邊條翼后掠角對鈍頭細長旋成體非對稱流動的影響

袁起航, 王延奎, 李 乾, 齊中陽

(1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191; 2.北京航空航天大學(xué)寧波創(chuàng)新研究院先進飛行器與空天動力創(chuàng)新研究中心, 浙江寧波 315800)

引 言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭中精確打擊要求日益提高, 導(dǎo)彈的作用愈發(fā)明顯[1-2].用于奪取制空權(quán)的空戰(zhàn)中使用的空空導(dǎo)彈，由于其攻擊目標(biāo)特點而要求具有高機動性[3-4], 為保證高機動性能, 空空導(dǎo)彈通常在改變飛行方向時采用大迎角機動[5-6].目前空空導(dǎo)彈的彈身結(jié)構(gòu)多為鈍頭細長旋成體, 在彈身側(cè)面不同位置安裝彈翼、舵面, 各組翼面聯(lián)合操縱滿足導(dǎo)彈的機動需求.當(dāng)導(dǎo)彈大迎角飛行時, 彈身對彈翼等控制面存在阻擋作用, 導(dǎo)致彈翼的控制效率大幅度降低, 因而高效飛行控制成為導(dǎo)彈大迎角機動的基本要求.此外, 在大迎角飛行時導(dǎo)彈周圍往往伴隨著大范圍的分離流動, 出現(xiàn)由分離面卷起的旋渦[7-10].研究表明, 大迎角下細長體表面的流動會逐步演化為非對稱流動(見圖 1), 這種非對稱流動通常不確定且不可預(yù)測, 導(dǎo)彈在這種流動的誘導(dǎo)下產(chǎn)生方向不確定的側(cè)向力, 造成了導(dǎo)彈在大迎角飛行時受到的控制不可靠, 極易導(dǎo)致導(dǎo)彈射擊任務(wù)失敗[11].

圖1 鈍頭細長旋成體大迎角非對稱流動

前人開展了大量關(guān)于細長旋成體大迎角非對稱繞流的研究.20世紀(jì)50年代初, Allen等在細長體大迎角無側(cè)滑繞流流場顯示實驗中首先觀察到細長體非對稱背渦的現(xiàn)象[12], 并指出產(chǎn)生側(cè)向力的原因為細長體的非對稱背渦結(jié)構(gòu).20世紀(jì)70年代后, 對飛行器大迎角機動性能的需求使得細長體大迎角繞流非對稱性問題成為空氣動力學(xué)界研究的熱點[13-16].由于繞流主控因素的多樣性, 研究很難獲得可重復(fù)的實驗結(jié)果, 大量的風(fēng)洞試驗結(jié)果表明, 大迎角繞流對各種模型頭部細微的干擾(細微幾何偏差、表面粗糙度等)非常敏感, 其中模型頭部極小的加工偏差都可以成為非對稱流動的來源[15,17-21].鄧學(xué)鎣等[17-18]、Hartwich等[20]、馬寶峰[22]通過在模型頭部施加固定位置的顆粒擾動, 得到了確定的非對稱流動現(xiàn)象, 并且確定了非對稱流動結(jié)構(gòu)隨擾動顆粒的位置不同呈現(xiàn)出不同的穩(wěn)態(tài)流動形式, 即模型的非對稱流動受到頭部擾動顆粒的主控[23-27].

目前, 國內(nèi)外針對細長體大迎角非對稱流動的研究多集中在尖頭細長體模型, 而對鈍頭細長體, 尤其是帶有彈翼鈍頭細長體繞流的研究極少[28].本文在鈍頭細長體模型的頭部設(shè)置人工微擾動, 產(chǎn)生確定的非對稱流場, 在頭部附近安裝邊條翼, 通過改變邊條翼前緣后掠角, 測量各截面的物面壓力, 積分得到不同邊條翼前緣后掠角條件下各截面時均側(cè)向力系數(shù), 結(jié)合粒子圖像測速實驗獲得空間流場分布變化情況, 分析了邊條翼后掠角對繞模型非對稱流動的影響及原因.

1 模型與研究方法

本文實驗在北京航空航天大學(xué)D4低速回流式風(fēng)洞中完成, 風(fēng)洞實驗段截面尺寸為1.5 m ×1.5 m, 自由來流的湍流度小于0.08%.用于實驗的鈍頭細長旋成體模型尺寸、坐標(biāo)系定義及測壓截面位置如圖 2所示, 圖中長度單位為mm.模型總長為1 240 mm, 等直段直徑D=100 mm, 頭部鈍度為0.82, 在距模型頭部頂點160 mm處安裝了一組邊條翼, 每個邊條翼弦向長度為110 mm, 展向長度為30 mm.模型共有3組可互換的邊條翼, 各組邊條翼的前緣后掠角χ分別為0°，30°，60°.模型頭部表面附有顆粒人工微擾動以保證大迎角條件下實驗結(jié)果的確定性[17-18,23-27].顆粒尺寸為直徑Dp=0.8 mm(Dp/D=0.008), 人工微擾動的安裝位置由模型頭部子午角σ及周向角θp確定, 角度定義見圖 2.本文實驗中的人工微擾動周向角、子午角均唯一確定,θp=270°,σ=10°.測壓模型表面沿x軸方向布置6個測壓截面, 每個測壓截面沿周向均布24個垂直于模型當(dāng)?shù)乇砻娴臏y壓孔, 各孔的周向位置由周向角θ確定.本文的測壓實驗中傳感器的測量精度為滿量程(1 psi)的0.10%.實驗中的采樣頻率設(shè)置為50 Hz, 采樣時間為12 s.實驗中的自由來流條件均為Re=150 000(特征長度以模型等直段直徑D計算), 模型的迎角為α=50°, 側(cè)滑角為β=0°.

圖2 實驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D

粒子圖像測速(particle image velocimetry, PIV)實驗中片光與模型x軸垂直, 為使診斷窗口中的粒子數(shù)量達到最佳(各診斷窗口中粒子個數(shù)不小于10)[29], 激光在拍攝區(qū)域內(nèi)的平均片光厚度調(diào)整為5 mm, 兩束激光之間的時間間隔設(shè)置為30 μs.PIV實驗采集頻率為10 Hz, 采樣點為200個.拍攝視場尺寸為350 mm×221 mm(3.5D×2.2D), CCD傳感器像素為1 920 pix×1 200 pix, 即采集圖像的分辨率為5.48 pix/mm, 互相關(guān)運算的最終診斷窗口尺寸為 64× 64, 窗口重疊率為50%, 最終矢量圖中的每個矢量的尺寸為3.01 mm.除了x方向的渦量ωx=?w/?y-?v/?z分布以外, 本文還利用Q準(zhǔn)則計算了渦量分布[30]

Q=-0.5[(?v/?y)2+(?w/?z)2]-(?v/?z)(?w/?y)

僅展示流場中Q>0的部分以排除渦量中剪切層對判斷旋渦位置的干擾, 公式中的v,w分別表示y,z方向的速度分量.

2 結(jié)果及分析

2.1 邊條翼后掠角χ=0°

圖3, 4分別為χ=0°條件下不同截面的時均壓力系數(shù)與時均渦量分布, 其中僅保留渦量圖中Q>0的部分.

圖3 邊條翼χ=0°條件下的各截面壓力系數(shù)

從鈍頭細長旋成體頭部開始, 受到人工微擾動的作用, 流動發(fā)生非對稱分離形成前體非對稱渦, 產(chǎn)生局部側(cè)向力[24-27].在前體非對稱渦向下游發(fā)展的過程中, 與邊條渦之間產(chǎn)生復(fù)雜的誘導(dǎo)和耦合效應(yīng)[28].在邊條翼前緣產(chǎn)生的旋渦關(guān)于模型縱向?qū)ΨQ面基本呈對稱狀態(tài), 且其渦位比前體非對稱渦更靠近鈍頭細長旋成體左、右兩側(cè)物面, 使得鈍頭細長旋成體前體非對稱渦與邊條渦之間的誘導(dǎo)和耦合繞流對鈍頭細長旋成體物面的非對稱誘導(dǎo)作用減弱, 進而導(dǎo)致鈍頭細長旋成體截面?zhèn)认蛄p小.

在邊條翼所在的3個截面(x/D=-1.8,-2.2,-2.6), 兩片相鄰邊條翼之間的旋成體背風(fēng)區(qū)物面上存在由邊條翼與前體渦共同誘導(dǎo)產(chǎn)生的二次渦, 二次渦的強度較小且所在位置遠離模型左、右兩側(cè)θ=90°，270°區(qū)域, 因此對截面?zhèn)认蛄Φ呢暙I較小.

2.2 邊條翼后掠角χ≠ 0°

圖 5所示為不同邊條翼前緣后掠角條件下的模型截面?zhèn)认蛄ρ伢w軸變化曲線, 圖 5(a)中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細長旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 5(b)清晰展示了3種不同邊條翼后掠角條件下的截面?zhèn)认蛄ο禂?shù), 特將圖5(a)局部放大.

圖4 邊條翼χ=0°條件下的各截面渦量分布

(a)Time-averaged sectional side-force coefficient of a slender body with and without strakes of different swept leading edges

在不同邊條翼前緣后掠角的條件下, 側(cè)向力系數(shù)沿模型體軸從前至后均呈現(xiàn)減幅類正弦曲線式變化.邊條翼后掠角對側(cè)向力系數(shù)的影響主要體現(xiàn)在邊條翼上下游截面.側(cè)向力系數(shù)隨邊條翼前緣后掠角的變化趨勢: 在x/D=-1.4截面, 邊條翼前緣后掠角越大, 截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)越小; 在x/D=-3.0截面, 邊條翼前緣后掠角越大, 截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)越大.對于遠離邊條翼的下游截面, 后掠角對截面?zhèn)认蛄Φ挠绊憳O小.

圖 6(a),(b)分別展示了邊條翼上游x/D=-1.4截面的時均壓力分布及各測壓點對側(cè)向力的貢獻, 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細長旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].迎風(fēng)面(θ<90°及θ>270°)流動中, 邊條翼前緣后掠角增大時, 相同周向位置的物面壓力更低.隨著邊條翼前緣后掠角增大, 可能造成迎風(fēng)面逆壓梯度降低, 模型迎風(fēng)面相同周向位置的速度更大、物面壓力更低.

(a)Time-averaged pressure coefficient

模型背風(fēng)面(90°<θ<270°), 由于人工微擾動位于θp=270°, 模型左側(cè)為前體高渦, 右側(cè)為前體低渦.前體高渦隨前緣后掠角變大而分離提前, 如在χ=60°條件下流動在θ=90°附近發(fā)生分離, 另外兩種邊條翼發(fā)生分離的位置為θ=120°.前體低渦隨前緣后掠角變大分離也提前, 如在χ=60°條件下在θ=240°發(fā)生流動分離, 而另外兩種后掠角條件下分離發(fā)生在θ=225°.

在各測壓點對側(cè)向力的貢獻中, 位于θ=0°，180°附近的測壓點對側(cè)向力貢獻接近0, 而對側(cè)向力貢獻較大的位置是θ=90°，270°附近的測壓點.隨著后掠角的增大, 模型左側(cè)受到的吸力逐漸增強而右側(cè)逐漸減弱, 因此本截面模型受到的側(cè)向力隨著后掠角增大而減小.

為了觀察對側(cè)向力貢獻最大的周向位置流場, 圖 7展示了x/D=-1.8截面的時均渦量分布, 僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.可以看出, 一對邊條渦位于對側(cè)向力貢獻最大的周向位置.

圖7 x/D=-1.8截面時均渦量分布

圖 8為x/D=-1.8截面的邊條渦渦量最大值及最大值處的展向位置隨后掠角變化.χ=0°邊條翼誘導(dǎo)出一對邊條渦對稱分布于邊條翼側(cè)緣的背風(fēng)面, 而前體非對稱分離產(chǎn)生的旋渦位于模型背風(fēng)區(qū)靠近θ=180° 處; 隨著邊條翼后掠角增大, 模型左右兩側(cè)的邊條渦均靠近模型縱向?qū)ΨQ面, 且邊條渦位置基本對稱, 同時邊條渦渦量的最大值有下降趨勢.

圖8 x/D=-1.8截面邊條渦的渦量最大值及對應(yīng)展向位置隨后掠角變化

隨邊條翼后掠角增大, 其產(chǎn)生的邊條渦更靠近物面, 對物面流動的誘導(dǎo)作用增強, 由于其自身關(guān)于模型縱向?qū)ΨQ面對稱發(fā)展, 因此誘導(dǎo)物面流動使流動趨于對稱化, 這一規(guī)律可以解釋圖 6在邊條翼開始前的x/D=-1.4截面壓力分布中χ=60°曲線θ=90°附近的吸力增大, 而θ=270°附近的吸力減小, 減弱了流動的非對稱性, 以及圖 5中x/D=-1.4 截面的截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)隨后掠角增大而減小.

圖 9, 10展示了邊條翼中點位置x/D=-2.2截面的時均壓力分布及渦量分布, 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細長旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 11為x/D=-2.6截面的渦量分布, 渦量僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.

圖9 x/D=-2.2截面時均壓力系數(shù)

相比于上游截面,x/D=-2.2截面的3條壓力分布曲線重合較好.隨著邊條翼后掠角增大, 本截面迎風(fēng)面各點的壓力均略下降, 說明在此過程中邊條渦的誘導(dǎo)作用增強.從x/D=-2.2截面開始, 前體非對稱渦與邊條渦的空間位置逐漸接近.

圖 11中的x/D=-2.6截面, 隨著邊條渦發(fā)展逐漸占據(jù)邊條翼背風(fēng)側(cè)的大部分區(qū)域, 前體渦與邊條渦繼續(xù)接近, 左(或右)側(cè)的前體渦與同側(cè)邊條渦之間相互誘導(dǎo): 受前體渦影響, 邊條渦出現(xiàn)了非對稱現(xiàn)象; 受邊條渦影響, 前體渦遠離模型縱向?qū)ΨQ面向邊條渦靠近.邊條翼后掠角越大, 這種相互誘導(dǎo)的作用越明顯.

圖 12(a),(b)分別是邊條翼下游x/D=-3.0截面的時均壓力分布及各測壓點對截面?zhèn)认蛄Φ呢暙I, 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細長旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 13為該截面的渦量分布, 僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.

圖10 x/D=-2.2截面時均渦量分布

圖11 x/D=-2.6截面時均渦量分布

(a)Time-averaged pressure coefficient

圖13 x/D=-3.0截面時均渦量分布

3種邊條翼后掠角條件下, 流動均在θ=105°，255°發(fā)生分離, 并在θ=135°，225°附近產(chǎn)生吸力峰, 低渦側(cè)的吸力峰更強，因此產(chǎn)生的負壓絕對值更大, 對截面?zhèn)认蛄ζ鹬饕暙I的是θ=135°，225°附近的吸力峰.該吸力峰是由前體非對稱渦與邊條渦產(chǎn)生耦合流動.隨著邊條翼后掠角增加, 耦合流動的非對稱性增強, 導(dǎo)致截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)增大(見圖 5), 這與邊條翼開始之前x/D=-1.4截面的側(cè)向力隨后掠角變化規(guī)律相反.

3 結(jié)論

本文在亞臨界Reynolds數(shù)條件下, 對帶有邊條翼的鈍頭細長旋成體模型進行風(fēng)洞實驗研究, 分析了邊條翼的前緣后掠角對鈍頭細長旋成體大迎角非對稱流動的影響.得到了以下結(jié)論:

(1)隨著邊條翼前緣后掠角的增大, 不僅邊條渦與旋成體機身之間距離減小, 而且邊條渦的渦軸線基本平行于邊條翼后掠前緣, 與鈍頭細長旋成體的機體縱軸夾角減小, 因此不同后掠角的邊條渦對于不同流向位置處的鈍頭細長旋成體前體非對稱渦系的誘導(dǎo)和耦合作用也不同.

(2)在邊條翼上游區(qū), 大后掠角邊條渦渦位更靠近鈍頭細長旋成體物面且對稱性更好, 因此對前體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用更強, 使得前體物面的壓力分布更加對稱, 截面?zhèn)认蛄p小; 在邊條翼區(qū), 大后掠角邊條翼對前體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用也更強, 使得旋成體物面的壓力分布更加對稱且吸力更大; 在邊條翼下游區(qū), 大后掠角邊條渦渦位遠離鈍頭細長旋成體物面, 因此對旋成體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用減弱, 使得旋成體物面的壓力分布不對稱性加劇, 截面?zhèn)认蛄ψ兇?

致謝本文受到國家自然科學(xué)基金(11972060, 12002022)、國家自然基金創(chuàng)新群體(11721202)、寧波市自然科學(xué)基金(202003N4177)、非定?？諝鈩恿W(xué)與流動控制工業(yè)和信息化部重點實驗室開放課題(KLUAFC-E-201902)資助.