高超聲速一體化飛行器冷流狀態(tài)氣動特性研究

金 亮 ,柳 軍,羅世彬 ,王振國

(國防科技大學航天與材料工程學院,湖南長沙 410073)

0 引 言

高超聲速吸氣式飛行器只能在高馬赫數(shù)下工作,因此需要依靠助推火箭加速到工作馬赫數(shù)。在助推火箭工作過程中,往往需要將進氣道入口關閉。當達到工作馬赫數(shù)后,助推火箭與飛行器分離,飛行器進氣道開啟,發(fā)動機內(nèi)部流場開始建立。當發(fā)動機流場穩(wěn)定之后,發(fā)動機噴燃料、點火,飛行器開始自主飛行。從助推火箭分離到發(fā)動機點火的短時間內(nèi),飛行器經(jīng)歷三種工作狀態(tài)：發(fā)動機關閉、發(fā)動機通流和發(fā)動機點火。在三種工作狀態(tài)轉(zhuǎn)變過程中,飛行器所受的合力與合力矩變化較大,并且由于在高超聲速飛行條件下氣動控制面效率較低,需要飛行器具有較好的飛行穩(wěn)定性,因此研究發(fā)動機工作狀態(tài)轉(zhuǎn)變過程中的飛行可控性能對于高超聲速飛行器一體化構型設計具有重要意義。

隨著超燃沖壓發(fā)動機技術的發(fā)展,國內(nèi)[1-4]對高超聲速一體化飛行器構型設計開展了較多的研究工作。高超聲速飛行器一體化構型設計的技術難點在于如何獲得準確的氣動與推進數(shù)據(jù)。筆者在現(xiàn)有超燃沖壓發(fā)動機研究成果的基礎上,設計了一種升力體飛行器,通過開展縮比模型風洞實驗與數(shù)值模擬,對其在發(fā)動機關閉和發(fā)動機通流狀態(tài)下的氣動特性進行研究。

1 實驗模型

飛行器縮比模型冷流實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)的FD-20A高超聲速風洞上進行。實驗裝置主要包括飛行器模型、六分量測力天平和模型尾支桿,如圖1所示。受風洞尺寸限制,縮比模型后體尺寸較小,為了避免破壞飛行器后體型面以及流場,將支桿設計成從模型底部上方穿出,為了保證尾支桿有足夠的強度并且在實驗時不與模型發(fā)生碰撞,對模型的后部上表面做了修形,通過對上表面突起修形進行數(shù)值模擬,結(jié)果表明表面突起對飛行器整體氣動性能的影響較小,可以忽略不計。

圖1 實驗模型示意圖Fig.1 Schematic of experimental model

進氣道唇口部件可以更換,以實現(xiàn)發(fā)動機關閉以及發(fā)動機通流實驗狀態(tài)的轉(zhuǎn)換,如圖2所示。實驗中采用彩色紋影系統(tǒng)進行流場的顯示和記錄,采用一臺專門研制的六分量桿式應變天平對氣動力和力矩進行測量,其中阻力的正方向為從頭部指向尾部,升力的正方向為豎直向上,俯仰力矩為正代表低頭力矩。

圖2 發(fā)動機關閉與發(fā)動機通流狀態(tài)示意圖Fig.2 Cowl-closed and cowl-opening configurations

風洞實驗條件為：來流馬赫數(shù)5.85,來流靜壓2440Pa,來流靜溫 61.3K,飛行器迎角分別為-3°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°和 6°。

2 計算模型

復雜外形多區(qū)流場計算對解算器的魯棒性和精度要求較高,選擇Roe通量差分分裂格式進行對流項求解,空間具有二階精度,湍流模型采用SST k-ω湍流模型。由于飛行器外形較為復雜,為了減少網(wǎng)格生成的工作量,在計算模型中沒有考慮垂直尾翼,計算的簡化模型如圖3所示,由于本文主要對飛行器縱向氣動性能進行研究,垂尾對飛行器縱向氣動性能的影響較小,因此簡化計算模型可以滿足計算需要。

圖3 計算模型示意圖Fig.3 Schematic of computational model

沒有考慮側(cè)滑角的影響,流場具有對稱性,因此計算區(qū)域只選擇飛行器的一半流場,計算網(wǎng)格由Gridgen生成,其中發(fā)動機關閉狀態(tài)網(wǎng)格數(shù)目為301萬,發(fā)動機通流狀態(tài)網(wǎng)格數(shù)目為330萬,如圖4所示。

圖4 發(fā)動機關閉與發(fā)動機通流狀態(tài)計算網(wǎng)格Fig.4 Cowl-closed and cowl-opening grids

邊界條件為：入口采用超聲速入口條件,來流參數(shù)與風洞實驗條件相同,計算來流迎角分別為-3°、-1°、0°、1°、3°、6°,出口采用超聲速出口條件,壁面采用無滑移絕熱壁面邊界條件,對稱面采用對稱邊界條件。算例的CFL數(shù)為1,計算約2000步后收斂。

3 結(jié)果與討論

3.1 全機流場特征

圖5所示為發(fā)動機關閉狀態(tài)下的流場紋影照片,來流迎角為0°,可見在進氣道唇口附近產(chǎn)生了較為復雜的波系結(jié)構,圖6為計算得到的飛行器中心對稱面以及側(cè)板對稱面內(nèi)的馬赫數(shù)等值線分布,將二者相結(jié)合可對各道激波進行分辨。圖5與6中的①、②、③分別為前體產(chǎn)生的三道壓縮激波,④為側(cè)板下緣激波,⑤為側(cè)板對稱面內(nèi)側(cè)板下緣氣流經(jīng)過進氣道外罩板后產(chǎn)生的壓縮激波,⑥為中心對稱面內(nèi)氣流經(jīng)過進氣道外罩板后產(chǎn)生的壓縮激波,由于側(cè)板下緣壓縮效果要小于前體三道斜坡的壓縮效果,因此⑤的角度要小于⑥,⑦為飛行器上表面產(chǎn)生的壓縮激波。

圖5 發(fā)動機關閉狀態(tài)下流場紋影照片F(xiàn)ig.5 Schlieren image of cowl-closed configuration

圖6 發(fā)動機關閉狀態(tài)下流場激波結(jié)構Fig.6 CFD solution for cowl-closed configuration

圖7為發(fā)動機通流狀態(tài)下得到的流場紋影照片,來流迎角為0°,與圖5相比,進氣道唇口附近的波系結(jié)構較為簡單。圖8為飛行器中心對稱面以及側(cè)板對稱面內(nèi)的馬赫數(shù)等值線分布,兩圖中的①、②、③分別為前體產(chǎn)生的3道壓縮激波,④為氣流經(jīng)過進氣道外罩板后產(chǎn)生的壓縮激波,由于發(fā)動機并沒有采用透明材料設計,因此在紋影照片中無法看到發(fā)動機內(nèi)部的波系結(jié)構,⑤為飛行器上表面產(chǎn)生的壓縮激波。

圖7 發(fā)動機通流狀態(tài)下流場紋影照片F(xiàn)ig.7 Schlieren image of cowl-opening configuration

圖8 發(fā)動機通流狀態(tài)下流場激波結(jié)構Fig.8 CFD solution for cowl-opening configuration

3.2 全機氣動特性

通流前后,飛行器氣動性能變化情況見圖 9,CFD結(jié)果與實驗結(jié)果基本吻合。當發(fā)動機從關閉狀態(tài)變?yōu)橥鳡顟B(tài)時,阻力、升力與抬頭力矩均減小,這主要是由于在發(fā)動機關閉狀態(tài),進氣道外罩板所承受的阻力最大,當外罩板下翹,發(fā)動機由關閉狀態(tài)變?yōu)橥鳡顟B(tài)后,外罩板對來流壓縮角減小,因此阻力和升力均大幅減小,對質(zhì)心的抬頭力矩減小,并且由于內(nèi)部流動建立起來之后,機身后體壓強升高,對質(zhì)心的低頭力矩增加,因此開啟進氣道使飛行器產(chǎn)生低頭的趨勢。

圖9 飛行器基本縱向氣動特性Fig.9 Basic longitudinal aerodynamic characteristics

3.3 質(zhì)心位置選擇

在工程實際中,常通過判斷壓心或者焦點與質(zhì)心的相對位置,來對飛行器縱向靜穩(wěn)定性進行分析。壓心是空氣動力的作用中心,當迎角變化,壓心位置也隨之變化。在任意迎角條件下,飛行器對壓心的力矩均為零。而焦點的定義為,在任意迎角條件下,飛行器對焦點的俯仰力矩均相同。在機體坐標系下定義一特殊點Cp(xcp,ycp),在迎角為 α 1以及 α 2狀態(tài)下,使飛行器對點Cp產(chǎn)生的俯仰力矩都為零,可見該點定義既不同于壓心,也不同于焦點。設質(zhì)心Cg坐標為(xg,yg),當來流迎角為α 1時飛行器對質(zhì)心Cg產(chǎn)生的俯仰力矩為 Mz,α 1(G),飛行器軸向力為 Fa,α 1,法向力為 Fn,α 1,則對點 Cp產(chǎn)生的俯仰力矩 Mz(Cp)為：

在二維笛卡爾坐標系中,當質(zhì)心已知時,上式為xcp,ycp應滿足的直線方程,當來流迎角為 α 2時,方程變?yōu)椋?/p>

上述兩條直線的交點,即為Cp。飛行器對任意一點A(xA,yA)的俯仰力矩為：

則俯仰力矩對迎角的導數(shù)為：

若飛行器為靜穩(wěn)定狀態(tài)[5],則有：

進一步可寫成：

飛行器如保持靜穩(wěn)定,則質(zhì)心坐標必須滿足：

由公式(2)可分別畫出4個迎角條件飛行器俯仰力矩為零時矩心滿足的直線方程,這些直線的交點即為Cp,如圖10所示?？梢姼髦本€交點Cp位置基本相同,進而可求出飛行器保持靜穩(wěn)定狀態(tài)下質(zhì)心選擇范圍,如圖10中陰影區(qū)域所示。

4 結(jié) 論

筆者采用數(shù)值模擬和風洞實驗方法,分別得到了發(fā)動機關閉以及發(fā)動機通流狀態(tài)下的全機氣動參數(shù),數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果基本吻合。研究結(jié)果表明：在發(fā)動機關閉狀態(tài)下,飛行器阻力和抬頭力矩較大,進氣道開啟之后,阻力、升力與抬頭力矩均降低,但此時飛行器仍具有較大的配平迎角。在進一步的研究中,可考慮對飛行器各部件進行改型設計來降低飛行器的抬頭力矩。

圖10 飛行器靜穩(wěn)定條件下的質(zhì)心選擇范圍Fig.10 CG location under longitudinal stable condition

致謝：

感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所的許曉斌高工、舒海峰助理研究員、孫良寶工程師提供的縮比模型實驗數(shù)據(jù)。

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