高超速复杂气动问题的研究综述与思考

学号：1109140413

姓名：闫朋朋

2016年1月

高超声速复杂气动问题的研究综述与思考

闫朋朋章易程

（中南大学交通运输工程学院湖南长沙 410004）

摘要：通过对国内外研究现状的调查总结，分析了当前高超速气动工程及仿真实验的研究方法及进展，概述了超高速复杂气动问题的研究方向，归纳了超高速复杂气动问题的模型模拟研究以及影响超高速飞行的主要因素，最后对超高速气动问题进行风动实验研究，利用多场耦合数值模拟进行仿真研究，利用非线性鲁棒自动控制系统对超高速飞行器的表面结构优化问题，材料使用问题，气动热环境问题提供有益的建议。 关键词：超高速气动实验数值模拟气动布局优化热环境

0 引言

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等。基于上述理由，我们从超高速飞行的实验，分析方法，以及影响超高速飞行的因素对超高速气动问题进行研究综述。

1 实验

1.1 工程实验

工程风洞实验是研究高超速复杂气动问题最实用的方法。飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。当前国内外主要有机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型风洞试验。

由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。安装在超声速/高超声速飞行器表面的突起物如机翼、控制舵等通常会导致复杂的激波/边界层干扰,对突起物的局部气动特性甚至飞行器整气动特性产生较大的扰动。陈琦等人在研究B-L(Baldwin-Lomax)内层模型和Smagorinsky亚格子模型优缺点的基础上,提出了一种新型的RANS/LES(Large Eddy Simulation)混合模型,并进行了算例验证,证实了该方法的可行性。在此基础上,对火箭表面突起物的干扰流场进行了数值模拟研究,细致地刻画了突起物附近的激波/边界层干扰、剪切层失稳和底部分离涡形成的非定常过程,获得了突起物及火箭表面上的压力脉动历程并进行了频谱分析。中科院研究所对物面边界层内的热气体流入缝隙内,产生了缝隙流气动加热及缝隙的热防护等问题进行了风洞实验。提出了当翼转角足够大时,还会引起翼前物面边界层的分离再附,这对缝内流动有很大影响;而缝隙流反过来也会影响分离再附区的流动性质和整个弹体的气动力特性。控制翼引起的激波与湍流边界层相互干扰。国防科学技术大学的钮耀斌以高超声速飞行器为研究对象,针对飞行器设计过程中的机翼颤振问题,考虑工程实际中存在的结构、热/结构非线性因素,开展高超声速机翼的非线性颤振问题研究。建立高超声速机翼的结构非线性、热/结构非线性颤振模型,探索适用于非线性颤振分析的高效、准确、实用的分析方法,探讨高超声速机翼非线性颤振稳定性规律,深入研究高超声速非线性颤振机理,为高超声速飞行

器机翼非线性颤振失稳速度的准确预测提供保障,为消除和预防所不希望发生的颤振不稳定性现象奠定基础。国防科学技术大学的刘建霞提出了“非一致边缘钝化”的设计概念,其基本思想是:结合高超声速飞行器表面受热非均匀的分布特征,在充分认识钝化三维效应及钝化尺度对乘波构型气动力/热性能综合影响规律的前提下,对边缘不同位置采用不同尺度进行钝化修形,使得设计构型在满足防热需求的同时,气动力性能损失大大降低。王登攀等采用高分辨率NPLS技术，从涡结构、速度场和密度场三个方面，分别对三角翼、圆柱和半球三种构型附壁涡流发生器的超声速绕流流场的空间精细结构、时间演化特征及动力学特性进行了深入研究。王应奇等选取了合适的加热方法、温度测量方法、响应测量方法，自行设计了一套实验方案，该方案可以承担1000摄氏度以下金属与非金属悬臂梁、悬臂板结构的振动试验，为飞行器设计提供有价值的参考信息。

这些实验运用了许多新颖的力学研究方法，通过对实验数据的分析，提出合理的气动设计方案，对于各种飞行器的设计生产制造大有用处。 1.2仿真实验

目前，数值计算仿真技术已经成为研究流体力学的重要方法。数值计算仿真技术主要解决两方面的问题?根据飞行气动机理建立数学模型进行数值计算，然后和工程实验数据比较，以验证理论的准确性?利用建立的数学模型进行气动布局设计。

国内外主要利用的方法有计算流体力学，网格法，有限元法，神经网络法，N-S方程等。邵庆等提出了一种新的Euler与Boltzmann方程结合的气动加热数值计算方法。该方法首先采用CFD软件中的FLUENT来获取三维复杂外形边界层外缘气动参数,通过可压缩格子

Boltzmann方法(LBM)的微观非平衡粒子的流动和碰撞来模拟边界层中气体热流动过程结合非结构网格对复杂外形精确描述的能力和IP(Information Preservation)方法降低统计耗散的特点,在非结构网格的基础上构建了改进型通量分裂式DSMC(Direct Simulation of Monte Carlo)-IP数值方法,对三维高超声速稀薄气体流场进行了数值模拟。许啸等采用渐变尺度的非结构网格划分流场区域,在满足DSMC方法对网格尺度需求的同时,对流场的结构特点进行精确描述;另外根据Van Leer格式的思想改进IP方法中的通量计算格式,解决了激波处的数值间断问题;并采用单元信息保存法对IP方法进行补充,提高了计算方法的稳定性。,解决了工程方法和N-S方法的适用范围不足和计算效率低下的问题。李海燕等基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。齐乃明等针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。钱耕等从守恒型Navier-Stokes方程组出发,考虑了非平衡态气体的振动激发过程,采用高分辨率TVD有限差分格式研究了5种来流马(15.56,10.34,9.59,8.20和8.06),2种气体环境(纯N2和纯O2),以及2种双锥外型(尖头体和钝头体)的气动热力学特性，发现数值计算所得分离区大小受格式耗散性影响很大。张红梅等建立了通用高超声速飞行器(GHV)六自由度的Simulink模型.模型主要包括气动模块,推进模块,惯性模块,加速度模块,大气模块,运动方程模块,地球模块.建模时充分考虑了质量时变特性和环境参数变化,并且引进了风和紊流模块.建立了基于美国航空宇航局数据的仿真模型,为以后的研究工作提供一个仿真平台.郭庆阳等以高超声速飞行器级间分离问题为研究对象，采取CFD非定常