高超声速飞行器转捩特性及表面特征研究

文章编号：1004-7182(2016)06-0055-04 DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160613

高超声速飞行器转捩特性及表面特征研究

周正阳，解 静，张 莽，李小艳

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

摘要：高超声速飞行器飞行时，会出现转捩问题，其对飞行器力/热特性和飞行器的设计均有显著影响。本文采用数值和工程方法相结合，对高超声速飞行器迎风面的转捩情况进行预测，同时对飞行器表面粗糙度和表面缺陷对转捩特性的影响进行研究。本文得到了飞行器飞行的转捩高度，同时，获得了转捩特性与表面粗糙度、表面缺陷的相关关系，对该类飞行器的设计有一定借鉴意义。

关键词：高超声速；转捩；表面特征

中图分类号：V411.4 文献标识码：A

Study on the Hypersonic Vehicle Transition and Surface Characteristic

Zhou Zheng-yang, Xie Jing, Zhang Mang, Li Xiao-yan

(R&D Center China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

Abstract: Transition may happen during the flight of hypersonic vehicle, which have great effect on the aerodynamic property

and design of vehicle. Transition on the windward surface of a hypersonic vehicle using numeric and engineering method is predicted. Research on the roughness and the disfigurement of the surface is also carried on. The flying height where transition happens of the vehicle is predicted, the result also shows the relation between transition and characteristic of the surface.

Key words: Hypersonic; Transition; Surface characteristic

0 引 言

高超声速飞行器在大气中飞行时，随着飞行高度降低，飞行器表面出现转捩。转捩对飞行器的气动力/热特性有着重要影响。气动力方面，湍流流动的摩阻要比层流流动大得多。有资料显示，对于相同雷诺数，普通运输机当其边界层完全是层流时的粘性阻力比完全是湍流时的要小90%。气动热方面，首先，在高超声速条件下，湍流区的气动加热远大于层流区的气动加热，同时，在转捩位置处通常出现气动加热峰值，

因此，转捩对飞壁面温度峰值甚至可达3 000 K以上。

行控制、热防护结构设计产生影响，从而给飞行器设

计带来困难。以热防护系统（Thermal Protection

此，边界层转捩问题比以往更为突出。

1 转捩方法

边界层转捩问题是强非线性问题，是流体力学中的一大难题，其它的诱因很多，使得边界层转捩具有很大的不确定性。除了雷诺数、马赫数之外，表面粗糙度、烧蚀状态、攻角、来流扰动、压力梯度、壁温等均是边界层转捩的影响因素。

目前，针对边界层转捩的研究方法，主要包括理论研究、试验研究和数值计算方法等。理论方面，通常采用的线性稳定性理论（Linear Stability Theory，

System，TPS）设计为例，设计时采用不同的边界层转捩准则，TPS的质量变化可达25%[1]。

随着高超声速飞行技术的不断发展，飞行器不断追求更高的性能，因此在稳定性设计、热防护系统设计上越来越接近临界设计，设计冗余越来越小，对高超声速飞行器力/热特性预示精度的要求越来越高。因

收稿日期：2015-10-26；修回日期：2016-02-25

作者简介：周正阳（1988-），工程师，主要研究方向为飞行器气动总体设计

LST）和非线性稳定性（Parboiled Stability Equation，

PSE）等方法，进行转捩稳定性的分析。试验方面，早在20世纪60年代，美国就已经开始针对航天飞机的转捩特性进行试验，获得了大量数据。近些年来，国内外发展了高超声速静风洞试验方法，相比常规风洞，静风洞背景噪音较低，能更好的模拟实际飞行情况下的流动，但由于其尺寸较小，能力有限，因此多用于

56

导 弹 与 航 天 运 载 技 术 2016年

相关理论研究。对于数值方法，早期的研究中，采用工程估算的方法较多，包括航天飞机研制过程中Berry等提出的转捩准则[2]，以及NASP发展过程，NASA提出的相关准则。此外，还有e~N方法、间歇因子等转捩预测方法[3~6]。近年来随着数值方法的发展，运用LES、DNS等方法对转捩的研究也不断深入，但由于其计算量巨大，目前大多用于机理研究。

本文采用数值与工程估算结合的方法，对高超声速飞行器飞行中的转捩特性进行估计。通过CFD计算，数的计算。在使用上述转捩判定准则时，为求得θ需要在对边界层进行积分，本文取当地总焓达到99%的来流总焓的边界作为边界层外缘。

计算了高度H为30~45 km，马赫数Ma为3~6的工况，壁温取300 K，具体如表1所示。

表1 计算工况

H/km

Ma

攻角/（°）

侧滑角/（°）

30 3 20 0 获得飞行器不同飞行条件下的流场，提取其中边界层参数，预测其转捩情况。估算方法采用NASA发展NASP的过程中，基于飞行试验数据及线性稳定性分析给出的BLT-1A转捩准则[7]。

该准则以尖锥转捩为基础，表达式如下：

⎧⎪

Reθtr=150MeMe≥8⎨Reθtr=12002≤Me<8（1）

⎪⎩Re+[M2

θtr=1200−468/{1e/(2−Me)]/2.8}

Me<2

式中  Reθ为动量厚度雷诺数；Me为边界层外缘马赫数。 

飞行器头部钝度以修正系数的形式引入判据中。 

(

ReθM)=CRe

θthreshold （2） eMe

式中  C=RexbluntRe；Reθthreshold动量厚度雷诺数判据；

xsharpRexblunt为钝头体流向雷诺数；Rexsharp尖头体流向雷诺数。 同时，本文采用Berry等人针对航天飞机、X-33

和X-38给出的转捩准则[8]，研究不同表面粗糙度对飞行器转捩特性的影响，其表达式如下：

Rek

θ（tr

δ）/Me=70 （3） 式中  k为表面粗糙度；δ为边界层厚度。 

2 飞行器转捩预测

利用第1节中所述方法，对高超声速飞行器的不同飞行状态下迎风面的转捩情况进行预测，同时，研究不同表面粗糙度对转捩特性的影响。针对飞行器表面特征，本文采用LES的计算方法，对表面突起物及缝隙对转捩的影响进行计算，获得了该类特征对转捩特性的影响。

2.1 基于数值模拟的转捩预测

数值模拟方法用于获得飞行器近壁面当地流动参数、包括当地马赫数、边界层厚度、边界层动量厚度等特征量，用于转捩工程准则的输入。经过综合考虑，数值模拟方法确定采用Ausm格式进行本文边界层参

35 4 25 0 40 5 30 0 45 6 35 0

图1为飞行器不同高度及马赫数条件下，光滑表面转捩情况。根据第1节所述方法进行转捩判定，红色为湍流区域，蓝色为层流区域。图中看出，随着飞行高度降低，飞行器迎风面逐渐出现转捩，该现象符合物理规律。对于理论光滑表面，在30~35 km高度左右，转捩开始发生。

图2和图3分别为30 km和45 km工况下，表面粗糙度对飞行器转捩特性影响。图中可以看出，在两个高度下，随着粗糙度增加，转捩区域逐渐扩大，湍流区范围增加明显，故飞行器转捩特性对粗糙度相当敏感。但随着高度增加，敏感性略有下降，计算结果表明，当高度超过60 km时，增加粗糙度至0.3δ时，飞行器也未发生转捩。

a）H=30km，Ma=3

b）H=35km，Ma=4

c）H=40km，Ma=5

d）H=45km，Ma=6

图1 不同高度及马赫数下飞行器迎风面转捩情况（光滑表面）

第6期

周正阳等 高超声速飞行器转捩特性及表面特征研究

57

a）光滑壁

b）粗糙度0.1δ

c）粗糙度0.2δ

d）粗糙度0.3

图2 H=30km，Ma=3时不同粗糙度对转捩特性影响

a）光滑壁

b）粗糙度0.1δ

c）粗糙度0.2δ

d）粗糙度0.3δ

图3 H=45km，Ma=6时不同粗糙度对转捩特性影响

2.2 飞行器表面结构影响

实际飞行器表面由于有防热结构等，可能存在凸起或凹坑等缺陷。本节采用LES方法，利用孤立的凸起物或凹坑模拟飞行器表面缺陷，研究其对转捩特性的影响。

由于LES方法计算量巨大，采用局部模拟进行研究，计算的模型如图4所示，图中分别为凸起和凹坑。计算条件为Ma=2.3，H为25 km。

a）凸起 b）凹坑

图4 表面缺陷示意

图5和图6所示为表面凸起物存在时，中心对称面瞬时温度云图和涡系结构。可以看出，凸起的存在

明显破坏了流场结构，使得其下游流动迅速转捩为湍流。

图5 中心对称面瞬时流向温度云图

图6 流场涡系结构

图7和图8所示为凹坑存在时，流场对称面温度、流线及压强云图。图中看出，凹坑并未对飞行器表面的流动出现明显干扰，仅在凹坑内部出现回流区。与凸起物相比，凹坑结构产生的流场涡系明显较少，从

结果来看，凹坑并未诱发流场转捩。

图7 中心对称面温度云图

图8 中心对称面流线及压强云图

3 结 论

本文采用数值方法，对高超声速飞行器迎风面转捩特性进行预示，同时对飞行器表面特征结构对转捩特性的影响进行研究，研究结果表明：

a）

飞行器表面光滑的条件下，转捩从约30~35 km58

导 弹 与 航 天 运 载 技 术 2016年

theory. douglas aircraft Co, Rept. ES 26388, Long Beach, CA, 1956. [4] Cho J R，Chung M K．A k-ε-γ equation turbulence model[J]. Journal of

Fluid Mechanics, 1992, 237: 301-322.

[5] Steelant J, Dick E. Modeling of bypass transition with conditioned

Navier-Stokes equations coupled to an intermittency transport equation [J]. International Journal for Numerical Methods in Fluids, 1996, 23(3): 193-220.

[6] Suzen Y, Huang P. Modeling of flow transition using an intermittency

transport equation [J]. Journal of Fluids and Engineering, 2000, 122(2):

的高度开始发生，且飞行器后部先出现转捩；

b）飞行器转捩特性对于表面粗糙度相当敏感，粗糙度增加对转捩的促进作用非常明显，但这种敏感性随高度升高而逐渐降低；

c）对于飞行器表面缺陷的研究发现，表面的凸起物极易破坏流场结构而促发转捩，而凹坑结构则相对不易促发转捩。

参 考 文 献

[1] 张鲁民, 等. 航天飞机空气动力学分析[M] 北京: 国防工业出版社,

2009.

[2] Merski N R, Berry, Scott A, Horvath, Thomas J. Hypersonic

boundary/shear layer transition for blunt to slender configurations - A NASA Langley Experimental Perspective. ADA442053, 2004.

[3] Smith A M O, Gamberoni N. Transition pressure gradient and stability

273-284．

[7] Lau K Y. Hypersonic boundary layer transition — application to high

speed vehicle design. AIAA 2007-310, 2007.

[8] Berry S A., Hamilton H H, Wurster K E. Effect of computational method

on discrete roughness correlations for shuttle orbiter. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(4), 842-852.

（上接第44页）

应用卫星鉴定外测系统的试验方法具有许多优点，卫星飞行轨道接近导弹（火箭）飞行的动态特性，被鉴定结果比较真实；卫星运行轨道高，可被多个测量系统同时跟踪测量，而且跟踪时间长、采集数据多；卫星长期绕地球运行，可提供经常性精度鉴定的机会；利用卫星搭载鉴定外测系统精度，可以综合利用资源，大大减少费用和人力。由于卫星鉴定试验方法的优越性很多，已成为国内外弹道外测系统精度鉴定的新途径。

参 考 文 献

[1] 刘利生, 郭军海, 刘元, 等. 空间轨迹测量融合处理与精度分析[M]. 北

京: 清华大学出版社, 2014.

[2] 黄学祥. 利用近地卫星鉴定航天测控设备外测精度的方法研究[J]. 飞

行器测控学报, 2001, 20(1): 84-90.

[3] 刘利生, 吴斌, 吴正容, 等. 外弹道测量精度分析与评定[M]. 北京: 国

防工业出版社, 2010.

[4] Brown D C. The error model best estimation of trajectory[R]. AD602799,

1964.

[5] 刘利生, 吴斌, 杨萍. 航天器精确定轨与自校准技术[M]. 北京: 国防工

业出版社, 2005.

6 外测系统精度鉴定技术发展现状及展望

从比较基准的精度水平来看，中国激光测距的精度已达到厘米甚至毫米量级，且测量范围覆盖36 000 km，代表了目前最高的远程跟踪测量精度水平。中国的

[6] 刘基余. GPS卫星导航定位原理与方法[M]. 北京: 科学出版社, 2008. [7] 张守信, 顾郁莲. GPS在测量设备精度鉴定中的应用研究[J]. 指挥技术

学院学报, 1996, 2(7): 1-5.

[8] 张守信, 徐冬梅, 解海中. GPS高精度载波相位测量动态定位方法在航

天技术中的应用研究[J]. 指挥技术学院学报, 1997, 2(8): 1-9.

[9] 张淑琴, 王忠贵, 冉隆燧, 等. 空间交会对接测量技术及工程应用[M].

北京: 中国宇航出版社, 2005.

[10] 刘基余. “嫦娥”卫星绕月飞行的星载激光定轨法[J]. 航天器工程,

2006(1): 10-12.

[11] Simone D A, et al. Next generation lunar laser ranging and its GNSS

aplications[C]. USA: 2010 IEEE Aerospace Conference, 2010.

[12] 刘基余. 用月球激光发射系统取代月球激光后向反射镜阵列的建议[J].

遥测遥控, 2015(2): 10-15.

[13] 刘基余. “嫦娥”卫星绕月飞行的激光测定法[J]. 武汉大学学报,

2005(10): 12-13.

[14] 杨萍, 郭军海, 孙刚. 航天测控系统卫星鉴定技术研究[J]. 航天控制,

2008(1): 66-69

GNSS高精度双频载波相位测量接收机，当连续跟踪观测5颗以上GPS卫星时，其对校飞飞机的动态定位精度已达分米甚至厘米量级。从跟踪目标与实际航天器飞行试验的一致性、鉴定周期、成本的角度来看，在导弹、火箭或卫星上搭载合作目标的方式优于传统飞机校飞。从数据处理的角度来看，基于EMBET自校准技术的算法优于逐点定位的精度。中国航天外测系统精度鉴定将以导弹、火箭或卫星为跟踪目标，以激光交会定轨或高精度GNSS接收机为比较基准，以精确误差模型与先进参数估计算法相结合的多种新技术的融合，该领域内完全可能出现1000 km范围内弹（箭）跟踪定位误差为厘米级的鉴定基准。