低亞聲速火箭橇尾流場特性分析

房 明,孫建紅,*,王從磊,余元元,3,張延泰

(1.南京航空航天大學(xué),江蘇 南京 210016; 2.中航工業(yè) 宏光空降裝備有限公司,江蘇 南京 210022;3.航空防護救生技術(shù)航空科技重點實驗室,湖北 襄陽 441003)

低亞聲速火箭橇尾流場特性分析

房 明1,孫建紅1,*,王從磊2,余元元1,3,張延泰1

(1.南京航空航天大學(xué),江蘇 南京 210016; 2.中航工業(yè) 宏光空降裝備有限公司,江蘇 南京 210022;3.航空防護救生技術(shù)航空科技重點實驗室,湖北 襄陽 441003)

采用三維不可壓Navier-Stokes方程和Realizablek-ε湍流模型，對低亞聲速條件下火箭橇試驗的流場進行數(shù)值模擬，得到了有/無護板火箭橇的流場特性，并對比分析了火箭橇尾流場與飛機尾流場。結(jié)果表明，60～90 m/s速度條件下，火箭橇受到的氣動阻力約為自重的4.8%～8.6%，阻力系數(shù)約為0.65，氣動升力僅為自重的0.84%～1.9%，升力系數(shù)約為-0.005，動力學(xué)分析中可以忽略氣動升力的影響。不同來流速度下，尾流探測區(qū)的無量綱流向速度差值小于8%，無量綱壓力差值小于0.5%。低亞聲速情況下，來流速度對尾流場特性的影響可以忽略。此外，火箭橇尾流場結(jié)構(gòu)與飛機尾流場結(jié)構(gòu)具有較好的相似性，滿足相關(guān)速度條件下的動態(tài)試驗要求。

尾流；氣動力；火箭橇；低亞聲速流動；阻力系數(shù)

0 引 言

火箭橇試驗是采用小型火箭推動，火箭橇車體搭載試驗件，在專用軌道上運行，獲得一系列飛行狀態(tài)參數(shù)的動態(tài)試驗過程?；鸺猎囼灳哂锌芍貜?fù)、可回收、便于觀測和應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點。與風(fēng)洞試驗相比，試驗件的尺寸和質(zhì)量限制條件少，因此火箭橇成為航空航天、武器裝備等地面試驗中最有效的試驗裝置之一[1]。

火箭橇結(jié)構(gòu)[2-4]、非定常特性、地面效應(yīng)以及助推火箭噴流等因素均有可能影響試驗件的工作性能。因此，火箭橇試驗流場特性分析是試驗件工作性能評估的關(guān)鍵問題。研究方法主要包括理論分析與估算、風(fēng)洞試驗、數(shù)值模擬和火箭橇滑跑試驗。理論分析與估算能得到單個構(gòu)件的氣動參數(shù)，但不能預(yù)測構(gòu)件與流場的耦合影響，計算誤差較大[5]。風(fēng)洞試驗除了流場受風(fēng)洞壁面和支架的干擾外，模型尺寸也受到限制?；鸺粱茉囼炇禽^好的分析方法，但設(shè)計和試驗周期長，試驗成本也高。隨著計算能力的快速發(fā)展[6-8]，數(shù)值方法成為火箭橇復(fù)雜流場的重要研究手段。Lofthouse等人[9]利用數(shù)值手段對超聲速單軌火箭橇進行了研究。Turnbull等人[10]基于歐拉方程對“柔性火箭橇”這一新概念火箭橇進行了數(shù)值模擬。張建華等人[11-12]基于多體動力學(xué)和有限元理論對雙軌火箭橇進行了數(shù)值研究。張立乾等人[13]采用數(shù)值方法研究了火箭橇的振動問題。肖虹等人[14]針對鈍頭體雙軌火箭橇的流場進行了數(shù)值研究。

本文利用數(shù)值模擬方法，分析了有/無護板火箭橇尾流場結(jié)構(gòu)，在此基礎(chǔ)上，與飛機尾流場結(jié)構(gòu)對比，分析火箭橇尾流場特性。為火箭橇試驗設(shè)計和后續(xù)阻力傘的動力學(xué)分析計算提供基礎(chǔ)。

1 火箭橇幾何模型

火箭橇主要構(gòu)件包括：火箭橇主體、傘艙、推進車(包含助推火箭)、水剎車、護板和滑塊等。相對于火箭橇的整體尺寸，滑軌的橫截面幾何尺寸和滑塊的幾何尺寸很小，且靠近地面，在不可壓條件下，氣動力影響很小。因此數(shù)值模擬未考慮滑軌和滑塊的影響。火箭橇模型如圖1所示，其中h表示火箭橇高度。

2 數(shù)值計算方法

采用三維不可壓定常雷諾平均Navier-Stokes方程：

其中，F(xiàn)、G、H分別為三個坐標(biāo)方向上的通量項，下標(biāo)c代表對流通量，下標(biāo)v代表黏性通量；x,y和z分別代表來流方向、展向和橫向的三個坐標(biāo)分量，傘艙口截面中心為坐標(biāo)原點；u、v和w分別為三個坐標(biāo)方向的速度分量。湍流計算采用含壁面函數(shù)的Realizablek-ε湍流模型，對流項和黏性項均采用二階精度的迎風(fēng)格式進行離散。入口邊界設(shè)為指定速度邊界條件，出口設(shè)為指定壓力(一個大氣壓)邊界條件，火箭橇固壁表面為無滑移無穿透的絕熱邊界條件，遠場和地面取為自由滑移壁面。采取半模型計算。

計算域流向、展向和法向尺寸分別為52h、14h和14h(h為火箭橇高度)。距火箭橇表面的第一層網(wǎng)格高度為1.4×10-4h，其對應(yīng)的y+值約為30～60，滿足含壁面函數(shù)的Realizablek-ε湍流模型的邊界層捕捉要求。計算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，通過網(wǎng)格無關(guān)性驗證發(fā)現(xiàn)，1400萬網(wǎng)格已滿足計算要求。

由于缺乏火箭橇流場試驗數(shù)據(jù)，本文通過Ahmed模型繞流數(shù)值模擬進行算法驗證?；谝延械脑囼灲Y(jié)果和計算結(jié)果[15-16]，計算的來流速度60 m/s，基于模型長度L0的雷諾數(shù)為4.3×106。Ahmed模型表面網(wǎng)格數(shù)127(流向)×51(展向)×31(法向)，如圖2所示。本文計算得到的阻力系數(shù)為0.234，試驗值為0.23，相對誤差為1.7%。圖2給出了上表面對稱中心處的壓力系數(shù)分布，計算結(jié)果與文獻[16]的計算結(jié)果一致。因此，可以采用相同方法處理類似繞流問題。

3 模擬結(jié)果與討論

火箭橇試驗的主要測試速度范圍60～90 m/s，屬于低亞聲速范疇，以80 m/s工況為例，選取典型截面(對稱面y=0，傘衣底邊處橫截面x=4.62h)進行分析。

3.1 火箭橇尾流場特性分析

圖3(a)顯示了無護板火箭橇尾流區(qū)流向速度分布，以傘艙出口截面中心為坐標(biāo)原點。受火箭橇頂部、中間隔板和底部結(jié)構(gòu)的影響，氣流速度發(fā)生衰減，除在頂部和助推火箭處存在局部回流區(qū)外，尾流區(qū)流向速度衰減明顯。

另一方面，圖3(b)顯示尾流存在下洗現(xiàn)象，下洗氣流增加了傘衣與地面接觸的概率，對傘衣安全造成了威脅，甚至導(dǎo)致試驗失敗。因此，阻力傘試驗中，傘繩長度不能過短，太短不利于開傘和性能測試，也不能過長，以免受氣流下洗影響發(fā)生觸地，一般根據(jù)尾流特性進行選取。

圖4顯示傘衣底邊(x=4.62h)的速度云圖和流線圖，中心黑色垂直實線表示對稱面。由圖4(a)知，流場呈現(xiàn)渦系結(jié)構(gòu)，-0.95h以下，氣流向中心匯聚；-0.95h～-0.41h，氣流向外側(cè)分流；-0.41h～0.15h，氣流再次向中心匯聚；0.15h以上，氣流向外側(cè)分流。由圖4(b)知，法向速度的方向隨高度和展向距離的變化而變化，傘衣區(qū)域底部，內(nèi)側(cè)氣流上拋，外側(cè)氣流下洗；中部，內(nèi)側(cè)氣流下洗，外側(cè)氣流上拋；頂部，內(nèi)側(cè)氣流上拋，外側(cè)氣流下洗?；鸺廖擦鲌鼋Y(jié)構(gòu)復(fù)雜，與均勻來流明顯不同，因此，當(dāng)采用火箭橇進行阻力傘測試時，需要對測試阻力傘性能數(shù)據(jù)進行評估修正。

3.2 護板對火箭橇尾流場的影響

為了提高試驗的安全性，避免傘衣觸地，需要改善尾流場的流動特性。較簡單有效的方法是在火箭橇尾端增加5h～6h(試驗中選取5.56h)長度的護板，護板寬度與地面凸臺寬度相近，護板下表面與火箭橇下表面高度一致，見圖1。

速度80 m/s時，地面附近(z<-0.95h)，無護板火箭橇尾流區(qū)氣流向中心匯聚(圖4(a))。加裝護板后，有效減弱了復(fù)雜地面結(jié)構(gòu)對尾流的影響，降低了尾流流向速度衰減程度(定量對比在3.3節(jié)中作詳細說明)，同時護板可加強尾流向外側(cè)分流的趨勢(見圖5)，這有助于雙阻力傘在充氣過程的相互分離，防止雙傘纏繞。

無護板火箭橇阻力系數(shù)為0.629，升力系數(shù)為-0.025。裝配護板后，迎風(fēng)面積和摩擦阻力增大，火箭橇和護板的總阻力系數(shù)為0.653，阻力系數(shù)增大了3.8%，其中火箭橇的阻力系數(shù)為0.602，護板的阻力系數(shù)為0.081。由于護板減弱了氣流的下洗強度，火箭橇和護板的總升力系數(shù)為-0.005，氣動升力幅值減小，其中，火箭橇的升力系數(shù)為-0.013，護板的升力系數(shù)為-0.001。因此， 加裝護板，氣動升力值減小，減弱了氣動升力隨速度變化導(dǎo)致的火箭橇振動[5,13]。

對60 m/s、70 m/s、80 m/s和90 m/s速度下的有護板火箭橇進行數(shù)值模擬。選取對稱面上，傘衣底邊(x=4.62h)探測線進行定量分析，如圖6所示。vx/v0表示流向速度與來流速度的比，p/p0表示尾流壓力與環(huán)境壓力的比。無量綱流向速度差值小于8%(見圖6(a))，無量綱壓力差值小于0.5%(見圖6(b))，故此型火箭橇的尾流場結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，速度對火箭橇尾流場特性的影響可以忽略。

由表1知，以有護板火箭橇的迎風(fēng)面積為參考面積，火箭橇的阻力系數(shù)變化幅值小于1%，升力系數(shù)基本不變，約為-0.005。因此，火箭橇的阻力系數(shù)和升力系數(shù)幾乎不受速度的影響。此外，護板火箭橇總質(zhì)量約為7002 kg，氣動阻力是自重的4.8%～10.8%，氣動升力是自重的0.84%～1.9%，并且氣動升力方向向下。因此，在火箭橇動力學(xué)計算中，可以忽略氣動升力的影響。

表1 阻力系數(shù)和升力系數(shù)Table 1 Drag coefficient and lift coefficient

3.3 火箭橇和飛機尾流場的對比

火箭橇試驗的目的是模擬飛機試驗。因此，選取F-16A戰(zhàn)斗機與火箭橇對比，F(xiàn)-16A計算條件與火箭橇試驗流場的計算條件相同。通過網(wǎng)格無關(guān)性驗證發(fā)現(xiàn)，1300萬網(wǎng)格滿足計算要求。

來流80 m/s，選取傘衣底邊橫截面上(x=4.62h)y=0和z=0探測線進行定量分析，將無護板火箭橇記為rocket sled 1，有護板火箭橇記為rocket sled 2，見圖7和圖8。

在阻力傘運動區(qū)域，rocket sled 1 、rocket sled 2和F-16A三型前置體的尾流壓力分布幾乎一致(圖7(a))。此外，無量綱流向速度分布具有較好的相似性。在傘艙平面上方(>0h)，有/無護板火箭橇和F-16A的無量綱流向速度差值約小于7%；在推進車與傘艙平面之間(-0.71h～0h)，該差值在靠近推進車平面處最大，約為15%，(圖7(b))。但該位置靠近推進車平面，不影響阻力傘試驗測試。同理，在推進車平面與軌道平面之間(<-0.71h)，流場差異對阻力傘的試驗測試影響可以忽略。因此，火箭橇尾流測試區(qū)的流向速度分布能夠反映飛機尾流的流向速度分布特點。

圖8給出了壓力和速度在傘艙高度(z=0)沿展向的分布曲線?？梢钥闯觯?無護板火箭橇尾流區(qū)壓力和速度分布一致。兩型火箭橇和飛機的尾流結(jié)構(gòu)存在差異，流向速度差值小于3.8%(圖8(a))；壓力差值小于100Pa(圖8(b))；展向速度差值小于20.5m/s(圖8(c))；法向速度差值小于1.6m/s(圖8(d))。對比圖7和圖8知，火箭橇和飛機的尾流場結(jié)構(gòu)具有較高的相似性，適合開展相關(guān)速度條件下的阻力傘試驗測試。

4 結(jié) 論

1) 火箭橇尾流存在氣流下洗現(xiàn)象，護板使尾流下洗強度減弱，降低升力對火箭橇振動的影響。同時護板增強了尾流展向外洗，與飛機流場符合度提高，減少雙傘互相纏繞概率。

2) 低亞聲速范圍(60～90 m/s)，火箭橇的阻力系數(shù)為0.648～0.654，升力系數(shù)約為-0.005，速度變化對火箭橇氣動特性的影響較小。

3) 阻力傘運動區(qū)，火箭橇尾流與飛機尾流場結(jié)構(gòu)具有較好的相似性。相近的壓力和速度分布適合開展相關(guān)速度條件下的阻力傘試驗測試。

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Analysisofwakeflowcharacteristicsforlowsubsonicrocketsled

FANG Ming1,SUN Jianhong1,*,WANG Conglei2,YU Yuanyuan1,3,Zhang Yantai1

(1.NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China;2.AVICHongguangAirborneEquipmentCo.Ltd,Nanjing210022,China;3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonLife-supportTechnology,Xiangyang441003,China)

The three-dimensional (3D) flow field around a rocket sled system in low subsonic testing velocities was simulated through 3D incompressible Navier-Stokes equations and the Realizablek-εturbulence model.The wake flow characteristics of the rocket sled with and without the extension plate were obtained at different free stream velocities.Moreover,the difference of the wake flow fields were compared and analyzed between the rocket sled and the aircraft.Results show that the dynamic drag is about 4.8%～8.6% of the total weight of the rocket sled system corresponding to a drag coefficient about 0.65 for the free stream velocities in the range of 60 m/s to 90 m/s.The aerodynamic lift force,which is negative,is merely 0.84%～1.9% of the total weight,and the lift coefficient is just -0.005,suggesting that the effect of the aerodynamic lift can be omitted in the kinetic analysis of this rocket sled system.The dimensionless velocity difference in the detection location is less than 8%,and the dimensionless pressure difference is less than 0.5%.These differences indicate that the influence of the velocity on the wake flow field can be neglected.In addition,the wake flow fields are similar according to the comparison of the wake field between the rocket sled system and the aircraft.This similarity satisfies the requirement of the experimental test.

wake flow; aerodynamic force; rocket sled; low subsonic flow; drag coefficient

0258-1825(2017)06-0897-05

V416.8; V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0132

2017-08-14;

2017-09-16

航空科學(xué)基金(20142952026);江蘇省高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

房明(1986-),男,山東臨沂人,博士生,研究方向:飛行器環(huán)境控制與安全救生技術(shù)研究.E-mail:fangming@nuaa.edu.cn

孫建紅*(1968-),男,江西鷹潭人,教授,研究方向:飛行器設(shè)計，環(huán)境流體力學(xué)，飛行器環(huán)境控制與生命保障技術(shù)研究.E-mail:jhsun@nuaa.edu.cn

房明,孫建紅,王從磊,等.低亞聲速火箭橇尾流場特性分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2017,35(6):897-901.

10.7638/kqdlxxb-2017.0132 FANG M,SUN J H,WANG C L,et al.Analysis of wake flow characteristics for low subsonic rocket sled[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):897-901.