高超聲速升力前體構(gòu)型設(shè)計與數(shù)值分析

楊 春，徐明釗，王旭剛，范 健，高雙林

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076； 2.火箭軍工程大學，西安 710025)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

高超聲速升力前體構(gòu)型設(shè)計與數(shù)值分析

楊 春1，徐明釗1，王旭剛1，范 健1，高雙林2

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076； 2.火箭軍工程大學，西安 710025)

采用楔形角方法設(shè)計生成了一種小型高超聲速巡航飛行器升力前體構(gòu)型，利用帶懲罰函數(shù)的單純形法對得到的升力前體進行了優(yōu)化設(shè)計，通過數(shù)值模擬方法研究了優(yōu)化設(shè)計后的升力前體氣動特性。結(jié)果表明：楔形角方法是一種生成高超聲速飛行器升力前體的高效方法；升力前體在不同飛行馬赫數(shù)下上下表面存在壓力溝通，將導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動，造成進氣道進口流場不均勻；采用在升力體兩側(cè)增加側(cè)緣的方法可有效減小前體預壓縮面橫向流動，提高前體升力。

高超聲速；楔形角方法；前體；氣動特性

近年來，高超聲速技術(shù)越來越受到世界各國的重視，美國、俄羅斯、法國、德國等國已在高超聲速技術(shù)方面陸續(xù)取得重大進展，高超聲速飛行技術(shù)已經(jīng)從概念和原理探索階段進入到了先期技術(shù)開發(fā)階段。高超聲速飛行器的升力主要由飛行器前體和后體擴張型噴管提供，而升力前體作為高超聲速導彈主要升力部件之一其作用至關(guān)重要，并且各國均在開展升力前體的設(shè)計技術(shù)研究，采用了不同的優(yōu)化設(shè)計方法[1～6]。本文介紹了一種快速生成乘波構(gòu)型升力前體的方法，并結(jié)合成熟的優(yōu)化技術(shù)設(shè)計得到了符合實際要求的飛行器前體。

1 理論方法和模型

利用楔形角方法，以密切錐理論為基礎(chǔ)可靈活生成所需的乘波體外形。設(shè)計過程如下：首先選定設(shè)計飛行馬赫數(shù)，根據(jù)進氣道設(shè)計要求選定前體所需要的激波數(shù)以及激波角[7～9]。在初設(shè)計中選定的設(shè)計飛行馬赫數(shù)為：Ma=6.0，前體三道封閉激波，第一道激波角β1=13°。

根據(jù)波后關(guān)系式：

計算出第一道波后馬赫數(shù)Ma1、根據(jù)第一道波后馬赫數(shù)Ma1和第二道激波角β2計算出第二道波后馬赫數(shù)Ma2。

激波角，可采用等激波強度設(shè)計，即：

Masinβ1=Ma1sinβ2=Ma2sinβ3

也可采用等激波角設(shè)計，即β1=β2=β3。本文初始設(shè)計采用等激波角設(shè)計。

依次根據(jù)波前馬赫數(shù)Ma和激波角β，依據(jù)激波角和氣流轉(zhuǎn)折角關(guān)系式：

計算出各激波角對應(yīng)的波后氣流轉(zhuǎn)折角：α1,α2,α3。

選定進氣道進口曲線，如圖1所示，為適用于矩形進氣道可把進氣道型線設(shè)計成矩形，邊緣采用平滑連接。

圖1 楔形角法乘波構(gòu)型設(shè)計原理圖

該乘波構(gòu)型的設(shè)計思想是，在設(shè)計馬赫數(shù)零攻角飛行時，所有激波交匯于進氣道進口下表面型線。對于本設(shè)計，如圖1所示，設(shè)計成功后前體O1點產(chǎn)生的激波交匯于對應(yīng)的B點，同一縱截面對應(yīng)的O2、O3點產(chǎn)生的第二、三道激波同樣交匯于B點。為達到此目的，設(shè)計方法如下：

1) 任意選取進氣道上表面型線上一點O，沿X負方向?qū)ふ襉3點，使得OO3與X軸的夾角為α1+α2+α3，O3B與X軸的夾角為β3+α1+α2。

2) 以O(shè)3點為出發(fā)點，沿X負方向?qū)ふ襉2點，使得O3O2與X軸的夾角為α1+α2，O2B與X軸的夾角為β2+α1。

3) 以O(shè)2點為出發(fā)點，沿X負方向?qū)ふ襉1點，使得O2O1與X軸的夾角為α1，O1B與X軸的夾角為β1。

4) 進氣道上表面型線所有點追蹤得到的O1點連接得到前體第一道前緣線，所有O2點連接得到前體第二道前緣線，所有O3點連接得到前體第三道前緣線。

5) 第一道前緣線與第二道前緣線構(gòu)成的曲面為前體下表面第一曲面；第二道前緣線與第三道前緣線構(gòu)成的曲面為前體下表面第二曲面；第三道前緣線與進氣道上表面型線構(gòu)成的曲面為前體下表面第三曲面；三個曲面構(gòu)成乘波前體下表面。

6) 乘波前體上表面，由第一道前緣線沿自由來流即X軸方向平移得到。

本文初始設(shè)計參數(shù)：馬赫數(shù)Ma=6.0，激波角β1=β2=β3=13°，進氣道高度為30 mm，展向長度為100 mm，進氣道下型線為直線，上型線中心為直線，邊緣采用二次指數(shù)函數(shù)曲線連接，設(shè)計結(jié)果如圖2所示。以升阻比L/D最大為優(yōu)化目標，以容積效率ηSp>0.1，前體長度LE>10.0為約束條件，并參照某小型巡航飛行器外形、前部容積要求等設(shè)計參數(shù)對初始設(shè)計的乘波構(gòu)型進行了初步外形優(yōu)化設(shè)計[10]。設(shè)計結(jié)果如圖3所示。

圖2 初始設(shè)計外形示意圖

圖3 優(yōu)化后構(gòu)型示意圖

2 升力前體氣動特性分析

圖4給出了二次優(yōu)化設(shè)計后得到的乘波構(gòu)型在設(shè)計點馬赫數(shù)Ma=6.0，飛行高度30km，飛行攻角和側(cè)滑角均為零時的壓力系數(shù)分布示意圖。

圖4 壓力系數(shù)等值線圖

對比不同馬赫數(shù)下的壓力分布可知，該乘波前體上下表面存在壓力溝通，將會導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動。圖5給出了前體預壓縮面中心線、邊緣線壓力系數(shù)的比較。可以看出從第一壓縮面到第三壓縮面，上下表面壓力溝通逐漸加劇，中心線邊緣線壓力系數(shù)差別逐漸增大。上述結(jié)果的存在會造成進氣道進口流場的不均勻。

圖5 預壓縮面壓力系數(shù)變化規(guī)律

針對前面設(shè)計得到的升力前體構(gòu)型存在的缺點，本文利用乘波構(gòu)型的概念對其進行改進設(shè)計，構(gòu)建連續(xù)的近似封閉的激波，目的是將高壓氣體封閉在下表面，減小橫向流動，增加進氣道進口流場的均勻性。

圖6給出了前體橫向流動示意圖，預壓縮面氣流通過側(cè)壁向上表面流動過程中只會遇到一層阻礙即側(cè)緣產(chǎn)生的激波阻礙。圖7給出了前體出口截面的y向速度分布，可以清晰地看出側(cè)緣對上下表面流動的阻礙作用。

圖6 前體橫向流動示意圖

圖7 前體出口截面的y向速度分布

由于側(cè)緣激波對橫向流動具有阻礙作用，為減小橫向流動，本文在側(cè)壁區(qū)構(gòu)建了第二道側(cè)緣和第三道側(cè)緣。目的是利用其產(chǎn)生的激波面阻礙橫向流動，其示意圖如圖8所示。設(shè)計目標如圖9所示，設(shè)計飛行狀態(tài)下前體側(cè)壁產(chǎn)生的近似激波面交匯于進氣道唇口，但是進氣道進口截面封閉激波曲線設(shè)計成梯形。設(shè)計成梯形目的有兩條：一是側(cè)壁激波面和前體預壓縮面激波面非平滑連接，設(shè)計的乘波前體不會產(chǎn)生嚴格的封閉激波面，易實現(xiàn)前體附面層溢流；二是使得側(cè)壁前緣線為直線易實現(xiàn)與后體的融合。圖10給出了改型前后y向速度分布圖，可以看出改型后速度分布變得均勻。

圖8 改進設(shè)計后的乘波構(gòu)型下表面示意圖

圖9 改型前體設(shè)計示意圖

圖10 改型前后出口截面y向速度分布圖

圖11、圖12給出了設(shè)計點馬赫數(shù)下的壓力系數(shù)分布，以及預壓縮面中心線與邊緣線的比較圖。從圖中可以看出改型后預壓縮面中心線壓力系數(shù)特別是第三道預壓縮面中心線壓力系數(shù)大幅度提高，提高幅度在15%～20%；邊緣線壓力提高幅度在20%～30%，且兩者差距也大幅度縮小。結(jié)果表明：改型后前體下表面流動起到了減小橫向溢流的作用，中心線壓力仍舊高于邊緣線壓力，仍舊保持了附面層溢流的效果。

從上述分析可以看出：第一壓縮面區(qū)域，中心壓力與側(cè)壁壓力幾乎一致；第二壓縮面區(qū)域，中心壓力與側(cè)壁壓力高20%，中心后側(cè)壓力比前部壓力高16.65%，在該區(qū)域從中心到邊緣壓力呈規(guī)則分布，中心高邊緣低；第三壓縮面區(qū)域，中心壓力與邊緣壓力高11.77%，比側(cè)壁壓力高50%，在該區(qū)域從中心到邊緣壓力也呈規(guī)則分布，中心高邊緣低。

圖11 改進設(shè)計后的壓力系數(shù)等值線圖

圖12 改進設(shè)計后的預壓縮面壓力系數(shù)分布圖

3 結(jié)論

綜合以上分析和數(shù)值仿真計算結(jié)果，可以得到如下結(jié)論：采用基于密切錐理論的楔形角方法快速生成了高超聲速飛行器乘波構(gòu)型升力前體，設(shè)計方法靈活，可滿足高超聲速飛行器對升力前體的氣動設(shè)計要求；在設(shè)計條件下，升力前體流場分析結(jié)果表明，升力體上下表面存在壓力溝通，導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動，造成進氣道進口流場不均勻，影響升力體的氣動性能；采用在升力體兩側(cè)增加側(cè)緣的方法可有效減小前體預壓縮面的橫向氣流流動，有效提高前體升力。

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(責任編輯 周江川)

Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic Lift Forebody

YANG Chun1，XU Ming-zhao1，WANG Xu-gang1, FAN Jian1, GAO Shuang-lin2

(1.Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing 100076, China; 2.Rocket Force University of Engineering, Xi’an 710025, China)

The lift forebody configuration of a small hypersonic vehicle was designed by using the wedge angle method. The lift forebody created has been optimized by the simplex method with a penalty function. The aerodynamic characteristics of the forebody optimized were investigated by numerical method. The research results show that the wedge angle method is a high efficient way to generate the lift forebody of the hypersonic vehicle; On the design mach number, there is pressure leaking between the upper and lower surface of lift forebody, which leads to lateral flow in the spanwise on the precompression plane and creates the unhomogeneity of inlet flow field; Adding side skirts on the both sides, which can reduce the lateral flow on the forebody’s precompression plane and raise the forebody lift.

hypersonic; wedge angle method; lift forebody; aerodynamic characteristic

2016-10-03；

2016-11-30 作者簡介：楊春(1979—)，男，高級工程師，博士研究生，主要從事運載火箭總體設(shè)計研究。

10.11809/scbgxb2017.03.006

楊春，徐明釗，王旭剛，等.高超聲速升力前體構(gòu)型設(shè)計與數(shù)值分析[J].兵器裝備工程學報，2017(3):27-30.

format:YANG Chun，XU Ming-zhao，WANG Xu-gang,et al.Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic Lift Forebody[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(3):27-30.

TP181

A

2096-2304(2017)03-0027-04