吸氣式高超聲速飛行器冷態(tài)測力試驗(yàn)支撐校正

王曉朋, 張陳安, 劉春風(fēng), 王發(fā)民, 葉正寅

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072; 2. 中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100190; 3. 中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器已經(jīng)成為高超聲速領(lǐng)域重要發(fā)展方向之一，被美國視為未來實(shí)現(xiàn)“全球到達(dá)，全球作戰(zhàn)”快速反應(yīng)能力的重要手段[1-3]。機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)高度集成、內(nèi)外流耦合嚴(yán)重是吸氣式高超聲速飛行器的顯著特點(diǎn)[4-5]。對此類飛行器而言，地面冷流試驗(yàn)是檢驗(yàn)其氣動(dòng)特性的重要手段[3,6]。

美國以X-43A吸氣式高超聲速飛行器為研究對象，進(jìn)行了大量冷/熱態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)，積累了豐富的數(shù)據(jù)，建立了相應(yīng)的氣動(dòng)力特性數(shù)據(jù)庫[7-9]。近年來，國內(nèi)學(xué)者針對吸氣式高超聲速飛行器也開展了大量地面冷流氣動(dòng)力試驗(yàn)研究，推動(dòng)了我國高超聲速飛行器研究的實(shí)用化進(jìn)程。張紅英[10]、范曉檣[11]以及金亮[12]等以吸氣式高超聲速飛行器為研究對象，開展了相關(guān)的冷通氣風(fēng)洞試驗(yàn)，對該類飛行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，文獻(xiàn)[13]對此進(jìn)行了初步總結(jié)。但需要注意的是，對吸氣式高超聲速飛行器這種帶有內(nèi)流道的一體化飛行器而言，在采用傳統(tǒng)支撐方式進(jìn)行整機(jī)測力試驗(yàn)時(shí)，支撐機(jī)構(gòu)不可避免地會(huì)對測量結(jié)果造成影響[14-15]。因此，有必要開展吸氣式高超聲速飛行器冷流測力試驗(yàn)支撐干擾研究，分析不同支撐方式對試驗(yàn)結(jié)果的影響并針對性地加以改善。

本文以基于乘波前體的機(jī)體/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化飛行器作為研究對象，對尾支撐、背支撐以及背支撐+虛擬支撐等3種風(fēng)洞支撐機(jī)構(gòu)的氣動(dòng)干擾特性進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究，并通過對比背支撐和背支撐+虛擬尾支撐的方式對尾支撐測量結(jié)果進(jìn)行校正。

1 實(shí)驗(yàn)研究

1.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

在來流馬赫數(shù)Ma=6、迎角α=0°、飛行高度H=25km的設(shè)計(jì)條件下，采用變角度楔/橢圓錐乘波體構(gòu)型方法生成一體化飛行器前體[16]；對前體楔錐型面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到3個(gè)預(yù)壓縮面，壓縮角分別為8.5°、12°和17°；發(fā)動(dòng)機(jī)簡化為一個(gè)截面積幾乎不變的內(nèi)通道；后體部分參考乘波體前體，后掠角為6°，采用固定后掠角乘波體生成方法，得到乘波體后部布局；尾噴管膨脹面則采用特征線法進(jìn)行設(shè)計(jì)。

飛行器機(jī)身總長L，總寬0.410L，前體長0.382L(第一、二、三級壓縮面分別長0.186L、0.076L和0.120L)，發(fā)動(dòng)機(jī)長0.376L。在距離飛行器頭部0.710L的位置安裝垂直舵面和水平舵面，后掠角分別為21.5°和24.7°。為滿足防熱需要，對乘波體前緣進(jìn)行鈍化，鈍化半徑為10mm。圖1為乘波一體化飛行器總體氣動(dòng)布局方案。

圖1 一體化飛行器氣動(dòng)布局方案

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎贸蹭X材料制成，如圖2所示。縮比后總長500mm，體軸坐標(biāo)系原點(diǎn)取在飛行器質(zhì)心處，質(zhì)心系數(shù)Xcg=0.62、Ycg=0。模型參考面積Sr=0.0062m2。

圖2 模型實(shí)物圖

1.2 實(shí)驗(yàn)方案

風(fēng)洞試驗(yàn)采用3種支撐方式進(jìn)行：(1) 尾支撐；(2) 背支撐；(3) 背支撐+虛擬尾支撐。

背支撐和虛擬尾支撐支桿一起使用，此時(shí)虛擬支桿用于模擬尾支撐支桿，但不和模型發(fā)生直接接觸，如圖3所示；對于單獨(dú)的背支撐，則拆掉圖中所示的虛擬尾支撐，單獨(dú)使用背支撐開展實(shí)驗(yàn)。圖4給出了兩種支撐方式的連接方式。

圖3 背支撐+虛擬尾支撐實(shí)物圖

圖4 背支撐/背支撐+虛擬支撐與模型的連接

模型真實(shí)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)通過校正準(zhǔn)則得到：

FCorrection=FSting-(FBlade+dummy sting-FBlade)

(1)

式中，F(xiàn)Correction為校正后的氣動(dòng)力和力矩系數(shù)，F(xiàn)Sting為尾支撐測量結(jié)果，F(xiàn)Blade+dummy sting為背支撐+虛擬尾支撐測量結(jié)果，F(xiàn)Blade為背支撐測量結(jié)果。

1.3 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風(fēng)洞。Ma=4時(shí)噴管出口直徑為0.4m，其余馬赫數(shù)下均為0.5m。實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=4、6，迎角α為-2°、0°、2°、4°、6°和8°。具體來流條件和參數(shù)如表1所示。

表1 實(shí)驗(yàn)條件Table 1 Flow conditions

1.4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

在3種不同支撐方式下對一體化飛行器主要?dú)鈩?dòng)特性參數(shù)進(jìn)行了測量，以式(1)對尾支撐實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行校正，結(jié)果如圖5～8所示。通過對比各氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線，可以發(fā)現(xiàn)：

(1) 在3種支撐方式下，升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)都隨迎角增加而增大。升力系數(shù)呈線性分布；阻力系數(shù)具有一定曲率，近似呈拋物線分布，當(dāng)α=-2°～2°時(shí)阻力系數(shù)變化較小，當(dāng)α>2°時(shí)，阻力系數(shù)增加較快，這是因?yàn)橛窃酱蟛ㄗ枰苍酱?，波阻在總阻力中所占比例增加很快；俯仰力矩系?shù)隨迎角增大而增大，近似呈拋物線分布；隨著馬赫數(shù)增大，模型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)逐漸減小，符合物理規(guī)律。從以上結(jié)果來看，支撐結(jié)構(gòu)并未改變模型整體的力和力矩特性，表明頭激波后的高壓流體對氣動(dòng)力的貢獻(xiàn)仍占主導(dǎo)作用。

圖5 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖6 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖7 升阻比隨迎角變化曲線

圖8 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

(2) 背支撐與背支撐+虛擬尾支撐測量結(jié)果差異不大，初步表明尾支撐對氣動(dòng)力的干擾量較小；而尾支撐與背支撐兩者之間差異明顯。

(3) 定義支撐結(jié)構(gòu)的干擾量為：

η1=|(FCorrection-FSupported)/FCorrection|

其中FSupported表示帶有支撐結(jié)構(gòu)時(shí)的測量結(jié)果，F(xiàn)Correction表示以式(1)對尾支撐測量結(jié)果校正后的數(shù)據(jù)。通過計(jì)算得到：

a. 在Ma=4時(shí)，尾支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為1.75%、3.80%、3.28%和1.86%；Ma=6時(shí)，則分別為0.87%、1.42%、0.95%和1.14%。

b. 在Ma=4時(shí)，背支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為18.15%、9.62%、18.74%和7.84%；Ma=6時(shí)，則分別為14.35%、5.23%、12.86%和5.17%。

總體來看，尾支撐對模型的氣動(dòng)干擾是一個(gè)小量，對氣動(dòng)力系數(shù)的影響最大不超過4%(對阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的影響最為明顯)。分析認(rèn)為，其原因在于尾支撐僅會(huì)對模型底部和尾噴管后部的壓力分布產(chǎn)生影響，且影響范圍有限。而背支撐帶來的氣動(dòng)干擾則顯著得多，這是因?yàn)楸持沃苯悠茐牧四Ｐ蜕媳砻娴膲毫Ψ植?，直接對模型升力和波阻產(chǎn)生明顯影響。

2 數(shù)值計(jì)算

為驗(yàn)證前述結(jié)論，對飛行器模型在風(fēng)洞測試條件下的定常流場進(jìn)行數(shù)值分析。采用格心格式的有限體積法求解Navier-Stokes方程，空間離散采用二階TVD格式，時(shí)間離散采用隱式LU-SGS方法，湍流模型則采用SST模型。計(jì)算模型為半模，網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約300萬，近壁面網(wǎng)格單元y+值小于10。圖9給出了壁面網(wǎng)格和對稱面網(wǎng)格分布情況。

圖9 壁面網(wǎng)格和對稱面網(wǎng)格分布情況

圖10～11給出了模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的紋影照片以及對應(yīng)的數(shù)值模擬結(jié)果?？梢钥闯觯瑪?shù)值計(jì)算得到的波系與實(shí)驗(yàn)紋影基本一致。

氣動(dòng)力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果如圖12～19所示，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比以及俯仰力矩系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的最大誤差均不超過8%，在誤差允許范圍之內(nèi)，說明本文計(jì)算方法合理、結(jié)果準(zhǔn)確。

定義支撐結(jié)構(gòu)的干擾量為：

η2=|(FUnsupported-FSupported)/FUnsupported|

其中，F(xiàn)Unsupported表示無支撐時(shí)的計(jì)算結(jié)果，F(xiàn)Supported表示帶有支撐時(shí)的計(jì)算結(jié)果。計(jì)算可得：

圖10 尾支撐+虛擬支撐試驗(yàn)流場與計(jì)算流場對比(Ma=4，α=0°)

Fig.10ComparisonofflowfieldsobtainedbyexperimentandCFDwhenMa=4,α=0°

圖11 尾支撐試驗(yàn)流場與計(jì)算流場對比(Ma=6，α=0°)

Fig.11ComparisonofflowfieldsobtainedbyexperimentandCFDwhenMa=6,α=0°

圖12 Ma=4時(shí)升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖13 Ma=4時(shí)阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖14 Ma=4時(shí)升阻比系數(shù)隨迎角變化曲線

圖15 Ma=4時(shí)俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

圖16 Ma=6時(shí)升力系數(shù)隨迎角變化曲線

(1)Ma=4時(shí)，尾支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為1.97%、3.62%、3.00%和1.16%；Ma=6時(shí)，則分別為2.65%、3.65%、5.74%和2.75%。

(2)Ma=4時(shí)，背支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為22.38%、9.92%、15.85%和7.34%；Ma=6時(shí)，則分別為15.88%、7.26%、17.68%和7.90%。

圖17 Ma=6時(shí)阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖18 Ma=6時(shí)升阻比系數(shù)隨迎角變化曲線

圖19 Ma=6時(shí)俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

從計(jì)算結(jié)果看，尾支撐對氣動(dòng)力系數(shù)影響較小，而背支撐的影響更為顯著，此結(jié)論與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致，驗(yàn)證了實(shí)驗(yàn)分析結(jié)果。圖20、21是單獨(dú)尾支撐和單獨(dú)背支撐與無支撐時(shí)模型表面的壓力分布對比?？梢钥闯觯仓螌δＰ捅砻鎵毫Ψ植加绊懛秶^小，且因其恰好處于尾噴管末端低壓區(qū)，在該區(qū)域引起的壓力變化也不大；而背支撐對模型上表面的影響則明顯得多，不僅影響范圍更大，而且導(dǎo)致的壓力變化也更為明顯。

Fig.20ComparisonofpressuredistributionsonthelowersurfaceofthemodelwithrearstingandunsupportedwhenMa=4,α=0°

圖21 Ma=4,α=0°時(shí)背支撐和無支撐時(shí)模型上表面壓力分布對比

Fig.21ComparisonofpressuredistributionsontheuppersurfaceofthemodelwithbackbladeandunsupportedwhenMa=4,α=0°

為驗(yàn)證本文校正方法的準(zhǔn)確性，采用式(1)準(zhǔn)則校正尾支撐計(jì)算結(jié)果，并與無尾支撐時(shí)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，如圖22～25所示?？梢钥闯?，校正后的結(jié)果與無支撐時(shí)的計(jì)算結(jié)果基本一致。Ma=4時(shí)，兩者的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和俯仰力矩系數(shù)的最大誤差分別為1.92%、1.69%、2.00%和0.53%；Ma=6時(shí)，則分別為1.41%、0.68%、1.35%和1.30%。

圖22 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖23 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖24 升阻比隨迎角變化曲線

圖25 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

從計(jì)算結(jié)果看，本文校正方法能有效消除尾支撐帶來的氣動(dòng)干擾，可以準(zhǔn)確預(yù)測模型氣動(dòng)力。

3 結(jié) 論

在冷流狀態(tài)下，采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真方法對機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化飛行器風(fēng)洞測力試驗(yàn)的氣動(dòng)干擾問題進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：

(1) 相對于背支撐，尾支撐對飛行器模型表面的影響范圍有限，且引起的模型表面壓力變化較小，因此其導(dǎo)致的干擾量較小，更適合作為一體化飛行器測力實(shí)驗(yàn)的支撐機(jī)構(gòu)；

(2) 結(jié)合背支撐和背支撐+虛擬尾支撐的方式，能夠有效地對尾支撐干擾量進(jìn)行校正，為實(shí)驗(yàn)提供更為精確的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。

本文僅對支撐機(jī)構(gòu)的氣動(dòng)干擾問題進(jìn)行了初步研究，未來將對尾支桿的具體參數(shù)開展更多研究工作，以獲得更多可供參考的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。