小攻角超声速尖锥边界层转捩对马格努斯效应的影响
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摘要
飞行器采用旋转的飞行方式能够达到消除偏心影响、实现动态稳定性和简化控制系统等目的。但旋转飞行方式也会带来不利的影响,即旋转产生的马格努斯力和力矩会影响飞行器的航向动稳定性,甚至引起飞行失稳。不同流动状况下,弹身马格努斯效应的主要生成机理也不同。大攻角下,弹身背风面体涡的非对称分离是产生马格努斯效应的主要机理;中小攻角下,弹身边界层位移厚度非对称畸变是马格努斯效应的主要生成机理;而当攻角进一步减小时,弹身头部区域边界层非对称转捩对弹身马格努斯力和力矩有较大的影响;因此有必要研究小攻角时,弹身头部的边界层转捩非对称畸变对马格努斯效应的影响。对于转捩预测问题,风洞试验的测试手段有限,干扰因素很多且难以消除。随着数值计算技术的发展,数值方法已成为预测转捩的重要手段。转捩模型方法与直接数值模拟(DES)或大涡模拟(LES)相比,其计算周期短且计算要求低,在航空工程领域更加适用。近年来完全依赖于当地变量的转捩模型方法得到发展,目前应用最广泛的是Langtry和Menter提出的γ-Re_(θt)模型。该模型求解了关于当地雷诺数和间歇因子的两个输运方程,考虑了自然转捩、bypass转捩和分离流转捩等多种转捩机制,适用于任意几何外形和非结构网格的CFD计算。为研究弹身头部的边界层转捩对马格努斯效应的影响,本文首先采用γ-Re_(θt)模型、代数转捩模型、R-γ转捩模型对旋转尖锥在超声速下的转捩问题进行了数值模拟,并与实验结果进行了对比,验证了不同转捩模型对旋转尖锥转捩问题的适用性。将γ-Re_(θt)模型与Realizable k-ε湍流模型和层流模型数值结果进行对比,分析了边界层转捩对尖锥旋转空气动力效应的影响。为得到与实验转捩位置吻合较好的转捩结果,采用γ-Re_(θt)模型与trip线强制转捩相结合的方法,并与γ-Re_(θt)模型对比分析转捩位置对马格努斯力的影响。研究结果表明:小攻角下尖锥的马格努斯力受转捩影响较大,γ-Re_(θt)模型对马格努斯力的预测更具有优势;在中等攻角下,代数转捩模型计算所得的马格努斯力与实验值符合结果较好,但对转捩位置,尤其是旋转引起的转捩位置的变化的预测都不准确。γ-Re_(θt)模型中,压力和粘性力对马格努斯力的贡献沿锥体x轴的分布,在尖锥背风面转捩起始位置前与层流模型接近,在尖锥迎风面转捩完成后与湍流模型分布逐渐接近,而在背风面转捩起始位置与迎风面转捩完成位置之间与层流和湍流模型有较大差异。γ-Re_(θt)模型与trip线强制转捩相结合的方法可以得到与实验转捩位置吻合较好的结果,与γ-Re_(θt)模型相比,这种方法中粘性力对马格努斯力的贡献增大,尖锥总马格努斯力与实验值更加接近。
引文