(dòng)問題時(shí)，較多采用熱完全氣體模型，以反映氣體的部分高溫效應(yīng)，在側(cè)噴計(jì)算時(shí)也普遍采用異質(zhì)流或多組分模型，但不太采用反應(yīng)模型，以避免反應(yīng)源項(xiàng)剛性引起的計(jì)算收斂問題。因此，為驗(yàn)證此類算法與實(shí)際干擾流動(dòng)的貼近程度，需要開展相應(yīng)的對(duì)比實(shí)驗(yàn)。

高速流動(dòng)中的氣動(dòng)熱問題也受到極大關(guān)注。在噴口前部干擾區(qū)，來流與燃?xì)鈬娏饔休^大程度的摻混，很多情況下燃?xì)饪倻乇葋砹骺倻馗?，可以預(yù)測(cè)燃?xì)饽芰繉?duì)干擾區(qū)峰值熱流存在重要影響；同時(shí)，氣體摻混反應(yīng)對(duì)干擾區(qū)峰值熱流的影響還與燃?xì)馐欠癯浞秩紵嚓P(guān)，其對(duì)氣動(dòng)熱的影響也更加復(fù)雜，采用冷噴流模擬無法復(fù)現(xiàn)此種效應(yīng)。目前，復(fù)現(xiàn)高焓來流和高溫燃?xì)鈬娏鞯臍鈩?dòng)熱實(shí)驗(yàn)結(jié)果還比較缺乏，高溫燃?xì)夥磻?yīng)效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱的影響也需開展相關(guān)的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證工作。

圖4 噴口對(duì)側(cè)物面壓強(qiáng)與流線分布

2 冷/熱噴流和有/無反應(yīng)對(duì)氣動(dòng)力/熱的影響

基于當(dāng)前高超聲速流動(dòng)計(jì)算方法的應(yīng)用現(xiàn)狀和工程應(yīng)用對(duì)實(shí)驗(yàn)研究的需求，本文介紹不同氣體模型對(duì)高動(dòng)量比側(cè)噴干擾流動(dòng)氣動(dòng)力/熱影響的一些研究結(jié)果作為對(duì)現(xiàn)有文獻(xiàn)研究的補(bǔ)充，以便從未來飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的角度討論可能遇到的氣動(dòng)力/熱問題和地面氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)技術(shù)問題。

選取和圖1類似的錐-柱-裙外形，為貼近實(shí)際應(yīng)用，對(duì)模型尖端作鈍化處理，模型長度設(shè)定為2 m，底部直徑設(shè)定為0.5 m，發(fā)動(dòng)機(jī)軸線處于模型軸向中部位置，參考底部面積和長度得出氣動(dòng)力系數(shù)與力矩系數(shù)。

需要注意的是：考慮到計(jì)算方法在高超聲速流動(dòng)中的應(yīng)用現(xiàn)狀，本節(jié)均采用熱完全氣體模型；“冷噴流”僅指噴流介質(zhì)為常溫氮?dú)?，但考慮高溫下熱物性變化和可能的氣體反應(yīng)，以更加確切地反映冷、熱噴流介質(zhì)引起的力學(xué)差異。

2.1 氣體模型

氣體模型采用冷噴流、無反應(yīng)噴流和高溫反應(yīng)噴流等3種模型。其中，冷噴流氣體模型采用式(1)的相似準(zhǔn)則設(shè)定冷噴流參數(shù)(式中，γ、Ma、p、A分別為比熱比、馬赫數(shù)、壓強(qiáng)和噴口面積；下標(biāo)j、cold、hot分別表示噴流、冷噴流、熱噴流。在流場(chǎng)解算中，考慮高溫條件下可能發(fā)生的氣體熱物性變化和化學(xué)反應(yīng))，

噴流介質(zhì)采用氮?dú)?；無反應(yīng)噴流氣體模型采用真實(shí)的多組分氣體，考慮氣體熱物性參數(shù)隨溫度的變化，但不考慮氣體發(fā)生反應(yīng)，即反應(yīng)是凍結(jié)的；高溫反應(yīng)噴流氣體模型考慮了氣體熱物性隨溫度的變化和化學(xué)反應(yīng)。

(1)

根據(jù)計(jì)算經(jīng)驗(yàn)和文獻(xiàn)結(jié)論，選擇SST湍流模型；在計(jì)算中，噴流從駐室入口引入；空間采用六面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行離散，半模網(wǎng)格3500萬。高溫燃?xì)鈬娏鲄?shù)和噴流組分見表1和2，氣體高溫反應(yīng)采用表3所示的11組分化學(xué)反應(yīng)模型(表中，kf為Arrhenius反應(yīng)速率常數(shù)，Cf為指前因子，ηf為溫度指數(shù)，Ta為活化溫度，W為催化組分)。壁面采用300 K等溫壁條件，計(jì)算中未考慮壁面催化效應(yīng)。

表1 高溫燃?xì)鈬娏鲄?shù)Table 1 High temperature jet parameters

表2 高溫燃?xì)鈬娏鹘M分Table 2 High temperature jet molecular species

表3 燃?xì)夥磻?yīng)速率參數(shù)(kf對(duì)應(yīng)cm3、mol和s)Table 3 Chemical reacting parameters (kf in dimensions of cm3, mol and s)

2.2 不同氣體模型噴流對(duì)比研究

圖5為高度h=20 km、迎角α=0°時(shí)冷噴流與高溫反應(yīng)噴流干擾區(qū)域流線與壓強(qiáng)p分布對(duì)比。可以看到，2種計(jì)算模型峰值壓強(qiáng)數(shù)值接近，在噴口前(圖中左側(cè))均有2個(gè)流線集中的位置，左為分離位置，右為再附位置，兩位置間為激波/邊界層干擾旋渦分離區(qū)域，噴口和再附位置間為另一較小的旋渦分離區(qū)域，兩分離區(qū)域在再附位置匯合引起局部高壓。冷噴流模型再附位置更靠近噴口，但激波/邊界層分離區(qū)域稍寬，其他狀態(tài)下(如α=-4°和4°時(shí))也有這一顯著特征。圖6為熱流密度q對(duì)比，正如所預(yù)測(cè)的那樣，冷噴流比高溫反應(yīng)噴流模型的數(shù)值小一個(gè)量級(jí)，這也是冷噴流實(shí)驗(yàn)通常僅用于氣動(dòng)力特性研究的主要原因。

表4給出了高度h=20 km、不同迎角時(shí)不同氣體模型的氣動(dòng)特性，表中各列數(shù)據(jù)分別為迎角α、開機(jī)狀態(tài)、氣體模型、軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)Cn、俯仰力矩系數(shù)Cm、推力放大系數(shù)AF(Amplification Factor)和噴流俯仰干擾力矩Mi。其中，冷噴流和高溫反應(yīng)噴流模型的推力放大系數(shù)AF和噴流俯仰干擾力矩Mi相對(duì)于反應(yīng)模型的無噴流狀態(tài)得到(如前所述，冷噴流僅指常溫氣體作為噴流介質(zhì)，但考慮整個(gè)流場(chǎng)中可能發(fā)生的反應(yīng)，這樣設(shè)置也是為了更好地對(duì)比分析高溫燃?xì)庑?yīng))，而無反應(yīng)噴流模型相對(duì)于無反應(yīng)模型的無噴流狀態(tài)得到?？梢钥吹剑涸跓o噴流條件下，僅考慮反應(yīng)與否，幾乎不影響氣動(dòng)力和力矩；但在噴流條件下，不同氣體模型的氣動(dòng)力和力矩差異明顯，尤其是法向力相差4%～15%，俯仰力矩相差則超過20%。另外，當(dāng)迎角α從-4°增加到4°，不同氣體模型的推力放大系數(shù)AF均會(huì)增加，且數(shù)值均大于1(即加強(qiáng)推力效果)；噴流俯仰干擾力矩也由負(fù)變正，負(fù)迎角時(shí)增加低頭力矩，正迎角時(shí)增加抬頭力矩。需要注意的是：從當(dāng)前計(jì)算結(jié)果來看，不同氣體模型的力矩最大相差100 N·m，考慮到氣動(dòng)穩(wěn)定控制系統(tǒng)可提供的操縱力矩一般為數(shù)百N·m，這就已經(jīng)需要評(píng)估操縱性與系統(tǒng)重量之間的平衡了。

圖5 冷噴流與高溫反應(yīng)噴流氣體模型噴流干擾流線與壓強(qiáng)分布對(duì)比

Fig.5Thelateraljetinteractionpressuredistributionsforcoldgasandreactinggas

圖6 冷噴流與高溫反應(yīng)噴流氣體模型噴流干擾熱流密度分布對(duì)比

Fig.6Comparisonofheatingratedistributionunderthelateraljetinterferenceforcoldgasandreactinggas

圖7和8分別為更高馬赫數(shù)下的高溫?zé)o反應(yīng)噴流和反應(yīng)噴流干擾區(qū)域流線、壓強(qiáng)分布以及熱流密度分布對(duì)比。與前述冷噴流與高溫反應(yīng)噴流的對(duì)比不同，高溫?zé)o反應(yīng)噴流和反應(yīng)噴流干擾區(qū)域的流線和壓強(qiáng)分布均接近，但帶反應(yīng)的峰值熱流密度有較為明顯的提高。表5給出了峰值壓強(qiáng)pp與熱流密度qp的對(duì)比，可以看出，有反應(yīng)條件的峰值壓強(qiáng)和熱流密度均高，但峰值壓強(qiáng)差別不超過2%，熱流密度差異則達(dá)到約13%。分析迎角α的變化對(duì)峰值壓強(qiáng)和熱流密度的影響，可知無論反應(yīng)與否，數(shù)值都會(huì)有成倍的差異。側(cè)噴干擾氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算的不確定度較高，而湍流模型的選用依據(jù)是針對(duì)氣動(dòng)力的，現(xiàn)有文獻(xiàn)還缺乏側(cè)噴干擾氣動(dòng)熱的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)論，因此，氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算亟需反映高溫燃?xì)庑?yīng)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作為依據(jù)。

表4 不同氣體模型的氣動(dòng)特性對(duì)比Table 4 Aerodynamic characteristics comparison between different gas models

圖7 高溫?zé)o反應(yīng)噴流與反應(yīng)噴流氣體模型噴流干擾壓強(qiáng)分布對(duì)比

Fig.7Comparisonofpressuredistributionunderthelateraljetinterferenceforhightemperaturenonreactinggasandreactinggas

圖8 高溫?zé)o反應(yīng)與反應(yīng)噴流氣體模型噴流干擾熱流密度分布對(duì)比

Fig.8Comparisonofheatingratedistributionunderthelateraljetinter-ferenceforhightemperaturenonreactinggasandreactinggas

表5 高溫?zé)o反應(yīng)和反應(yīng)噴流氣體模型峰值壓強(qiáng)與熱流密度對(duì)比Table 5 Peak pressure and heating rate comparison between high temperature nonreacting gas and reacting gas

3 結(jié) 論

在現(xiàn)有實(shí)驗(yàn)研究中，噴流分離區(qū)影響范圍偏小，難以反映實(shí)際應(yīng)用的干擾量值，需要開展?jié)M足實(shí)際應(yīng)用的大噴流動(dòng)量比實(shí)驗(yàn)研究。采用計(jì)算手段解決高超聲速流動(dòng)問題時(shí)，也非常關(guān)心側(cè)噴干擾氣動(dòng)力受高溫燃?xì)庑?yīng)影響的程度，亟需實(shí)驗(yàn)給予確認(rèn)。高速流動(dòng)中的氣動(dòng)熱問題受到極大關(guān)注，側(cè)噴干擾燃?xì)饽芰繉?duì)干擾區(qū)的峰值熱流存在重要影響，而氣體摻混反應(yīng)對(duì)干擾區(qū)峰值熱流的影響還與燃?xì)馐欠癯浞秩紵嘘P(guān)，其對(duì)氣動(dòng)熱的影響也更加復(fù)雜；另外，氣動(dòng)熱計(jì)算還缺乏湍流模型方面的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作為參照。噴流干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)豐富、作用機(jī)理非常復(fù)雜，并受到飛行高度、迎角、高溫燃?xì)庑?yīng)、湍流模型等多種因素的制約，對(duì)飛行器氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱均會(huì)產(chǎn)生重要影響，需要針對(duì)具體外形結(jié)合飛行及噴流參數(shù)進(jìn)行深入分析。