頭部鈍度和尾部形狀對空射火箭氣動特性的影響

頭部鈍度和尾部形狀對空射火箭氣動特性的影響

張艷華1,李華星1,張登成2,屈亮2,鄭無計2

(1.西北工業(yè)大學 航空學院,西安 710072;2.空軍工程大學 航空航天工程學院,西安 710038)

摘要:為了研究空中發(fā)射運載火箭外形對氣動特性的影響規(guī)律,通過低速風洞實驗,利用六分量天平測量空射火箭模型在迎角0～80°,4個速度(17 m/s,25 m/s,35 m/s,40 m/s)下的氣動力和氣動力矩。結果表明:在零側滑條件下,模型的背風區(qū)出現(xiàn)了非對稱渦,產生較大的側力和偏航力矩,俯仰力矩隨迎角的變化存在不穩(wěn)定區(qū)域;相比圓柱形尾部模型,收斂擴張形尾部提高了模型的縱向穩(wěn)定性,6%頭部鈍度的圓頭模型最大側力減少至少50%,非對稱渦的起始迎角提高了7°。研究結果可為內裝式空射火箭的外形設計提供一定的參考。

關鍵詞:空中發(fā)射;運載火箭;大迎角;非對稱渦;頭部鈍度;氣動特性

收稿日期:2013-05-29

基金項目:國家自然科學

作者簡介:張艷華(1979- ),女,講師,博士研究生,研究方向為飛行力學和飛行仿真。E-mail:angle0725@hotmail.com。

中圖分類號:V211.7文獻標識碼:A

EffectofNoseBluntnessandDifferentAfterbodyonAerodynamic

CharacteristicsofAir-launchedRocketModel

ZHANGYan-hua1,LI Hua-xing1,ZHANG Deng-cheng2,QU Liang2,ZHENG Wu-ji2

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072China;

2.CollegeofAerospaceEngineering,AirForceEngineeringUniversity,Xi’an710038China)

Abstract:To study the rule of different shape affecting the aerodynamic characteristics of air-launched rocket,the experiments in low-speed wind tunnel were carried out at the angle of incidence range of 0-80° and the speed of 17 m/s,25 m/s,35 m/s and 40 m/s.Forces and moments were measured through six-component balance.The result shows that vortex asymmetry appears under the conditions of zero side slip.Asymmetrical phenomenon leads to larger side force and yaw moment.In addition,variation of the pitching moment with angle of attack shows instability at some incidences.The longitudinal stability of the model with convergent-expanded afterbody is improved compared to cylindrical afterbody.The maximum side force of the blunt nose model with 6% bluntness is reduced at least by 50%,and the onset angle for vortex asymmetry is increased by 7°.The results offer some references for designing the cabin air-launched rocket.

Keywords:air-launch;carrierrocket;largeangleofattack;asymmetryvortex;nosebluntness;aerodynamiccharacteristics

相比地面發(fā)射,空中發(fā)射[1-2]具有快速、靈活、可靠、廉價等諸多優(yōu)點,是一種新型高效的發(fā)射方式。內裝式空中發(fā)射技術[3-4]是將運載火箭內置于運輸機貨艙內,飛行到一定高度、一定速度后釋放火箭,火箭在自身重力、空氣動力和穩(wěn)定傘拉力的綜合作用下調整姿態(tài)達到點火狀態(tài),進行發(fā)射。該分離方案對載機改動少,氣動干擾小,易于隱身,運載效率較高,目前美國已經利用C-17運輸機成功進行了3次模擬內裝式空投試驗?；鸺c載機分離后,為保證火箭沿著一定的軌跡快速、穩(wěn)定、安全地達到點火狀態(tài)(如圖1所示),需要考慮2個問題:①火箭與載機分離后俯仰角逐漸增大,俯仰角速度逐漸減小,當角速度接近0時達到點火狀態(tài)進行發(fā)射,此過程縱向力矩的大小決定火箭的姿態(tài)變化和穩(wěn)定性,需要考慮火箭外形對縱向力矩的影響。②分離過程迎角逐漸增加,速度逐漸減小,在點火前后出現(xiàn)了低速大迎角階段。由于火箭前體屬于細長旋成體,大量實驗和理論研究結果表明[6-7],該階段火箭的背風區(qū)會產生非對稱渦和側向力,形成側滑角,不但會影響火箭的運動軌跡,而且會帶來航向的不穩(wěn)定,同時分離過程火箭與載機距離較近,火箭軌跡的偏移會直接威脅到載機的安全性,因此需要深入研究火箭背風區(qū)的非對稱現(xiàn)象,并尋求減小和削弱側向力的方法。WilliamVLogan和MartiSarigul-Klijn等通過發(fā)動機矢量推力和邊條的控制方式在一定程度上削弱了非對稱渦。有限的研究也表明[10-11],頭部鈍度能夠延遲非對稱渦的產生,可有效減小側力和最大側力的量值。相比一些先進的主動控制方法,比如吹/吸氣[12-13]、小型擾流片[14]和等離子體控制等,頭部鈍度不需要額外的機械或電源設備,是一種簡單可行的非對稱渦控制方法。

圖1　火箭與載機分離過程示意圖

鑒于以上分析,本文通過低速風洞實驗,在迎角范圍0～80°,4個速度下研究2種不同尾部形狀火箭模型的縱向力矩與穩(wěn)定性變化特點;設計尖頭和圓頭火箭,研究頭部鈍度對火箭背風區(qū)非對稱渦的作用效果及對氣動特性的影響規(guī)律。研究結果可為火箭外形的選擇提供理論參考,可為改善火箭空投過程縱向和航向穩(wěn)定性,保證系統(tǒng)安全提供理論依據(jù)。

1實驗設備、模型及數(shù)據(jù)采集

1.1　實驗設備

實驗依托的低速風洞實驗段長3m,寬1.2m,高1m,最大風速75m/s,實驗段湍流度全部小于0.2%。空間點的氣流偏角|Δα|≤0.5°,|Δβ|≤0.5°,其中,α為迎角,β為側滑角,迎角范圍0°<α<80°,模型采用尾撐方式。氣動力和力矩的測量通過外徑為24mm的六分量天平實現(xiàn),量程和校準精度ep和準度ea見表1和表2,其中,Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz分別為體軸系下的軸向力、法向力、側向力、滾轉力矩、偏航力矩和俯仰力矩,天平的精、準度指標已經達到或優(yōu)于國家軍用標準規(guī)定的合格指標。另外,經過坐標轉換天平可測得風軸系下的升力系數(shù)Cy、阻力系數(shù)Cx、側力系數(shù)Cz、滾轉力矩系數(shù)mx、偏航力矩系數(shù)my和俯仰力矩系數(shù)mz,其中俯仰力矩的參考點為模型的重心,后文中的數(shù)據(jù)全部為風軸系下的數(shù)據(jù)。

表1　六分量天平的量程

表2　六分量天平的校準精度和準度

1.2　模型描述

圖2中呈現(xiàn)出的實驗模型由4個部分組成:頭部、過渡段、箭體部分和尾部,每一部分都可以根據(jù)實驗要求進行更換。圖3(a)是2個頭部,尖頭與圓頭,尖頭長度88mm,圓頭長度78.8mm,圓頭的半徑為3.3mm,基于底部直徑的鈍度為6%。

圖2　火箭模型外部視圖

圖3(b)是2個尾部,圓柱形與收斂-擴張形,長度相同(165mm)。尖頭模型的總長度L=771mm,底部直徑D=110mm,頭部與過渡段組成圓錐體,半頂角θc=15°,圓頭模型的總長度L=761.8mm。模型頭部全部采用鋼加工,通過碳化處理防止表面生銹,保證光潔度,消除其它因素對非對稱渦的影響;除頭部外其余部分全部采用硬鋁材料加工。

圖3　火箭模型不同頭部和尾部的示意圖

1.3　數(shù)據(jù)采集與處理

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將分別采集六分量應變天平信號、風洞來流動壓信號和實時迎角信號。當模型角度達到設定角度時發(fā)出觸發(fā)信號,采集得到此時模型的姿態(tài)角與氣動力。利用六分量天平首先采集無風時模型迎角變化的天平信號作為0讀數(shù),該讀數(shù)包括了天平0點和模型質量。然后采集不同風速、不同迎角下的天平讀數(shù)。測得的氣動力應該為模型有風狀態(tài)的天平數(shù)據(jù)減去相應角度的0讀數(shù)。天平在每個迎角下根據(jù)采樣頻率(1 000Hz)采集若干個采樣點數(shù)據(jù),并計算平均值,這能夠較好地反映該角度下的氣動特性。但是在大迎角時由于氣流分離、模型振動等因素,數(shù)據(jù)在個別角度存在一定的波動,但這并不影響氣動特性整體的變化規(guī)律。測壓數(shù)據(jù)采集利用電子掃描閥,測壓精度0.1%FS,掃描速度為3×108s-1。

2實驗結果與分析

2.1　尖頭-圓柱形尾部組合體模型氣動力和力矩隨迎角的變化規(guī)律

設計尖頭-圓柱形尾部組合體火箭模型并進行實驗,迎角范圍0～80°,選取實驗速度v=17m/s(Re=0.09×106),25 m/s(Re=0.19×106),35m/s(Re=0.266×106)和40 m/s(Re=0.3×106),雷諾數(shù)為基于底部直徑的值。圖4是零側滑條件4個流速下升力系數(shù)Cy(圖4(a)),側力系數(shù)Cz(圖4(b))和俯仰力矩系數(shù)mz(圖4(c))隨迎角的變化曲線。

從圖4(b)可以看出,側力系數(shù)隨迎角的變化特點反映出非對稱現(xiàn)象的存在。出現(xiàn)非對稱渦的起始迎角大概為30°左右,是半頂角的2倍,這是尖頭旋成體的一個重要特征[14]。隨著迎角的增加,最大側力出現(xiàn)在50°左右。隨著速度的增加,非對稱現(xiàn)象明顯的區(qū)域在減小,最大側力值也在減小。圖4(a)中隨著迎角的增加,升力系數(shù)呈現(xiàn)了線性段、非線性段和下降段。升力系數(shù)在非對稱渦明顯區(qū)域量值較大,這是由于背風區(qū)產生的旋渦提供了額外的升力。另外在最大升力附近升力變化平緩,火箭上的旋渦是左右交替變化的,在旋渦沒有破裂之前,整體上的升力系數(shù)變化不大,由于火箭后體較長,這一點就更明顯一些。

圖4　不同速度時尖頭-圓柱尾部組合體模型升力系數(shù)、 側力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律

2.2　不同尾部形狀對尖頭火箭模型氣動特性的影響

圖4中升力系數(shù)、側力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)三者的變化存在一定的關聯(lián)性,側力的減小體現(xiàn)非對稱渦變弱,導致渦升力減小,進而引起俯仰力矩的降低。其中v=17m/s的最大側力值較大,所以在考慮尾部形狀的影響時選取速度v=17m/s(Re=0.09×106),對收斂擴張形尾部火箭模型進行不同角度的實驗測試,并與圓柱形尾部模型的氣動特性進行對比,結果如圖5所示。

圖5(a)是阻力系數(shù)Cx隨迎角的變化,很明顯可以看到40°迎角是一個分界線。小于40°時,收斂-擴張形尾部模型的阻力比圓柱形尾部大一些;大于40°時,收斂-擴張形尾部模型的阻力降低,小于圓柱形尾部。原因可以結合圖5(b)中側力系數(shù)Cz的變化和模型尾部形狀特點進行分析。圖5(b)顯示出40°迎角也可以作為側力系數(shù)變化的一個分界點。小于40°時,側力系數(shù)基本為0;大于40°時,側力雖然很大,但是收斂-擴張形尾部模型的側力減小,小于圓柱形尾部,最大值減小了28.9%。另外,收斂-擴張形尾部破壞了流線形外形,產生了額外的壓差阻力,使得阻力增加。綜合這2個因素,可以得到結論:迎角小于40°時,尾部形狀的影響起主導作用,導致阻力增加;迎角大于40°時,側力變化起主導作用,導致阻力降低。側力的減小主要是由于尾部的收斂-擴張形狀增大了來流在軸向的流通面積,使得軸向速度在尾部減小,而垂直于模型的橫向流動速度則增加,能夠延遲橫向流動的分離,進而減小了尾部的非對稱渦,使得側力降低,減小了側滑角,降低了引起航向不穩(wěn)定性的擾動量。

圖5(c)是俯仰力矩mz隨迎角的變化,在α=20°之前穩(wěn)定性增強,基本消除了俯仰力矩為正的情況。在α=50°附近,正斜率的范圍明顯縮小,力矩的突躍變化量減小,削弱了模型的不穩(wěn)定性。另外,俯仰力矩的絕對值減小能夠保證火箭迅速達到點火狀態(tài)。俯仰力矩的減小跟側力的減小與收斂-擴張形尾部在大迎角時出現(xiàn)分離導致壓力中心位置前移都有關系。

圖5　2種尾部形狀模型氣動力和力矩系數(shù) 隨迎角變化的對比曲線(v=17 m/s)

2.3　頭部鈍度對圓柱形尾部火箭模型的影響

對尖頭和圓頭2種火箭模型進行實驗研究,實驗速度v=17m/s(Re=0.09×106)。氣動力和氣動力矩的實驗結果如圖6所示。由圖可見,氣動系數(shù)變化較明顯的是側力和偏航力矩。從圖6(c)中可以看出,非對稱渦的方向發(fā)生改變,反映了前體非對稱渦對頭部形狀的敏感性以及不確定性。另外圓頭最大側力的絕對值相比尖頭降低了52.7%,非對稱渦的起始迎角提高了7°,可見圓頭模型推遲了非對稱現(xiàn)象的出現(xiàn),較大地削弱了非對稱渦的強度。圖6(f)中偏航力矩的變化主要取決于側力的變化,圓頭模型偏航力矩的最大值降低了62%,并且由正負交替變化變?yōu)橐恢北３譃檎?改變了火箭左右偏航的特點,使得偏航方向具有確定性,有利于火箭姿態(tài)的確定和控制。

圖6　尖頭與圓頭模型氣動力和力矩系數(shù)隨迎角變化的對比曲線(v=17 m/s)

圖7　在不同迎角下尖頭模型的壓力分布隨方位角θ的變化曲線

圖8　不同迎角下圓頭模型的壓力分布隨方位角θ的變化曲線

3結束語

本文針對內裝式空射火箭的運動特點,結合美國空射火箭外形,設計并實驗研究了不同組合空射火箭模型的氣動特性。為保證火箭穩(wěn)定快速地達到點火狀態(tài),設計了收斂-擴張形尾部結構,在減小俯仰力矩的量值和縮小不穩(wěn)定區(qū)域范圍的同時,還在一定程度上削弱了非對稱渦。頭部鈍度是一種高效可行的非對稱渦控制方法,6%頭部鈍度模型使得最大側力絕對值降低了52.7%,非對稱渦的起始迎角提高了7°,偏航力矩最大值降低了62%;另外,頭部鈍度基本上消除了俯仰力矩在大迎角階段的不穩(wěn)定區(qū)域,有效地提高了火箭的縱向穩(wěn)定性。所以頭部鈍度和尾部形狀的設計對保證內裝式空射火箭的運動軌跡和穩(wěn)定性具有重要意義,可為火箭外形設計提供借鑒。

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