局部后掠型柵格舵的氣動(dòng)特性研究

杜 濤，龔安龍，唐 偉，牟 宇，張 然，張?jiān)怕?，楊云?/p>

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引言

柵格舵(翼)在不同文獻(xiàn)中，稱為柵格舵或柵格翼，一般而言，固定不動(dòng)控制面稱為翼，可轉(zhuǎn)動(dòng)控制面稱為舵；柵格舵(翼)可應(yīng)用于上述兩種情況。后續(xù)為行文方便，在泛指情況下，統(tǒng)稱為柵格舵，在明確的應(yīng)用場(chǎng)合，分別稱為柵格舵或柵格翼。技術(shù)起源于航空早期采用的多翼面升力系統(tǒng)。20世紀(jì)40年代末,蘇聯(lián)開展亞聲速條件下工作的可折疊柵格舵的空氣動(dòng)力學(xué)研究，為柵格舵奠定了基礎(chǔ)。柵格舵在許多方面表現(xiàn)出優(yōu)于傳統(tǒng)單面翼的特征，例如更高的抗失速性能，在體積比較小的情況下得到較大的柵格舵總面積，便于折疊安裝等，其鉸鏈力矩通常也較小，因而舵面驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的功率可以很??；最大剛度面與最大氣動(dòng)載荷作用面相重合。這些優(yōu)點(diǎn)使得柵格舵技術(shù)逐步應(yīng)用于多個(gè)型號(hào)任務(wù)。除了聯(lián)盟號(hào)飛船以外，在蘇聯(lián)的空空導(dǎo)彈(例如R-77)、洲際彈道導(dǎo)彈(例如SS-20)獲得應(yīng)用。20世紀(jì)80年后，柵格舵技術(shù)引起西方國(guó)家的重視，應(yīng)用在多個(gè)型號(hào)上。在20世紀(jì)90年代，CZ-2F逃逸飛行器在我國(guó)工程項(xiàng)目上首次應(yīng)用柵格翼技術(shù)，如圖1所示。

圖1 CZ-2F逃逸飛行器應(yīng)用柵格翼作為穩(wěn)定翼面

但是柵格舵有兩個(gè)顯著缺點(diǎn)——跨聲速壅塞和阻力高，成為工程應(yīng)用的重要障礙。再入回收應(yīng)用情況下，阻力高不是一個(gè)突出問題，但是跨聲速壅塞導(dǎo)致舵面效率急劇下降，對(duì)飛行控制有著較大危害。因此，跨聲速壅塞是再入工況使用下需要解決的關(guān)鍵性問題。這兩個(gè)問題既有聯(lián)系也有區(qū)別，不過目前的研究工作重點(diǎn)較多在于減阻問題，對(duì)于跨聲速壅塞問題研究不多。

經(jīng)過多年的研究，柵格舵后(前)掠設(shè)計(jì)成為克服固有缺陷的主要解決方案。目前發(fā)展出3種類型的后掠方式：一體后掠、分體后掠和局部后掠。

1993年，Washington等首次提出了柵格舵后掠的思想，具體是舵面整體后(前)掠型，如圖2所示。研究顯示整體后掠使阻力有較大增加，但是會(huì)削弱法向力，適合于阻力減速的固定翼應(yīng)用場(chǎng)合。典型代表是美國(guó)NASA的獵戶座逃逸飛行器(圖3)。

圖2 柵格舵整體后掠技術(shù)示意圖

圖3 獵戶座逃逸飛行器采用整體后掠?xùn)鸥褚碓O(shè)計(jì)

分體后掠的思想是將柵格舵從轉(zhuǎn)軸中線分成兩部分，各自以轉(zhuǎn)軸為軸線向后轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)角度，從而與來流形成后掠角，外形如圖4所示。但是研究表明，分體后掠效果不及格柵前緣半徑銳化對(duì)跨聲速阻力的影響。

(a)平直型 (b)分體后掠型

德國(guó)宇航中心的Guyot等受戰(zhàn)斗機(jī)三角翼重疊方式形成簇，在每個(gè)局部的頂端都會(huì)形成一個(gè)局部后掠的啟發(fā)(圖5)，在2007年提出了柵格舵的局部后掠形式(Locally Sweptback)，如圖5(b)所示。

(a)典型戰(zhàn)斗機(jī)外形 (b)三角翼疊放產(chǎn)生 采用的三角翼 局部后掠外形

局部后掠的形式比較復(fù)雜，分為

P

型和

V

型，如圖6所示。

P

型后掠是最前端頂點(diǎn)出現(xiàn)在柵格舵格柵的交點(diǎn)處，從交點(diǎn)處后掠(圖6(a))。

V

型后掠正好相反，最前端頂點(diǎn)在格柵的中點(diǎn)處，

P

型后掠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度優(yōu)于

V

型后掠。

(a) P型后掠 (b) V型后掠

圖7 局部后掠型柵格舵的代表——Falcon火箭子級(jí)再入控制舵面

根據(jù)目前國(guó)內(nèi)外的研究工作，可以得到如下結(jié)論：一體后掠適合于增大阻力和增加穩(wěn)定的固定翼應(yīng)用場(chǎng)合,分體后掠目前還看不出優(yōu)勢(shì),局部后掠方式適合于巡航飛行或是再入控制工況。局部后掠的典型代表是SpaceX公司最新的Faclon火箭一子級(jí)回收項(xiàng)目方案(P型)，如圖7所示。本文研究重點(diǎn)放在局部后掠方式。

Guyot等通過試驗(yàn)研究了55°后掠外形

Ma

=4～6范圍特性，結(jié)果顯示波阻下降了30%～40%，升阻比提高了25%～35%。升阻比上V型略優(yōu)于P型。Wang等選取單個(gè)格子為研究對(duì)象，開展了后掠角為30°的局部后掠在跨聲速特性的阻力特性比較。結(jié)果顯示阻力下降并不顯著，在超聲速后僅能下降10%，亞聲速和跨聲速段不足5%。鄧帆等研究了后掠角為55°的柵格舵在

Ma

=1.5～4.5超聲速段的減阻效果，最大能夠獲得47%的減阻效果。在

Ma

=2.5附近能夠獲得最大的升力提升，超過

Ma

=2.5后，后掠效應(yīng)的增升能力下降。

目前公開文獻(xiàn)對(duì)局部后掠技術(shù)的研究還不充分，且研究重點(diǎn)放在減阻上，對(duì)跨聲速壅塞問題的關(guān)注較少，對(duì)后掠角度變化等關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)的影響還缺乏研究。本文以局部后掠型柵格舵為對(duì)象，采用數(shù)值仿真分析方法開展局部后掠形式的減阻特性和法向力氣動(dòng)特性的研究工作，并研究后掠角度變化對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

1 計(jì)算方法和工況

1.1 數(shù)值分析方法

采用可壓縮流黏性Navier-Stokes氣體動(dòng)力學(xué)方程組作為流動(dòng)控制方程

本文采用了八叉樹結(jié)構(gòu)的笛卡兒網(wǎng)格整體求解，網(wǎng)格生成快速，質(zhì)量高，加密容易。采用Roe的Riemann近似解算器計(jì)算無黏通量，為了外插得到的交接面上的值不超出鄰近單元的值，以保證格式的非線性穩(wěn)定性，采用Barth限制器。黏性通量的計(jì)算需要使用交接面處的值和梯度。交接面上的值使用左右單元中心處值的算術(shù)平均。梯度的計(jì)算使用Holmes和Connell的方法，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS方法，該方法最早由Jameson和Yoon提出并已經(jīng)推廣到非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的計(jì)算。湍流模型采用Menter SST兩方程剪切應(yīng)力輸運(yùn)模式。

1.2 數(shù)值方法的驗(yàn)證

選取一帶柵格舵一子級(jí)的試驗(yàn)外形作為典型算例，對(duì)本項(xiàng)目采用的數(shù)值模擬方法進(jìn)行校核，其外形與計(jì)算網(wǎng)格參見文獻(xiàn)[15]。計(jì)算的來流條件

Ma

=0.7～4.0，并對(duì)全部攻角進(jìn)行了對(duì)比。圖8為攻角10°數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。軸向力系數(shù)的偏差最大約9%，除跨聲速點(diǎn)外，法向力系數(shù)偏差均低于9%，兩者趨勢(shì)完全一致，證明本文采用的方法結(jié)果可信。

圖8 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較

1.3 計(jì)算工況

分析對(duì)象的計(jì)算狀態(tài)如表1所示。狀態(tài)覆蓋亞聲速、跨聲速和超聲速狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果的參考面積為1 m，參考長(zhǎng)度為0.2 m，參考點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)位置。

表1 計(jì)算狀態(tài)

2 局部后掠?xùn)鸥穸鏆鈩?dòng)特性研究

2.1 不同后掠外形對(duì)氣動(dòng)特性的影響分析

2.1.1 外形介紹

為了分析方便，將柵格舵簡(jiǎn)化為4個(gè)柵格單元作為分析對(duì)象，如圖9所示。柵格邊與來流保持45°關(guān)系，保持柵格舵慣用的X型?；就庑蚊麨镾G-0。

圖9 經(jīng)典平直柵格外形(SG-0)

圖10為P型后掠?xùn)鸥穸嫱庑?，前緣頂點(diǎn)出現(xiàn)在柵格交點(diǎn)上，后掠角為45°。弦長(zhǎng)增加到0.231 m，浸潤(rùn)面積保持與基準(zhǔn)外形相同，命名為SG-1。

圖10 P型后掠的柵格外形(SG-1)

圖11為V型后掠?xùn)鸥穸嫱庑危旤c(diǎn)出現(xiàn)在柵格前緣的中心點(diǎn)處，尾端為柵格的交點(diǎn)處，后掠角同為45°。為保證與基準(zhǔn)柵格外形有相同的升力面積，弦長(zhǎng)增加到0.231 m。

圖11 V型后掠的柵格外形(SG-2)

2.1.2 氣動(dòng)特性分析

圖12和圖13提供了上述3種方案的軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)比較。從圖中可以看到，兩種后掠方案均能改善柵格的軸向力和法向力特性。相比于無后掠的基準(zhǔn)外形(SG-0)，軸向力系數(shù)在亞跨聲速段降低10%～20%，在超聲速段降幅超過30%。超聲速段的后掠減阻效果優(yōu)于亞跨聲速段。P型和V型后掠方案的軸向力減小幅度基本相當(dāng)。

(a) Ma=0.7

(a) Ma=0.7

亞跨聲速段法向力系數(shù)最大增幅不到10%，而超聲速段法向力系數(shù)增加可達(dá)到20%，攻角越大法向力的增加越明顯。法向力是舵面操縱能力的來源，法向力的增加，意味著后掠可以提高柵格舵的操縱能力。另外一個(gè)是法向力隨攻角的斜率，代表了舵面操縱效率，從圖13中可以看到,V型后掠的梯度高于P型后掠，說明V型后掠操縱效率會(huì)高些。

2.2 后掠角對(duì)氣動(dòng)性能的影響分析

2.2.1 外形介紹

以V型后掠方案SG-2為對(duì)象，開展不同后掠角度對(duì)柵格氣動(dòng)力性能的影響研究。在已有0°和45°結(jié)果基礎(chǔ)上，增加了后掠角30°和60°的兩個(gè)外形，各自弦長(zhǎng)進(jìn)行了相應(yīng)調(diào)整，升力面浸潤(rùn)面積保持不變。

2.2.2 氣動(dòng)特性分析

圖14為后掠角度變化對(duì)軸向力系數(shù)的影響。計(jì)算結(jié)果表明，隨著后掠角的增大，軸向力系數(shù)單調(diào)下降。后掠角為30°時(shí)候，亞聲速和跨聲速區(qū)域軸向力降幅相對(duì)較小，超聲速有顯著下降。后掠角增大到45°之后，隨著后掠角的增加，軸向力有顯著下降趨勢(shì)，攻角的影響不明顯。

(a) Ma=0.7

另外一個(gè)特點(diǎn)，后掠角效應(yīng)在亞聲速和超聲速段優(yōu)于跨聲速段。以后掠角60°為例，在跨聲速段的

Ma

=0.95，軸向力只下降了22%；而在

Ma

=0.7，下降了30%；在超聲速段的

Ma

=2.0，軸向力下降超過一半，達(dá)到51%，作用效果顯著。圖15為后掠角度變化對(duì)法向力系數(shù)的影響。后掠效應(yīng)對(duì)法向力系數(shù)的影響沒有對(duì)軸向力系數(shù)顯著，但除

Ma

=1.2工況難以分辨影響外，其他工況均有體現(xiàn)。較為明顯的規(guī)律是，后掠角的影響與攻角大小相關(guān)，攻角越大，后掠角的影響越顯著；后掠角超過45°以后，法向力不再隨后掠角的增大而增大。以攻角15°為例，

Ma

=2.0時(shí)，最大法向力出現(xiàn)在后掠角45°，較0°后掠工況法向力提高了14%，不過后掠60°法向力與后掠45°相差非常小?？缏曀?p>Ma

=0.95工況下，最大法向力出現(xiàn)在后掠角45°，較0°后掠工況法向力提高了9%。上述分析表明，柵格舵采用后掠后，確實(shí)能夠提升柵格產(chǎn)生的法向力，這意味著在相同浸潤(rùn)面積條件下，能夠產(chǎn)生更高效的操縱能力。

(a) Ma=0.7

流場(chǎng)流線和壓力分布可以幫助理解后掠對(duì)柵格舵內(nèi)部流動(dòng)的影響。在此選取了攻角為10°狀態(tài)的

Z

=0的縱向?qū)ΨQ面作為分析的剖面。

Ma

=0.7的壓力分布如圖16所示。首先注意到0°后掠角時(shí)，柵格舵背風(fēng)區(qū)域發(fā)生了比較嚴(yán)重的分離問題。原因在于考慮高超聲速防熱要求，柵格舵端頭半徑較大，亞聲速下攻角增大容易誘導(dǎo)流動(dòng)分離。分離渦出現(xiàn)后，流動(dòng)有效截面積減小，在最窄區(qū)域誘發(fā)局部激波，造成無后掠?xùn)鸥褡枇^大。

采用后掠后可以顯著減小分離泡。當(dāng)后掠角進(jìn)一步增大，背風(fēng)壁面流動(dòng)分離消失，流動(dòng)為附體。這表明后掠在亞聲速范圍可以有效抑制分離現(xiàn)象的發(fā)生，減弱分離激波，壅塞現(xiàn)象大幅緩解。

圖17提供了

Ma

=1.2的流場(chǎng)壓力分布和流線，該馬赫數(shù)位于第二臨界馬赫數(shù)附近，脫體激波逐步從柵格出口推動(dòng)到入口，此時(shí)柵格仍然處于壅塞狀態(tài)。從圖17(a)中0°后掠角的流場(chǎng)可以看到，柵格每個(gè)格片前緣脫體激波相互干擾，出現(xiàn)嚴(yán)重的溢流情況，升阻特性較差。隨著后掠角的增加，前緣脫體激波相互干擾的強(qiáng)度和范圍減小，而柵格內(nèi)的壓力值更大、馬赫數(shù)更小，流動(dòng)壅塞也得到緩解。

(a) 后掠角0°

(a)后掠角0°

為了更加深入地探索后掠特性在馬赫數(shù)之間的差異性，圖18提供了軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)不同攻角下沿馬赫數(shù)變化的比較，圖18(a)(b)(c)為軸向力系數(shù)，圖18(d)(e)(f)為法向力系數(shù)。從圖中比較可以看出，后掠角度對(duì)軸向力系數(shù)的影響在各個(gè)馬赫數(shù)下比較均勻，且后掠角越大，軸向力下降越多。除了

Ma

=2以外，后掠角能夠?qū)е路ㄏ蛄ο禂?shù)增加，在跨聲速和超聲速段更為顯著，極大值出現(xiàn)在后掠45°處。

(a) α=5°

3 結(jié)論

針對(duì)柵格舵技術(shù)的重要缺點(diǎn)——跨聲速壅塞和阻力高的問題，以簡(jiǎn)化柵格為研究對(duì)象，通過數(shù)值仿真，開展了P型和V型局部后掠對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究，并開展了不同后掠角對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究。獲得如下結(jié)論：

1)局部后掠技術(shù)能夠較大幅度減少柵格軸向力系數(shù)，并增加法向力系數(shù)，提升舵面的配平和操縱能力。因此在相同條件下，采用后掠技術(shù)后，能夠減小柵格舵的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。通過流場(chǎng)分析能夠發(fā)現(xiàn),局部后掠弱化了亞聲速背風(fēng)區(qū)的分離問題，減小跨聲速區(qū)激波與邊界層干擾問題，從而改善了跨聲速壅塞和阻力大的問題。

2)后掠角度對(duì)柵格舵的氣動(dòng)特性有明顯的影響，是重要的設(shè)計(jì)參數(shù)，后掠角的增加能夠更加有效抑制背風(fēng)分離問題，減弱跨聲速區(qū)激波邊界層干擾問題，后掠角度越大，減阻效果越好，增大后掠角能夠一定提升法向力，極大值一般出現(xiàn)在45°后掠。

后續(xù)計(jì)劃開展大攻角條件下，后掠角對(duì)法向力特性的影響，研究柵格尺寸對(duì)后掠效應(yīng)的關(guān)系，為工程設(shè)計(jì)優(yōu)選后掠角設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。