機(jī)體尾緣形狀對(duì)高壓捕獲翼構(gòu)型亞聲速特性影響

王浩祥，肖堯，，張凱凱，李廣利，常思源，田中偉，崔凱

1．中國(guó)科學(xué)院 力學(xué)研究所 高溫氣動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190

2．中國(guó)科學(xué)院大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院，北京 100049

3．中國(guó)科學(xué)院 力學(xué)研究所，北京 100190

由于具有快速到達(dá)和高效運(yùn)輸?shù)哪芰?，高超聲速飛機(jī)[1］近年來(lái)已成為國(guó)際研究熱點(diǎn)。2013 年，洛克希德·馬丁公司提出SR-72 高超聲速無(wú)人偵察飛機(jī)，其作為SR-71 的后繼機(jī)，主要用于情報(bào)、監(jiān)視和偵察[2］；2018 年，波音公司首次公開(kāi)高超聲速民用客機(jī)方案，設(shè)計(jì)目標(biāo)為巡航馬赫數(shù)達(dá)到5，能實(shí)現(xiàn)高速洲際旅行和高效運(yùn)輸[3］。此外，日本學(xué)者Lobbia 和Suzuki[4-5］在2003 年以乘波體構(gòu)型為基礎(chǔ)，綜合考慮了氣動(dòng)、動(dòng)力、載荷等因素提出高超聲速民用飛機(jī)方案。歐洲航天局（歐空局）提出的LAPCAT（Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies）計(jì)劃[6-7］，旨在研發(fā)出能夠縮短旅行時(shí)間、快速實(shí)現(xiàn)洲際飛行的高超聲速飛機(jī)。國(guó)內(nèi)學(xué)者從氣動(dòng)布局角度出發(fā)分別提出旁側(cè)進(jìn)氣[8］和背部進(jìn)氣[9］方案，拓寬了高超飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)思路。

氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和推進(jìn)系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并稱為高超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)的三大挑戰(zhàn)[10］。這是因?yàn)楦叱曀亠w機(jī)飛行速度跨越亞聲速、跨聲速、超聲速、高超聲速幾個(gè)速域，這要求飛機(jī)的飛行性能具有寬速域全包線的適應(yīng)性，因此氣動(dòng)布局需要兼顧整個(gè)飛行速域進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)[11］。

從目前研究態(tài)勢(shì)看，高超聲速飛機(jī)布局主要基于乘波體構(gòu)型，這是因?yàn)槌瞬w在高超聲速飛行時(shí)能充分利用下表面壓縮高壓區(qū)，因此可獲得較高的升阻比。在此基礎(chǔ)上，如何拓寬乘波構(gòu)型的適應(yīng)速域，即寬速域乘波構(gòu)型的設(shè)計(jì)目前研究較多，并且發(fā)展出多種設(shè)計(jì)方法。如將高馬赫數(shù)設(shè)計(jì)點(diǎn)乘波體和低馬赫數(shù)設(shè)計(jì)點(diǎn)乘波體進(jìn)行串聯(lián)或并聯(lián)的組合乘波體設(shè)計(jì)方法[12-14］；在乘波體設(shè)計(jì)區(qū)間內(nèi)保證部分前緣乘波特性的變馬赫數(shù)乘波體設(shè)計(jì)方法[15-18］；通過(guò)前緣線設(shè)計(jì)增加低速條件下乘波體升力的渦升力乘波體設(shè)計(jì)方法[19-21］。上述研究均取得了不同程度的進(jìn)展，然而，一個(gè)較為現(xiàn)實(shí)的問(wèn)題是，為保證氣動(dòng)性能，該類飛行器形狀需采用扁平化設(shè)計(jì)方式，因此裝載量相對(duì)較小，容積率仍有待進(jìn)一步提升。

為增大容積率，提高飛行器裝載能力，同時(shí)保持飛行器高超聲速下良好的氣動(dòng)性能，崔凱等[22-24］提出了高壓捕獲翼新概念氣動(dòng)布局。其基本原理是引入捕獲翼，在保證機(jī)體大容積率條件下，合理利用機(jī)體壓縮激波，形成有益氣動(dòng)干擾，從而提升飛行器的氣動(dòng)性能。然而，關(guān)于高壓捕獲翼新概念氣動(dòng)布局的現(xiàn)有研究大多針對(duì)高超聲速飛行狀態(tài)[25-27］，雖然研究表明該布局在高超聲速狀態(tài)下能同時(shí)獲得較大容積率和較高的升阻比及升力系數(shù)[28-29］，但在其他速域的相關(guān)研究尚處于起步階段[30］。

與現(xiàn)有氣動(dòng)布局不同的是，引入捕獲翼后，整個(gè)飛行器布局具有常規(guī)升力面、捕獲翼2 個(gè)升力面。就原理而言，雙升力面布局在亞聲速飛行條件下可以獲得更大的升力系數(shù)，因此，這應(yīng)該可以有效緩解現(xiàn)有大后掠角高超聲速飛行器布局在亞聲速飛行階段，特別是起降階段升力相對(duì)較低的不足。因此，高壓捕獲翼新概念氣動(dòng)布局很有可能為將來(lái)高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)外型設(shè)計(jì)提供一條新思路。

由其設(shè)計(jì)原理[26］可知，增加捕獲翼后，機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)區(qū)域（以下簡(jiǎn)稱機(jī)-翼之間流場(chǎng)）在非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)，即非高超聲速飛行條件下都必然存在不同類型的氣動(dòng)干擾，因此必須循序漸進(jìn)的開(kāi)展相關(guān)細(xì)致研究。據(jù)此，文獻(xiàn)[31］提出了一種不考慮下翼面和支撐結(jié)構(gòu)的簡(jiǎn)化構(gòu)型以便于細(xì)致分析流動(dòng)特性，并開(kāi)展了典型跨聲速條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析。文獻(xiàn)[32］在此基礎(chǔ)上，基于同樣的簡(jiǎn)化外形，拓寬了馬赫數(shù)范圍，開(kāi)展了亞聲速、跨聲速、超聲速來(lái)流條件下的流場(chǎng)特性分析。結(jié)果表明，在亞聲速來(lái)流條件下，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)-翼之間流場(chǎng)先加速后減速，導(dǎo)致機(jī)體上表面物面壓力先減小后增大。由于機(jī)體后半段上表面存在逆壓梯度，背部氣流將出現(xiàn)流動(dòng)分離，且隨來(lái)流馬赫數(shù)增大分離區(qū)的范圍和強(qiáng)度均增大。

對(duì)于寬速域高超聲速飛機(jī)而言，亞聲速飛行狀態(tài)是整個(gè)飛行剖面中必經(jīng)的階段，也是極為重要的階段，因此有必要對(duì)其進(jìn)行更加深入和細(xì)致的研究。在前期研究結(jié)果基礎(chǔ)上，本文重點(diǎn)研究機(jī)體尾部截面形狀變化對(duì)機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)的流動(dòng)特性和捕獲翼構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響，即以文獻(xiàn)[31］提出的簡(jiǎn)化外形為基礎(chǔ)，首先通過(guò)改變機(jī)體尾部的展向擴(kuò)張角，以0°攻角為典型狀態(tài)開(kāi)展計(jì)算，研究機(jī)體尾部的展向擴(kuò)張角對(duì)流動(dòng)特性和氣動(dòng)特性的影響，隨后進(jìn)一步研究來(lái)流攻角變化對(duì)典型捕獲翼外形氣動(dòng)性能的影響。

1 高壓捕獲翼原理和計(jì)算構(gòu)型

1.1 高壓捕獲翼基本原理

高壓捕獲翼在高超聲速流動(dòng)條件下的設(shè)計(jì)原理如圖1 所示[30］，圖中區(qū)域①為自由來(lái)流，高速來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體上表面壓縮，產(chǎn)生機(jī)體激波（S1），在激波后壓力增加，流動(dòng)方向與機(jī)體上表面平行，之后在捕獲翼的壓縮作用下形成反射激波（S2），使壓力獲得進(jìn)一步提升，隨來(lái)流繼續(xù)前進(jìn)，在機(jī)體尾部產(chǎn)生膨脹波，經(jīng)前馬赫線（FML）后壓力逐漸減小，然后流向下游，由于捕獲翼平行于來(lái)流，區(qū)域⑤的壓力基本與自由來(lái)流壓力相等。由上述描述可知區(qū)域③經(jīng)2 次壓縮，捕獲翼下表面的壓力明顯高于上表面，因此捕獲翼可為飛行器提供較大的升力，當(dāng)采用薄翼設(shè)計(jì)時(shí)，其阻力增加較小，飛行器的升阻比也可獲得大幅提升。

圖1 高壓捕獲翼設(shè)計(jì)原理[30］Fig.1 Design principle of HCW[30］

1.2 計(jì)算構(gòu)型

本文計(jì)算所使用的基準(zhǔn)外形為文獻(xiàn)[31］所采用的單翼原理性構(gòu)型。該構(gòu)型使用一個(gè)圓錐-圓臺(tái)旋成體作為概念機(jī)體，在其上方設(shè)置高壓捕獲翼，捕獲翼為具有一定厚度的平板，且前緣進(jìn)行鈍化處理，如圖2 所示[30］。采用這樣的基準(zhǔn)外形可對(duì)外形進(jìn)行合理簡(jiǎn)化，突出機(jī)-翼之間流場(chǎng)區(qū)域這一研究重點(diǎn)?；鶞?zhǔn)構(gòu)型具體幾何尺寸如圖3 所示，其中δ為二次曲線張度系數(shù)，L為機(jī)體長(zhǎng)度，LHCW為捕獲翼前緣與機(jī)體頂點(diǎn)的軸向距離，LConic為機(jī)體圓錐段長(zhǎng)度，R為捕獲翼前緣鈍化半徑。整機(jī)全長(zhǎng)1.5 m，其中圓錐半頂角9°且長(zhǎng)度為1 m，圓臺(tái)擴(kuò)張角度為12°；捕獲翼為厚度4 mm、展長(zhǎng)0.5 m 的平板矩形，捕獲翼長(zhǎng)度及其與機(jī)體的相對(duì)位置由文獻(xiàn)[26］中的方法確定。圖4[31］中壓力系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明符合高壓捕獲翼構(gòu)型的基本設(shè)計(jì)原則[26］。

圖2 基準(zhǔn)構(gòu)型三維視圖和三視圖[31］Fig.2 Three-dimensional and three view of baseline configuration[31］

圖3 基準(zhǔn)構(gòu)型幾何尺寸示意圖 Fig.3 Geometric dimension diagram of baseline configuration

圖4 縱向?qū)ΨQ面的壓力系數(shù)Cp分布云圖[31］Fig.4 Pressure coefficient Cp contours in symmetrical plane[31］

由于前期研究結(jié)果表明，機(jī)體尾部截面形狀是影響機(jī)-翼之間流場(chǎng)區(qū)域內(nèi)分離區(qū)范圍和機(jī)-翼之間流動(dòng)特性的關(guān)鍵因素。因此，本文在符合高壓捕獲翼構(gòu)型的基本設(shè)計(jì)原則的前提下，采用機(jī)體尾緣展向擴(kuò)張的方式改變尾截面形狀，如圖5所示。通過(guò)改變尾截面展向擴(kuò)張角θ形成不同的機(jī)體形狀。此處尾截面展向擴(kuò)張角θ的定義為：以基準(zhǔn)外形為基礎(chǔ)，在俯視圖內(nèi)，機(jī)體圓臺(tái)側(cè)面母線以前端點(diǎn)所在的z方向直線為旋轉(zhuǎn)軸逆時(shí)針?lè)较蛐D(zhuǎn)得到的夾角。

圖5 機(jī)體尾部展向擴(kuò)張角θ 的定義 Fig.5 Definition of spanwise expansion angle θ of body tail

圖6 分別給出了不同機(jī)體尾部展向擴(kuò)張角條件下機(jī)體的俯視圖和后視圖，當(dāng)θ=0°時(shí)為基準(zhǔn)構(gòu)型，此時(shí)機(jī)體圓臺(tái)段為旋成體，機(jī)體尾截面形狀為圓形；隨θ增大，機(jī)體尾截面展向長(zhǎng)度逐漸增大，尾截面形狀始終保持為橢圓形；當(dāng)θ=12°時(shí)，圓臺(tái)俯視投影形狀為矩形。由于θ變化不改變縱向?qū)ΨQ面內(nèi)幾何形狀，因此在設(shè)計(jì)狀態(tài)下計(jì)算構(gòu)型始終符合高壓捕獲翼的設(shè)計(jì)原則。

圖6 不同θ 取值下機(jī)體的俯視圖和后視圖Fig.6 Top and rear views of body with different θ

2 CFD 可靠性驗(yàn)證

2.1 計(jì)算方法及標(biāo)模驗(yàn)證

本文數(shù)值模擬基于可壓縮流動(dòng)Navier-Stokes（N-S）方程，數(shù)值方法采用TVD（Total Variation Diminishing）格式，時(shí)間推進(jìn)選用隱式格式，湍流模型為SST （Shear-Stress Transport）模型。為驗(yàn)證CFD（Computational Fluid Dynamics）數(shù)值方法的可靠性，選取空天飛機(jī)標(biāo)模[32］進(jìn)行檢驗(yàn)，圖7 給出了外形及其結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，總網(wǎng)格量約1 024 萬(wàn)，其中壁面法向第1 層網(wǎng)格厚度為W×10-5，W為航天飛機(jī)軸向長(zhǎng)度。計(jì)算來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.7，單位雷諾數(shù)為1.5×107/m。采用上述CFD 數(shù)值方法進(jìn)行計(jì)算求解，一般認(rèn)為計(jì)算殘差曲線在最終迭代步下將至10-3以下且出現(xiàn)周期振蕩，同時(shí)氣動(dòng)力迭代曲線無(wú)明顯波動(dòng)即可認(rèn)為計(jì)算結(jié)果已經(jīng)實(shí)現(xiàn)收斂。

圖7 航天飛機(jī)網(wǎng)格示意圖Fig.7 Illustration of structure grid of space shuttle

圖8 給出了升力系數(shù)（CL），阻力系數(shù)（CD）和俯仰力矩系數(shù)（Cmy）隨攻角α的變化曲線，CFD 計(jì)算 結(jié) 果（CFD_Test）與 風(fēng) 洞 試 驗(yàn) 結(jié) 果（Exp_Data）[33］吻合良好，能夠?qū)喡曀贇鈩?dòng)力/力矩進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，驗(yàn)證了當(dāng)前所使用的CFD 計(jì)算方法在亞聲速來(lái)流條件下具有較高的可信度，能夠支撐后續(xù)研究工作的展開(kāi)。

圖8 CFD 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比Fig.8 Comparison of CFD numerical results with wind tunnel tests

2.2 網(wǎng)格收斂性分析

為保證計(jì)算結(jié)果的可靠性，基于上述CFD 求解器，進(jìn)一步采用基準(zhǔn)構(gòu)型和不同尺度的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格開(kāi)展了網(wǎng)格收斂性分析。圖9 給出了θ=0°計(jì)算構(gòu)型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，總網(wǎng)格量約2 900 萬(wàn)，壁面法向第1 層網(wǎng)格厚度分別取為L(zhǎng)×10-5、L×10-6，其中L為整機(jī)長(zhǎng)度。

圖9 θ=0°構(gòu)型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.9 Illustration of structure grid with θ=0°

計(jì)算條件：Ma=0.5，單位雷諾數(shù)為1.334×107m-1，攻角0°。表1 分別給出了L×10-5、L×10-62 種壁面法向第一層網(wǎng)格厚度條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果，其中升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的誤差小于1%，阻力系數(shù)誤差小于3%，圖10 給出了2 種網(wǎng)格尺寸條件下對(duì)稱面內(nèi)的馬赫數(shù)云圖，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)趨于一致，因此可以認(rèn)為網(wǎng)格已經(jīng)收斂計(jì)算結(jié)果可信，后續(xù)計(jì)算均采用L×10-5網(wǎng)格尺寸。

圖10 不同壁面網(wǎng)格尺寸下對(duì)稱面內(nèi)馬赫數(shù)等值線分布Fig.10 Mach number contour distribution in symmetrical plane with different wall mesh sizes

表1 不同壁面網(wǎng)格尺寸下氣動(dòng)力系數(shù)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 1 Comparison of calculation results of aerodynamic coefficients with different wall mesh sizes

3 0°攻角下流動(dòng)特性

為分析機(jī)體尾部截面形狀變化對(duì)流動(dòng)特性的影響，首先選取0°攻角作為典型狀態(tài)，研究機(jī)體尾部截面形狀變化對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性的影響。

3.1 機(jī)體尾部截面形狀對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

圖11 給出了不同θ下機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)空間流線分布和物面壓力P分布。從圖中可知，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)-翼之間流場(chǎng)時(shí)先加速后減速，機(jī)體圓臺(tái)上表面存在的逆壓梯度誘導(dǎo)出分離區(qū)。且通過(guò)圖片比較可知隨θ增大，即機(jī)體尾部截面形狀展向變寬時(shí)，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)-翼之間流場(chǎng)中的拐點(diǎn)后擴(kuò)張減弱，機(jī)體圓臺(tái)上表面逆壓梯度減弱，機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)空間流線分布顯示分離區(qū)的范圍逐漸減小。此外為分析機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)分離區(qū)的發(fā)展對(duì)機(jī)體的影響，圖12 給出了機(jī)體圓臺(tái)上表面物面流線分布和物面壓力分布，隨θ增大來(lái)流擴(kuò)張減弱，圓臺(tái)上表面壁面分離區(qū)范圍逐漸縮小，且分離區(qū)逐漸向?qū)ΨQ面附近靠攏，圓臺(tái)尾部高壓區(qū)范圍增大但由于來(lái)流擴(kuò)張減弱導(dǎo)致壓力逐漸減小。

圖11 機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)空間流線分布Fig.11 Spatial streamline distribution between Body and HCW

圖12 圓臺(tái)上表面物面流線和壓力分布Fig.12 Streamline and pressure distribution on surface of round platform

為進(jìn)一步分析機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)分離區(qū)沿流向的發(fā)展過(guò)程和演化規(guī)律，圖13 給出了機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)不同橫截面內(nèi)的流線分布。如圖所示，分離區(qū)是由機(jī)體圓臺(tái)上表面左右兩側(cè)誘導(dǎo)出的2 個(gè)分離渦組成，且沿流向長(zhǎng)度的增加，兩側(cè)渦核逐漸向?qū)ΨQ面附近運(yùn)動(dòng)，同時(shí)渦核逐漸脫離機(jī)體上表面并向上發(fā)展；隨θ增大，圓臺(tái)上表面曲率減小幾何形狀更加平坦，分離渦出現(xiàn)的位置逐漸靠近對(duì)稱面，且分離渦范圍和強(qiáng)度均逐漸減小，機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)流動(dòng)分離現(xiàn)象得到有效抑制。

圖13 不同橫截面內(nèi)流線分布Fig.13 Streamline distribution at different axial cross sections

圖14 給出了機(jī)體尾截面附近流線分布。由圖可知，隨θ增大，由于機(jī)體尾部截面面積增大，導(dǎo)致機(jī)體尾部分離區(qū)范圍增大，同時(shí)機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)來(lái)流擴(kuò)張逐漸減弱，機(jī)體尾截面和機(jī)體圓臺(tái)上表面尾部區(qū)域物面壓力均逐漸減小。

圖14 機(jī)體尾部流線分布Fig.14 Streamline distribution on body tail

3.2 機(jī)體尾部截面形狀對(duì)氣動(dòng)力的影響

為分析機(jī)體尾截面形狀變化對(duì)各部件氣動(dòng)力的影響，圖15 給出了各部件示意圖，整機(jī)（All）由捕獲翼（HCW）、機(jī)體（Body）兩部分組成，其中機(jī)體部分由尾截面（Base）、圓錐（Conic）、圓臺(tái)（Round_platform）組成。

圖15 整機(jī)各部件示意圖Fig.15 Schematic diagram of all parts of vehicle

為分析機(jī)體尾截面變化對(duì)阻力的影響，圖16（a）首先給出了整機(jī)阻力系數(shù)隨θ變化曲線，整機(jī)阻力系數(shù)由摩擦阻力（All_Viscous）、壓差阻力（All_Pressure）2 部分疊加而成，可以看出整機(jī)摩阻系數(shù)隨θ增大而增大，這主要是因?yàn)棣仍龃髮?dǎo)致圓臺(tái)表面積增大；整機(jī)壓差阻力系數(shù)隨θ增大先減小后增大，在θ=3°時(shí)存在極小值。從數(shù)值大小上來(lái)看，整機(jī)阻力系數(shù)中摩阻系數(shù)占比不足20%，且隨θ變化過(guò)程中摩阻系數(shù)變化量遠(yuǎn)小于壓差阻力系數(shù)變化量，因此整機(jī)阻力系數(shù)變化規(guī)律需要從壓力分布角度對(duì)各部件阻力系數(shù)展開(kāi)深入分析。

圖16 阻力系數(shù)CD隨θ 變化曲線Fig.16 Variation curves of CD with θ

圖16（b）給出了不同部件的阻力系數(shù)隨θ變化曲線，可見(jiàn)由于捕獲翼在0°攻角狀態(tài)下迎風(fēng)面積較小，且機(jī)體圓臺(tái)變化過(guò)程中捕獲翼迎風(fēng)面積不變，因此隨θ增大捕獲翼貢獻(xiàn)的阻力系數(shù)較小且基本保持不變；機(jī)體圓錐部分貢獻(xiàn)的阻力系數(shù)隨θ增大而小幅增大，這主要是由于機(jī)體圓臺(tái)兩側(cè)擴(kuò)張減弱，機(jī)體拐點(diǎn)處低壓區(qū)范圍減小，造成圓錐段阻力略有增大，但圓錐部分阻力變化幅度相對(duì)整機(jī)較??；機(jī)體尾截面產(chǎn)生的阻力系數(shù)隨θ增大非線性增大。

表2 給出了尾截面氣動(dòng)力積分絕對(duì)量數(shù)值，其中Fx為軸向力，由于攻角為0°，軸向力與阻力相等，氣動(dòng)力積分絕對(duì)量為負(fù)且隨θ增大而減小。同時(shí)圖17 給出了圓臺(tái)表面的物面壓力分布，如圖所示隨θ增大尾截面幾何面積增大，但由于尾部分離區(qū)的增大尾截面物面壓力逐漸減小，因此面積因素是主導(dǎo)尾截面氣動(dòng)力的主導(dǎo)因素；機(jī)體圓臺(tái)部分貢獻(xiàn)的阻力系數(shù)近似線性減小，表2 還給出了圓臺(tái)面氣動(dòng)力積分絕對(duì)量數(shù)值，氣動(dòng)力積分絕對(duì)量為負(fù)且隨θ增大而增大，結(jié)合圖17 中圓臺(tái)面的物面壓力分布可知，這是因?yàn)棣仍龃髨A臺(tái)面軸向投影面積減小且尾部高壓區(qū)減弱，二者共同作用導(dǎo)致的。整機(jī)阻力系數(shù)由捕獲翼、圓錐、圓臺(tái)、尾截面4 部分貢獻(xiàn)的阻力系數(shù)疊加而成隨θ增大先減小后增大。

表2 尾截面和圓臺(tái)面氣動(dòng)力絕對(duì)積分量 Table 2 Aerodynamic absolute integral of base and round plat

圖17 圓臺(tái)物面壓力分布Fig.17 Pressure distribution on round platform surface

由升力系數(shù)隨θ變化曲線（見(jiàn)圖18）可知，捕獲翼貢獻(xiàn)的升力系數(shù)隨θ增大而減小，這是由于隨機(jī)體尾部截面展向增大，機(jī)-翼之間流場(chǎng)擴(kuò)張減弱，捕獲翼下表面物面壓力逐漸減小所致。圖19 給出了捕獲翼下表面物面壓力分布，在機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)，隨θ增大來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)后受到的擴(kuò)張效應(yīng)逐漸減弱，捕獲翼下壁面S1、S2兩區(qū)域壓力均減?。粰C(jī)體貢獻(xiàn)的升力系數(shù)隨θ增大而增大。圖20 給出了圓臺(tái)上下表面物面壓差P*分布，即下表面壓強(qiáng)減上表面壓強(qiáng)，隨機(jī)體尾部截面展向增大，機(jī)體投影面積增大同時(shí)機(jī)體上表面壓力逐漸減小所致；同時(shí)機(jī)體升力系數(shù)的增加量大于捕獲翼升力系數(shù)的減小量，整機(jī)的升力系數(shù)隨θ增大而增大。

圖18 升力系數(shù)CL隨θ 變化曲線Fig.18 Variation curves of CL with angle of θ

圖19 捕獲翼下表面物面壓力分布Fig.19 Pressure distribution on lower surface of HCW

圖20 圓臺(tái)上下表面壓差P*分布Fig.20 Pressure distribution P* subtraction between upper and lower surfaces of round platform

圖21 給出了各部件俯仰力矩系數(shù)Cmy、壓力中心Xcp隨θ變化曲線，如圖所示，由于取矩點(diǎn)為機(jī)體頭部頂點(diǎn)，力臂較大，因此各部件俯仰力矩系數(shù)隨θ變化趨勢(shì)與升力系數(shù)變化規(guī)律近似鏡像對(duì)稱。機(jī)體貢獻(xiàn)低頭力矩隨θ增大而減小，捕獲翼貢獻(xiàn)抬頭力矩且隨θ增大而增大，但整機(jī)俯仰力矩為抬頭力矩，且隨θ增大而減小，但從變化幅度上來(lái)看，θ＜9°時(shí)整機(jī)俯仰力矩系數(shù)變化量較小，整機(jī)俯仰特性對(duì)機(jī)體尾截面展向變寬并不敏感。由升力系數(shù)變化曲線可知，機(jī)體貢獻(xiàn)正升力且數(shù)值較小，同時(shí)壓力中心位置相對(duì)靠后；捕獲翼貢獻(xiàn)負(fù)升力且數(shù)值較大，壓力中心位置相對(duì)靠前，二者疊加后整機(jī)壓力中心會(huì)更靠前。

圖21 俯仰力矩系數(shù)Cmy和壓力中心Xcp隨θ 變化曲線Fig.21 Variation of Cmy and Xcp with θ

4 攻角對(duì)流動(dòng)特性的影響

在上述0°攻角狀態(tài)研究的基礎(chǔ)上，分析攻角變化對(duì)流動(dòng)特性的影響，選取θ=0°，12°這2 種構(gòu)型分別進(jìn)行計(jì)算和分析，攻角范圍取0°～12°。首先研究流場(chǎng)結(jié)構(gòu)隨攻角變化的演化規(guī)律，隨后通過(guò)對(duì)比2 種構(gòu)型流場(chǎng)演化的差異，研究機(jī)體尾部截面形狀變化對(duì)流動(dòng)特性的影響。

4.1 攻角對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

圖22 給出了θ=0°計(jì)算構(gòu)型不同攻角下圓臺(tái)上表面對(duì)稱面內(nèi)壓力系數(shù)Cp分布曲線，如圖所示，隨攻角增大，機(jī)體的迎風(fēng)面積增大，機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)耦合效應(yīng)增強(qiáng)，導(dǎo)致圓臺(tái)上表面物面壓力逐漸升高，機(jī)體上圓臺(tái)表面高壓區(qū)范圍逐漸向上游延伸，從壓力系數(shù)變化曲線可知，圓臺(tái)上表面逆壓梯度強(qiáng)度隨攻角增大而逐漸減小。

圖22 θ=0°構(gòu)型圓臺(tái)上表面對(duì)稱面內(nèi)壓力系數(shù)分布曲線Fig.22 Distribution curves of Cp in symmetrical plane of round platform upper surfaces at θ=0°

圖23 給出了θ=0°構(gòu)型不同攻角條件下橫截面內(nèi)流線分布圖，如圖所示隨攻角增大機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)流動(dòng)形態(tài)大致如下：

圖23 θ=0°構(gòu)型不同橫截面內(nèi)流線分布Fig.23 Streamline distribution at different axial cross sections at θ=0°

攻角α=0°時(shí)，自由來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)空間時(shí)先加速后減速，機(jī)體圓臺(tái)上表面產(chǎn)生逆壓梯度，機(jī)體對(duì)稱面兩側(cè)誘導(dǎo)出一對(duì)分離渦。攻角增大至α=6°時(shí)，機(jī)體與捕獲翼之間的耦合效應(yīng)增強(qiáng)，攻角增大導(dǎo)致橫流增強(qiáng)，圓臺(tái)上表面壓力升高且逆壓梯度逐漸減弱，圓臺(tái)背風(fēng)面由于捕獲翼干擾形成的流向分離減弱。

攻角繼續(xù)增大后，機(jī)-翼之間流場(chǎng)的擴(kuò)張?jiān)鰪?qiáng)，圓臺(tái)上表面存在的逆壓梯度進(jìn)一步減弱分離渦逐漸消失。攻角α=12°時(shí)流動(dòng)形態(tài)發(fā)生轉(zhuǎn)變，如圖23 所示自由來(lái)流更多的從機(jī)體下表面通過(guò)進(jìn)入機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)，在機(jī)體背風(fēng)面產(chǎn)生橫向繞流，且捕獲翼的存在限制其垂向運(yùn)動(dòng)，使來(lái)流聚集在機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)。

此外隨攻角增大，捕獲翼上表面分離渦及其翼間渦逐漸發(fā)展，強(qiáng)度和范圍均逐漸增大，產(chǎn)生渦升力，捕獲翼增升效果逐漸增強(qiáng)。

為分析機(jī)體尾部截面形狀變化對(duì)流動(dòng)特性演化的影響，圖24 給出了θ=12°構(gòu)型不同攻角條件下橫截面內(nèi)流線分布圖，通過(guò)與圖23 中θ=0°構(gòu)型對(duì)比可知，機(jī)體尾部截面形狀展向變寬對(duì)流動(dòng)演化主要產(chǎn)生以下影響：

攻角α=0°時(shí)，θ增大機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)空間對(duì)來(lái)流的擴(kuò)張減弱，圖25 給出了θ=12°計(jì)算構(gòu)型不同攻角下圓臺(tái)上表面對(duì)稱面內(nèi)壓力系數(shù)Cp分布曲線，和圖22 比較可知，圓臺(tái)上表面產(chǎn)生的逆壓梯度減小，因而誘導(dǎo)出的分離區(qū)范圍更小，且隨攻角增大，圓臺(tái)上表面物面壓力變化區(qū)域平穩(wěn)逆壓梯度基本消失，因而當(dāng)攻角α=6°時(shí)分離區(qū)消失，θ增大加速了機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)區(qū)域內(nèi)分離區(qū)的消失進(jìn)程。

圖25 θ=12°構(gòu)型圓臺(tái)上表面對(duì)稱面內(nèi)壓力系數(shù)分布曲線Fig.25 Distribution curves of Cp in symmetrical plane of round platform upper surfaces at θ=12°

攻角α=12°時(shí)，來(lái)流從機(jī)體下表面繞流進(jìn)入機(jī)-翼之間流場(chǎng)，但θ=12°構(gòu)型機(jī)體圓臺(tái)上表面更加平坦且展向更寬，機(jī)體背風(fēng)面產(chǎn)生的橫向繞流范圍相對(duì)較小。圖24 與圖23 對(duì)比可知，θ增大能抑制圓臺(tái)背風(fēng)面橫向繞流的發(fā)展。

圖24 θ=12°構(gòu)型不同橫截面內(nèi)流線分布Fig.24 Streamline distribution at different axial cross sections at θ=12°

此外比較捕獲翼上表面分離渦及其翼間渦的發(fā)展過(guò)程可知，由于捕獲翼的物理隔離并且與機(jī)體距離較遠(yuǎn)，因此上表面漩渦流動(dòng)受機(jī)體形狀影響較小。

4.2 攻角對(duì)氣動(dòng)力的影響

圖26 分別給出了θ=0°，12°這2 種構(gòu)型不同部件的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線。捕獲翼阻力系數(shù)隨攻角非線性增大；當(dāng)攻角一定時(shí)，θ越大捕獲翼下表面壓力越低，捕獲翼阻力系數(shù)越小。機(jī)體阻力系數(shù)隨攻角變化敏感性相對(duì)較弱，θ=0°時(shí)，隨攻角增大機(jī)體的迎風(fēng)面積增大，機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)耦合效應(yīng)增強(qiáng)，機(jī)體上表面壓力升高，導(dǎo)致阻力系數(shù)隨攻角增大而減小；θ=12°時(shí)隨攻角增大機(jī)體上表面壓力升高不明顯，機(jī)體阻力系數(shù)隨攻角增大緩慢增大；當(dāng)攻角一定時(shí)，θ增大，機(jī)體迎風(fēng)面積增大阻力系數(shù)隨之增大。整機(jī)阻力系數(shù)隨攻角非線性增大，且θ增大帶來(lái)的捕獲翼阻力系數(shù)減小量小于機(jī)體阻力系數(shù)增加量，整機(jī)阻力系數(shù)隨θ增大而增大。

圖26 θ=0°，12°構(gòu)型氣動(dòng)參數(shù)隨攻角變化曲線Fig.26 Variation of aerodynamic parameters with angle of attack of θ = 0° and 12°

捕獲翼升力系數(shù)隨攻角線性增大；當(dāng)攻角一定時(shí)，θ越大機(jī)-翼之間流場(chǎng)的擴(kuò)張效果越弱，捕獲翼下表面壓力越低，捕獲翼升力系數(shù)越小。機(jī)體升力系數(shù)隨攻角變化并不敏感，這是由于隨攻角增大機(jī)體下表面壓力升高，機(jī)體上表面由于機(jī)-翼之間流場(chǎng)的擴(kuò)張?jiān)鰪?qiáng)壓力同時(shí)升高，二者相互抵消導(dǎo)致機(jī)體升力系數(shù)基本保持不變；同時(shí)當(dāng)攻角一定時(shí)，θ越大使機(jī)體投影面積越大，升力系數(shù)也越大。整機(jī)升力系數(shù)由機(jī)體和捕獲翼兩部分疊加而成，隨攻角線性增大，當(dāng)攻角一定時(shí)，θ增大帶來(lái)的捕獲翼升力系數(shù)減小量小于機(jī)體升力系數(shù)增加量，整機(jī)升力系數(shù)隨θ增大而增大。

俯仰力矩系數(shù)受壓力分布特性和升力系數(shù)影響，隨攻角變化趨勢(shì)與升力系數(shù)變化趨勢(shì)基本保持鏡像對(duì)稱，整機(jī)俯仰力主要由捕獲翼貢獻(xiàn)，機(jī)體貢獻(xiàn)的俯仰力矩隨攻角變化相對(duì)較小且隨攻角變化不敏感。

從壓力中心位置變化曲線可知，由于θ增大機(jī)體升力系數(shù)的增加量主要是圓臺(tái)部分產(chǎn)生且位置相對(duì)靠后，這導(dǎo)致機(jī)體尾截面展向變寬整機(jī)壓心后移。圖27 給出了焦點(diǎn)位置Xac隨θ的變化曲線，隨機(jī)體尾截面展向變寬，整機(jī)焦點(diǎn)無(wú)明顯變化，俯仰方向內(nèi)的縱向靜穩(wěn)定性無(wú)明顯變化。

圖27 整機(jī)焦點(diǎn)Xac隨θ 變化曲線Fig.27 Variation of whole vehicle aerodynamic center with θ

4.3 圓臺(tái)下表面形狀對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力的影響

受到高壓捕獲翼構(gòu)型設(shè)計(jì)狀態(tài)下激波形態(tài)的約束，機(jī)體上表面可調(diào)節(jié)參數(shù)較少，由于飛行器縱向?qū)ΨQ面幾何形狀基本保持不變，外形的設(shè)計(jì)與優(yōu)化一般通過(guò)調(diào)節(jié)機(jī)體下表面幾何形狀的方式分來(lái)實(shí)現(xiàn)。在高超聲速設(shè)計(jì)狀態(tài)下，流場(chǎng)由激波主導(dǎo)，機(jī)體下表面幾何形狀變化不會(huì)對(duì)機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生明顯影響，然而在亞聲速來(lái)流條件下，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生根本性改變，機(jī)體下表面幾何外形變化對(duì)機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)流動(dòng)特性的影響還有待研究。

圖28 給出了θ=12°和θ=12°_F 這2 種構(gòu)型，其中θ=12°構(gòu)型是對(duì)照構(gòu)型。為使機(jī)體下半部分幾何形狀發(fā)生明顯改變，θ=12°_F 與θ=12°構(gòu)型相比做如下改動(dòng)：θ=12°_F 構(gòu)型的尾截面上邊緣保留了θ=12°構(gòu)型的橢圓輪廓，兩側(cè)向下拉伸直至尾截面下邊緣與機(jī)體圓臺(tái)下表面母線均處于水平面內(nèi)。

圖28 θ=12°和θ=12°_F 構(gòu)型的側(cè)視圖和后視圖Fig.28 Side and rear views of configurations at θ=12° and θ=12°_F

圖29 分別給出了2 種構(gòu)型整機(jī)、捕獲翼、機(jī)體的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線，機(jī)體下表面外形變化，捕獲翼貢獻(xiàn)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)基本保持不變。

圖29 θ=12°和θ=12°_F 構(gòu)型升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.29 Variation curves of lift coefficient， drag coefficient and pitching moment coefficient vs angle of attack of θ = 12° and 12°_F

圖30 給出了壓力中心隨攻角變化曲線，如圖 所 示，與θ=12°構(gòu) 型 相 比，θ=12°_F 構(gòu) 型 壓心位置更加靠后，由捕獲翼壓心隨攻角變化規(guī)律可知，機(jī)體下表面形狀變化對(duì)捕獲翼壓心位置影響較小，因此整機(jī)壓心位置的變化主要原因是機(jī)體下表面拉平后，機(jī)體下表面物面壓力更高，產(chǎn)生的升力更大，導(dǎo)致氣動(dòng)力作用點(diǎn)后移。

圖30 θ=12°和θ=12°_F 構(gòu)型壓力中心隨攻角變化曲線Fig.30 Variation curves of center of pressure vs angle of attack of θ = 12° and θ=12°_F

圖31 給出了θ=12°_F 構(gòu)型不同攻角下橫截面內(nèi)流線分布，與圖24 中θ=12°構(gòu)型比較可知，機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)的流動(dòng)特性基本保持不變，機(jī)體下表面幾何形狀變化對(duì)機(jī)-翼之間的分離渦發(fā)展過(guò)程影響較小。

圖31 θ=12°_F 構(gòu)型不同攻角下橫截面內(nèi)流線分布Fig.31 Contours of vorticity in axial sections at different angles of attack of configurations θ=12°_F

5 結(jié) 論

采用CFD 數(shù)值方法對(duì)高壓捕獲翼原理性構(gòu)型亞聲速流動(dòng)特性展開(kāi)研究，重點(diǎn)分析了機(jī)體尾部截面形狀和攻角變化對(duì)流動(dòng)特性和氣動(dòng)力特性的影響，得到如下主要結(jié)論：

1）0°攻角狀態(tài)下，機(jī)體尾截面展向變寬使機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)區(qū)域內(nèi)的擴(kuò)張效果減弱，圓臺(tái)上表面逆壓梯度強(qiáng)度降低，可以有效抑制機(jī)體與捕獲翼之間的流動(dòng)分離現(xiàn)象；并且隨機(jī)體尾截面展向變寬，整機(jī)升力系數(shù)隨之增大，阻力系數(shù)先減小后增大存在極小值。

2）隨攻角增大，機(jī)體圓臺(tái)上表面壓力增大尾部高壓區(qū)上上游延伸但其上表面逆壓梯度強(qiáng)度減弱，機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)內(nèi)分離區(qū)逐漸消失，機(jī)體尾截面展向變寬可加速分離區(qū)消失的進(jìn)程；攻角繼續(xù)增大，圓臺(tái)背風(fēng)面出現(xiàn)橫向繞流，機(jī)體尾截面展向變寬可以延緩橫向繞流的發(fā)展與擴(kuò)大。

3）在亞聲速來(lái)流條件下，機(jī)體下表面幾何形狀變化對(duì)機(jī)體自身升阻性能影響相對(duì)較大，對(duì)機(jī)-翼之間流場(chǎng)內(nèi)的流動(dòng)特性及捕獲翼的氣動(dòng)力性能影響相對(duì)較小。

在后續(xù)研究中，將進(jìn)一步考慮研究更多的幾何參數(shù)對(duì)亞聲速流動(dòng)特性的影響，如捕獲翼后掠角、捕獲翼安裝角度和機(jī)體母線形狀等，對(duì)機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)耦合效應(yīng)展開(kāi)更加深入的研究。同時(shí)可以引入下翼面完善布局結(jié)構(gòu)，研究下翼面與捕獲翼的翼間干擾特性，進(jìn)一步提升高壓捕獲翼構(gòu)型在亞聲速下的升力特性。