高超聲速火箭橇氣動(dòng)特性優(yōu)化與風(fēng)洞試驗(yàn)

摘要：為研究如何在不額外增加穩(wěn)定裝置的基礎(chǔ)上提高超聲速條件下火箭橇的在軌運(yùn)行穩(wěn)定性，基于數(shù)值分析方法開(kāi)展了高超聲速火箭橇氣動(dòng)特性優(yōu)化設(shè)計(jì)，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)優(yōu)化后的橇體進(jìn)行了不同工況下的氣動(dòng)特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法，通過(guò)經(jīng)典雙橢球模型對(duì)計(jì)算方法的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證?；跉鈩?dòng)特性數(shù)值分析方法開(kāi)展橇體氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，對(duì)整流板俯仰角、側(cè)偏角以及前、后滑靴的位置進(jìn)行優(yōu)化。通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)優(yōu)化后的橇體進(jìn)行不同工況下的氣動(dòng)特性研究，分析馬赫數(shù)、雷諾數(shù)以及軌道和地面效應(yīng)的影響。研究結(jié)果表明：火箭橇高超聲速氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法的精度約為86.94%，可以用來(lái)模擬火箭橇在高超聲速流場(chǎng)中的氣動(dòng)特性；在Ma=5時(shí)，優(yōu)化后的模型相較于優(yōu)化前的模型，氣動(dòng)阻力減小了約23.57%，氣動(dòng)升力減小了約38.49%；隨著馬赫數(shù)的增加，橇體阻力系數(shù)呈下降趨勢(shì)，當(dāng)Ma從4增加到6，橇體的阻力系數(shù)下降約19.98%；橇體升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)均隨著雷諾數(shù)的增大而增加，Ma=5，當(dāng)雷諾數(shù)從1.80×107變化到3.60×107時(shí)，橇體的阻力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)分別增加約8.95%和13.09%；軌道和地面會(huì)導(dǎo)致橇體阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)同時(shí)增加，其中俯仰力矩系數(shù)的變化最為顯著，3組對(duì)比試驗(yàn)的俯仰力矩系數(shù)平均增量約為992%。該研究可為高超聲速火箭橇設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支撐，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞：火箭橇；氣動(dòng)特性；氣動(dòng)外形；風(fēng)洞試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V411.文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI：10.7652/xjtuxb202405015.文章編號(hào)：0253-987X（2024）05-0156-11

Optimization of Hypersonic Rocket Sled Aerodynamic Characteristics and Wind Tunnel Tests

Abstract：To study how to improve the operational stability of a rocket sled on orbit under hypersonic conditions without using additional stabilizing devices， an optimization design of the aerodynamic characteristics of a hypersonic rocket sled is carried out based on numerical analysis methods， and the aerodynamic characteristics of the optimized sled are studied under different operating conditions through wind tunnel tests. Firstly， a numerical analysis method for the aerodynamic characteristics of rocket sleds based on SST turbulence model and N-S control equation is developed， and the accuracy of the calculation method is verified through the classical double ellipsoid model. Then， based on the numerical analysis method of aerodynamic characteristics， the aerodynamic shape design of the sled body is conducted， and elevation angle， lateral deviation angle of the rectifier board， and position of the front and rear slipper are optimized. Finally， the aerodynamic characteristics of the optimized sled body under different operating conditions are studied through wind tunnel tests， and the effects of Mach number， Reynolds number， and track and ground effects are analyzed. The accuracy of the numerical analysis method for hypersonic aerodynamic characteristics of rocket sleds is about 86.94%， which can be used to simulate the aerodynamic characteristics of rocket sleds in hypersonic flow fields. At Ma=5， the optimized model reduces aerodynamic drag by 23.57% and aerodynamic lift by 38.49% compared to the pre-optimized model. As the Mach number increases， the drag coefficient of the sled body shows a decreasing trend， for example， when the Mach number increases from 4 to 6， the drag coefficient of the sled body decreases by 19.98%. The lift coefficient and pitch moment coefficient of the sled body both increase with the increase of Reynolds number. At Ma=5， when the Reynolds number changes from 1.80×107 to 3.60×107， the drag coefficient and pitch moment coefficient of the sled increase by 8.95% and 13.09% respectively. The track and ground will lead to a simultaneous increase in the resistance coefficient， lift coefficient， and pitch moment coefficient of the sled body， with the pitch moment coefficient changing the most significantly. The average increment of pitch moment coefficient in the three comparative experiments is about 992%. The research can provide data support for the design of hypersonic rocket sleds and has certain engineering application value.

Keywords：rocket sled; aerodynamic characteristics; numerical analysis; aerodynamic shape; wind tunnel test

火箭橇試驗(yàn)是通過(guò)火箭橇發(fā)動(dòng)機(jī)提供的動(dòng)力推動(dòng)載有被試品的橇體以特定的速度或加速度沿專用滑軌運(yùn)行，模擬被試品的真實(shí)工作環(huán)境，測(cè)試其在發(fā)射、飛行和著靶等全彈道過(guò)程中一系列性能指標(biāo)的一種大型、高精度地面動(dòng)態(tài)模擬試驗(yàn)方法［1-3］?；鸺猎囼?yàn)實(shí)現(xiàn)了“天上的事情地上做”的便捷性、可控性和可測(cè)試性，在大幅降低飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)和成本的同時(shí)，增加了試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)獲取量，成為一種重要的試驗(yàn)方法，被廣泛應(yīng)用于導(dǎo)彈武器系統(tǒng)及部件、氣動(dòng)力及顫振、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與材料、航宇救生設(shè)備及醫(yī)學(xué)等十余個(gè)領(lǐng)域［4-6］。

我國(guó)高超聲速裝備由基礎(chǔ)技術(shù)研究向工程化應(yīng)用轉(zhuǎn)進(jìn)的過(guò)程中離不開(kāi)火箭橇試驗(yàn)的支撐，火箭橇試驗(yàn)的發(fā)展面臨著難得的機(jī)遇。但是，高超聲速火箭橇在軌運(yùn)行過(guò)程中，由于運(yùn)行速度快、地面效應(yīng)影響大，會(huì)受到巨大的氣動(dòng)力及力矩作用［7-8］。當(dāng)橇體承受的氣動(dòng)升力大于自身重力時(shí)，會(huì)造成火箭橇在軌道上的反復(fù)彈跳，大大降低火箭橇的在軌運(yùn)行穩(wěn)定性，導(dǎo)致滑靴碰撞軌道產(chǎn)生鑿削現(xiàn)象［9-12］，因此在分析高超聲速火箭橇氣動(dòng)力特性的基礎(chǔ)上，對(duì)橇體氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化，對(duì)維持火箭橇穩(wěn)定運(yùn)行具有重要意義。

國(guó)內(nèi)外的研究學(xué)者對(duì)高超聲速火箭橇的氣動(dòng)穩(wěn)定性開(kāi)展了一系列研究。Rigali等［13］通過(guò)在單軌火箭橇橇體兩側(cè)安裝側(cè)翼的方法增大其負(fù)升力，并通過(guò)超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了該方法的有效性。Praharaj等［14］對(duì)前、后同時(shí)安裝帶角度楔形物的火箭橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)計(jì)算，分析了其對(duì)橇體負(fù)升力的提升作用。Lofthouse等［15-16］對(duì)橇體與滑靴連接裝置前方安裝楔形物的雙軌火箭橇進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)計(jì)算。Hegedus等［17］分析了鴨翼對(duì)火箭橇表面壓力分布的影響，開(kāi)展了氣動(dòng)特性分析。張傳俠等［18］分析了不考慮地效影響時(shí)火箭橇側(cè)翼的攻角變化、連接位置對(duì)氣動(dòng)特性的影響。黨天驕等［7］為了增大火箭橇的負(fù)升力設(shè)計(jì)了帶導(dǎo)流板的火箭橇結(jié)構(gòu)，并對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行了系統(tǒng)的數(shù)值研究。

綜上所述，國(guó)內(nèi)外在進(jìn)行高超聲速火箭橇穩(wěn)定性研究時(shí)均是圍繞著在橇體結(jié)構(gòu)上增加側(cè)翼、楔形物、導(dǎo)流板等增穩(wěn)裝置的思路開(kāi)展的。但是，增穩(wěn)裝置在提升橇體負(fù)升力的同時(shí)也增加了阻力。高超聲速火箭橇試驗(yàn)對(duì)動(dòng)力的需求非常高，由于國(guó)內(nèi)目前還沒(méi)有開(kāi)發(fā)出像美國(guó)超級(jí)走鵑（SRR）一樣的短時(shí)大推力火箭橇專用發(fā)動(dòng)機(jī)，所以在[HJ2mm]進(jìn)行高超聲速火箭橇橇體設(shè)計(jì)時(shí)，首先應(yīng)該避免額外阻力的引入。針對(duì)該問(wèn)題，基于高超聲速火箭橇氣動(dòng)分析方法在不額外增加穩(wěn)定裝置的基礎(chǔ)上開(kāi)展橇體氣動(dòng)外形優(yōu)化，確保0°攻角下升力和阻力都盡可能地減小，然后通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)優(yōu)化后的橇體開(kāi)展氣動(dòng)特性分析。在當(dāng)前大力發(fā)展高超聲速裝備急需地面高動(dòng)態(tài)試驗(yàn)支撐與保障的背景下，文中將數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究相結(jié)合的高超聲速火箭橇氣動(dòng)特性優(yōu)化與分析工作，是突破國(guó)外技術(shù)封鎖對(duì)高超聲速火箭橇試驗(yàn)方法進(jìn)行底層探索的一項(xiàng)重要內(nèi)容，能夠?yàn)楦叱曀倩鸺料到y(tǒng)設(shè)計(jì)與在軌運(yùn)行穩(wěn)定性分析提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

1.數(shù)值分析方法及驗(yàn)證

1.1.計(jì)算方法

對(duì)模型的氣動(dòng)特性分析時(shí)選取耦合隱式求解器，湍流模型設(shè)置為能夠很好地模擬逆壓梯度流場(chǎng)，并且不依賴于來(lái)流參數(shù)的SST模型［19-21］

式中：ρ為密度；k為湍流動(dòng)能；τij為雷諾應(yīng)力張量；ui為湍流速度；xj為坐標(biāo)分量；ω為湍流特殊耗散；μ為層流黏度；μt為湍流黏度；F1為混合函數(shù)；σk、σω、β、β*、k為模型常數(shù)。

控制方程為三維非定常N-S方程［22-23］

式中：W為守恒變量矢量；f、g、q為對(duì)流通量矢量；R、S、T為黏性通量項(xiàng)；x1、x2、x3為坐標(biāo)分量。

1.2.方法驗(yàn)證

雙橢球模型是開(kāi)展高超聲速氣動(dòng)特性研究的經(jīng)典模型，李素循［24］針對(duì)該模型開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了雙橢球模型在高超聲速條件下的氣動(dòng)特性試驗(yàn)數(shù)據(jù)。為了驗(yàn)證文中計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，對(duì)經(jīng)典雙橢球模型進(jìn)行氣動(dòng)分析，并將計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

根據(jù)雙橢球模型的風(fēng)洞試驗(yàn)條件，對(duì)雙橢球模型進(jìn)行氣動(dòng)壓力模擬時(shí)，將迎角設(shè)置為0°，靜溫設(shè)置為51.93 K，馬赫數(shù)設(shè)置為8.02，雷諾數(shù)設(shè)置為1.98×107，雙橢球邊界條件設(shè)置為等溫壁面，壁面溫度Tb=288 K。雙橢球的氣動(dòng)壓力計(jì)算模型如圖1所示。

雙橢球模型風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)圖與仿真分析對(duì)稱面云圖對(duì)比結(jié)果如圖2所示。由圖2可以看出，數(shù)值計(jì)算得到的激波系與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，在0°攻角下，除模型頭部的弓形激波外，在模型上表面兩橢球相貫處也出現(xiàn)了一道半弓形的激波，即兩橢球相貫處出現(xiàn)了明顯的激波-激波間嵌套干擾現(xiàn)象。

對(duì)雙橢球模型開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，在0°子午線、180°子午線、x=78 mm剖面線、x=120 mm剖面線和x=170 mm剖面線上分別布置了壓力測(cè)試點(diǎn)位，測(cè)量模型表面的壓力系數(shù)。提取計(jì)算模型上壓力測(cè)試點(diǎn)位處的計(jì)算結(jié)果，計(jì)算出該位置處的壓力系數(shù)Cp。將壓力系數(shù)計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)測(cè)值進(jìn)行對(duì)比，對(duì)比結(jié)果如圖3所示。由圖3（a）可知，子午線上的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合得較好；由圖3（b）可知，剖面線上的計(jì)算值與試驗(yàn)值之間存在一定的誤差，x=120 mm、y=80 mm剖面線位置處誤差最大，但是其值僅為13.06%。因此，該方法可以用于高超聲速流場(chǎng)的仿真，能夠采用該方法對(duì)物體的高超聲速氣動(dòng)特性進(jìn)行分析。

2.氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

2.1.初步設(shè)計(jì)

在翼身融合體思想及軸對(duì)稱設(shè)計(jì)原則的指導(dǎo)下，采用一體化集成設(shè)計(jì)思路，通過(guò)焊接或螺栓連接的方式將滑靴固定到被試品上，使被試品成為橇體結(jié)構(gòu)的一部分，設(shè)計(jì)了高超聲速火箭橇橇體。橇體結(jié)構(gòu)初步設(shè)計(jì)如圖4所示。彈軸線距軌道上表面的高度為181 mm；前、后滑靴長(zhǎng)度為200 mm、斜劈角為90°；前滑靴后端面距產(chǎn)品后端的距離為1 240 mm；后滑靴后端面距產(chǎn)品后端的距離為40 mm；前滑靴整流板側(cè)偏角為30°、俯仰角為9°，其前端距前滑靴后端面的距離為412 mm；后滑靴整流板側(cè)偏角為30°、俯仰角為9°，其前端距后滑靴后端面的距離為412 mm。

2.2.優(yōu)化設(shè)計(jì)

采用單變量原則對(duì)橇體進(jìn)行優(yōu)化，即在其余參數(shù)保持不變的情況下，只改動(dòng)單一參數(shù)計(jì)算橇體的氣動(dòng)阻力及升力，通過(guò)數(shù)據(jù)對(duì)比分析評(píng)估優(yōu)化結(jié)果，確定最優(yōu)布局。優(yōu)化結(jié)果的評(píng)估應(yīng)滿足高超聲速火箭橇的氣動(dòng)特性要求：0°攻角下升力和阻力都應(yīng)盡可能的小，當(dāng)氣動(dòng)升力不超過(guò)橇體自身重力（4 kN）的50%時(shí)，以最小化氣動(dòng)阻力作為優(yōu)化指標(biāo)；當(dāng)氣動(dòng)升力超過(guò)橇體自身重力（4 kN）的50%時(shí)，以最小化氣動(dòng)升力作為優(yōu)化指標(biāo)。

被試品的被考核屬性決定了橇體設(shè)計(jì)要根據(jù)被試品的外形特征進(jìn)行，因此不能對(duì)被試品的外形參數(shù)進(jìn)行修改?；ソY(jié)構(gòu)屬于標(biāo)準(zhǔn)件，無(wú)需優(yōu)化?；ヮ^部整流板的形狀改變會(huì)造成整個(gè)橇體底部氣流的急劇變化，前后滑靴的位置變化也會(huì)對(duì)橇體的氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響，因此應(yīng)該通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)確定整流板最優(yōu)形狀和滑靴的最優(yōu)布局。

2.2.1.整流板俯仰角

滑靴頭部整流板的俯仰角不能深入滑靴本體內(nèi)部，即不能對(duì)滑靴的內(nèi)部形狀結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度造成影響，也不能因俯仰角過(guò)大導(dǎo)致整流結(jié)構(gòu)出現(xiàn)明顯的阻滯區(qū)。上述條件將俯仰角的優(yōu)化范圍約束為8°～15°，整流板俯仰角約束范圍如圖5中陰影線部分所示。

滑靴頭部整流板的俯仰角分別設(shè)置為8°、9°、11°、13°和15°，在其他參數(shù)保持初步設(shè)計(jì)不變的情況下，分別計(jì)算5種俯仰角下橇體的氣動(dòng)特性。圖6為橇體氣動(dòng)力隨整流板俯仰角變化的曲線。由圖6可知，隨著整流板俯仰角的增大，整個(gè)橇體的氣動(dòng)阻力增加，但增加的趨勢(shì)逐漸變緩；整個(gè)橇體的氣動(dòng)升力減小，減小幅度基本保持一致。橇體阻力增加是因?yàn)檎靼甯┭鼋堑脑龃髮?dǎo)致了整流板阻力系數(shù)的增大，當(dāng)其他結(jié)構(gòu)的阻力系數(shù)保持不變時(shí)，整個(gè)橇體的阻力系數(shù)會(huì)因?yàn)檎靼甯┭鼋堑脑龃蠖龃?，因此整個(gè)橇體的阻力呈上升趨勢(shì)。但是，因?yàn)檎靼遄枇ο禂?shù)占整個(gè)橇體阻力系數(shù)的比有限，所以整流板俯仰角變化引起的阻力增加會(huì)逐漸變緩。升力主要來(lái)源于滑靴與軌道之間的氣體壓縮流動(dòng)，隨著整流板俯仰角的增大，氣流壓縮段長(zhǎng)度減小導(dǎo)致橇體的升力減小。整流板俯仰角的變化對(duì)氣流壓縮段長(zhǎng)度的改變是恒定的，因此升力變化幅度保持一致。

整流板俯仰角為8°時(shí)橇體的氣動(dòng)升力最大，最大值為36 686 N，整流板俯仰角為15°時(shí)橇體的氣動(dòng)升力最小，最小值為36 215 N。最小氣動(dòng)升力仍然超過(guò)了橇體自身重力的50%，因此應(yīng)該以最小化氣動(dòng)升力作為優(yōu)化目標(biāo)，整流板的俯仰角最終被確定為15°。

2.2.2.整流板側(cè)偏角

滑靴頭部整流結(jié)構(gòu)在水平面內(nèi)的投影不能超出被試品的投影范圍，該約束條件確定了側(cè)偏角的最大角度。整流結(jié)構(gòu)的外形尺寸在設(shè)計(jì)時(shí)不能影響滑靴本體的外形設(shè)計(jì)及強(qiáng)度，該約束條件確定了側(cè)偏角的最小角。上述條件將整流板側(cè)偏角的優(yōu)化范圍約束在25°～45°，整流板側(cè)偏角約束范圍如圖7中陰影線部分所示。

將整流板的側(cè)偏角分別設(shè)置為25°、30°、35°、40°和45°，在其他參數(shù)保持初步設(shè)計(jì)不變的情況下，分別計(jì)算5種側(cè)偏角下橇體的氣動(dòng)特性。整流板側(cè)偏角從25°逐漸變化到35°時(shí)，橇體的氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力均隨著側(cè)偏角的增加而增加。但是，當(dāng)側(cè)偏角從35°變化為45°時(shí)，氣動(dòng)阻力和升力的變化出現(xiàn)了波動(dòng)，具體變化趨勢(shì)如圖8所示。當(dāng)整流板側(cè)偏角由30°變化為35°時(shí)，氣動(dòng)阻力急劇增加，這是因?yàn)檎靼宓挠L(fēng)面由銳角向鈍角過(guò)渡時(shí)阻力系數(shù)急劇增加。當(dāng)側(cè)偏角由35°變化為40°時(shí)，氣動(dòng)升力發(fā)生變化，這是由整流板面積改變所致。按照升力和阻力都盡可能小的原則，將整流板側(cè)偏角確定為25°。

2.2.3.前滑靴位置

前滑靴本體應(yīng)位于被試品圓柱段內(nèi)，其前端不能超過(guò)圓柱段最前端，該約束條件限制了前滑靴后端面距被試品前端最小距離為1 454.6 mm。為了避免滑軌受力過(guò)大，橇體在軌運(yùn)行時(shí)前后滑靴不應(yīng)處于同一扣件內(nèi)，即前、后滑靴的間距不能小于1 m，該約束條件限制了前滑靴后端面距被試品前端的最大距離為1 915 mm。根據(jù)上述分析可知，前滑靴后端面距被試品前端的距離被約束在1 454.6～1 915 mm之間。

將前滑靴后端面距被試品前端的距離分別設(shè)置為1 605、1 655、1 705、1 755 mm，在其他參數(shù)保持初步設(shè)計(jì)不變的情況下，分別計(jì)算4種前滑靴位置下的橇體氣動(dòng)特性。圖9為橇體氣動(dòng)力隨前滑靴位置變化的曲線。由圖9可知，隨著前滑靴后移，橇體氣動(dòng)阻力逐漸減小，橇體氣動(dòng)升力先增加后減小。按照升力和阻力都盡可能小的原則，前滑靴后端面距被試品前端的距離應(yīng)確定為1 755 mm。

2.2.4.后滑靴位置

后滑靴本體應(yīng)位于被試品圓柱段內(nèi)，其后端不能超過(guò)圓柱段最后端，該約束條件限制了后滑靴后端面距被試品前端最大距離為2 754.6 mm。同前滑靴的受力約束條件一致，后滑靴與前滑靴之間的距離不能小于1 000 mm，該約束條件限制了后滑靴后端面距被試品前端的最小距離為2 554.6 mm。根據(jù)上述分析可知，后滑靴后端面距被試品前端的距離應(yīng)處于2 554.6～2 754.6 mm之間。

將后滑靴后端面距被試品前端的距離分別設(shè)置為2 750、2 700、2 650、2 600、2 550 mm，在其他參數(shù)保持初步設(shè)計(jì)不變的情況下，分別計(jì)算5種后滑靴位置下橇體的氣動(dòng)特性。圖10為氣動(dòng)力隨后滑靴位置變化的曲線。由圖10可知，后滑靴后端面距被試品前端的距離從2 550 mm逐漸增加到2 650 mm時(shí)，橇體的氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力均在增加，但是當(dāng)后滑靴后端面距被試品前端的距離從2 650 mm增加到2 700 mm，再增加到2 750 mm時(shí)，氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力均是先下降后增加。按照氣動(dòng)升力和氣動(dòng)阻力都盡可能小的原則，后滑靴后端面距被試品前端的距離應(yīng)確定為2 700 mm。

2.3.優(yōu)化效果分析

通過(guò)數(shù)值分析方法計(jì)算初步設(shè)計(jì)橇體與優(yōu)化后橇體的氣動(dòng)特性，獲取兩個(gè)模型在Ma=4和Ma=5時(shí)的氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力情況，以評(píng)估橇體的氣動(dòng)外形優(yōu)化效果。橇體各模塊的氣動(dòng)阻力與氣動(dòng)升力計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表1。在Ma=4時(shí)，優(yōu)化后的模型相較于優(yōu)化前的模型，氣動(dòng)阻力增大了0.21%，氣動(dòng)升力減小了35.03%。在Ma=5時(shí)，優(yōu)化后的模型相較于優(yōu)化前的模型，氣動(dòng)阻力減小了23.57%，氣動(dòng)升力減小了38.49%。因此，以滿足高超聲速火箭橇的氣動(dòng)特性要求為目標(biāo)，采用單變量原則對(duì)橇體進(jìn)行優(yōu)化，可以實(shí)現(xiàn)優(yōu)化目的。

3.風(fēng)洞試驗(yàn)

將優(yōu)化后的高超聲速火箭橇橇體在航天某院的6FD-07風(fēng)洞中開(kāi)展模擬真實(shí)火箭橇試驗(yàn)條件的風(fēng)洞試驗(yàn)，分析高超聲速火箭橇的氣動(dòng)特性。6FD-07風(fēng)洞外觀如圖11所示［25］。6FD-07風(fēng)洞是一座采用兩級(jí)環(huán)形引射器方式的暫沖、吹隱式高超聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)裝置由六分量應(yīng)變式天平、支臂、數(shù)據(jù)傳輸與采集系統(tǒng)等組成。

3.1.試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

考慮到風(fēng)洞尺寸及氣流堵塞比的限制，試驗(yàn)時(shí)采用1[DK（]∶[DK）]65的縮比模型。為了分析火箭橇真實(shí)在軌運(yùn)行過(guò)程中軌道及地面對(duì)橇體氣動(dòng)特性的影響，將模型分為帶有軌道、承軌梁及橇體的完整模型以及只有橇體的簡(jiǎn)化模型，完整模型與簡(jiǎn)化模型示意圖如圖12所示。完整模型的軌條長(zhǎng)度為2 700 mm，軌條前端距橇體頭部航向距離為400 mm。承軌梁長(zhǎng)為2 500 mm、寬度為700 mm，其前端距橇體頭部航向距離為600 mm。為了防止軌道支撐對(duì)橇體實(shí)際受力情況的影響，橇體滑靴與軌道之間留有4.5 mm的間隙。

對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力系數(shù)進(jìn)行預(yù)測(cè)，根據(jù)預(yù)測(cè)結(jié)果選配TG618E3型號(hào)的測(cè)力天平。該型號(hào)測(cè)力天平為六分量天平，其測(cè)量溫度范圍為0～1 200℃，精度為0.5%。將測(cè)力天平分別安裝在完整模型和簡(jiǎn)化模型的被試品圓柱段內(nèi)，通過(guò)測(cè)力天平使橇體部分完全懸挑。完整模型的軌道和承軌梁部分通過(guò)支撐架固定在風(fēng)洞底部，實(shí)際安裝如圖13所示。

3.2.試驗(yàn)工況

6FD-07風(fēng)洞通過(guò)改變風(fēng)洞前室總壓和總溫來(lái)實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)的變化，通過(guò)更換噴管來(lái)改變馬赫數(shù)。針對(duì)不同的研究目標(biāo)，在4、5和6這3個(gè)典型馬赫數(shù)下共開(kāi)展了8種工況的風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)工況設(shè)置見(jiàn)表2。試驗(yàn)測(cè)得各工況下橇體在0°攻角時(shí)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。測(cè)量各工況橇體的氣動(dòng)力時(shí)，均需等待氣動(dòng)力及力矩穩(wěn)定輸出3 s后再取值。計(jì)算俯仰力矩系數(shù)的力矩中心在橇體尾端圓心處。

工況1和工況4各進(jìn)行了兩次試驗(yàn)，每次試驗(yàn)的馬赫數(shù)與雷諾數(shù)設(shè)置相同，但是模型和噴管都重新進(jìn)行安裝，以驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)的有效性。工況1、2和4的模型相同、雷諾數(shù)相同、馬赫數(shù)不同，目的是研究馬赫數(shù)對(duì)橇體氣動(dòng)特性的影響；工況2和3、工況4和5，模型相同、馬赫數(shù)相同、雷諾數(shù)不同，目的是研究雷諾數(shù)對(duì)橇體氣動(dòng)特性的影響；工況1和6、工況4和7、工況5和8，馬赫數(shù)相同、雷諾數(shù)相同、模型不同，目的是研究軌道及地面效應(yīng)對(duì)火箭橇氣動(dòng)特性的影響。

3.3.結(jié)果分析

8個(gè)工況的實(shí)測(cè)阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)見(jiàn)表3。工況1兩次重復(fù)試驗(yàn)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)誤差分別為-0.016%、0.19%和0.78%。工況4兩次重復(fù)試驗(yàn)的阻力系數(shù)、升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)誤差分別為0.33%、2.07%和1.88%。通過(guò)該風(fēng)洞開(kāi)展橇體氣動(dòng)特性分析時(shí)，重復(fù)試驗(yàn)誤差最大值僅為2.07%，因此該風(fēng)洞試驗(yàn)有效。

通過(guò)對(duì)比工況1、2和4的試驗(yàn)結(jié)果可知，隨著馬赫數(shù)的增加，橇體阻力系數(shù)呈下降趨勢(shì)，相比于Ma=4的工況，Ma=6工況下橇體的阻力系數(shù)下降了19.98%；馬赫數(shù)對(duì)橇體升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的影響較小，因此馬赫數(shù)對(duì)橇體在軌運(yùn)行穩(wěn)定性的影響不大。

對(duì)比工況2和3、工況4和5可以發(fā)現(xiàn)，雷諾數(shù)對(duì)升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)的影響一致，均是隨著雷諾數(shù)的增加而增大。在Ma=5時(shí)，當(dāng)雷諾數(shù)從1.80×107變化到3.60×107時(shí)，橇體的阻力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)的增量分別為8.95%和13.09%。在Ma=6時(shí)，當(dāng)雷諾數(shù)從1.80×107變化到5.00×107時(shí)，橇體阻力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)的增量分別為21.13%和25.25%。升力與俯仰力矩對(duì)橇體的穩(wěn)定運(yùn)行會(huì)產(chǎn)生不利影響，因此在進(jìn)行火箭橇試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡可能地減小雷諾數(shù)。

對(duì)比工況1和6、工況4和7、工況5和8可以發(fā)現(xiàn)，軌道和地面對(duì)橇體的氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生較大影響，導(dǎo)致阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均增加，其中軌道和地面對(duì)橇體俯仰力矩系數(shù)的影響最顯著。工況1相較于工況6的俯仰力矩系數(shù)增大了14.97倍，工況4相較于工況7的俯仰力矩系數(shù)增大了6.8倍，工況5相較于工況8的俯仰力矩系數(shù)增大了8.00倍。圖14為工況4和7的紋影圖對(duì)比。從工況4的紋影圖可以看出，在火箭橇頭部、軌道前方及滑靴縫隙位置處出現(xiàn)了激波系，從工況7的紋影圖可以看出，火箭橇頭部與前滑靴的迎風(fēng)面形成了很強(qiáng)的正激波，同時(shí)這兩種激波也存在相互作用，形成復(fù)雜的激波系。

4.結(jié)論與展望

通過(guò)雙橢球模型對(duì)氣動(dòng)特性數(shù)值分析方法的精度進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)火箭橇開(kāi)展高超聲速段的流場(chǎng)分析以優(yōu)化橇體結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)外形，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)優(yōu)化后的橇體進(jìn)行不同工況下的氣動(dòng)特性研究，分析馬赫數(shù)、雷諾數(shù)以及軌道和地面效應(yīng)的影響，主要結(jié)論如下。

（1）利用SST湍流模型、N-S控制方程對(duì)雙橢球模型高超聲速條件下的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析時(shí)，數(shù)值分析結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合得較好，最大誤差約為13.06%，該數(shù)值分析方法可以用來(lái)模擬高超聲速流場(chǎng)的氣動(dòng)特性。

（2）滑靴頭部整流板的俯仰角、側(cè)偏角大小，前、后滑靴的位置變化均會(huì)對(duì)橇體的氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響，以滿足高超聲速火箭橇的氣動(dòng)特性要求為目標(biāo)，采用單變量原則對(duì)橇體進(jìn)行優(yōu)化，當(dāng)Ma=4時(shí)，優(yōu)化后的模型相較于優(yōu)化前的模型，氣動(dòng)阻力增大約0.21%，氣動(dòng)升力減小約35.03%；當(dāng)Ma=5時(shí)，優(yōu)化后的模型相較于優(yōu)化前的模型，氣動(dòng)阻力減小約23.57%，氣動(dòng)升力減小約38.49%。

（3）隨著馬赫數(shù)的增加，橇體阻力系數(shù)呈下降趨勢(shì)，當(dāng)馬赫數(shù)從4增加到6時(shí)，橇體的阻力系數(shù)下降約19.98%；升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)均是隨著雷諾數(shù)的增大而增加，在Ma=5條件下，當(dāng)雷諾數(shù)從1.80×107變化到3.60×107時(shí)，橇體的阻力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)的增量分別約為8.95%和13.09%；軌道和地面會(huì)導(dǎo)致橇體阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)同時(shí)增加，尤其是對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響最為顯著，3組對(duì)比試驗(yàn)的俯仰力矩系數(shù)平均增加約992%。

高超聲速條件下火箭橇在軌運(yùn)行時(shí)，地面效應(yīng)疊加復(fù)雜波系相互干擾，使其氣動(dòng)特性變得非常復(fù)雜，為進(jìn)一步提升高超聲速火箭橇流動(dòng)特性分析能力，獲得更優(yōu)的設(shè)計(jì)方案，后續(xù)可在本文工作的基礎(chǔ)上圍繞以下幾點(diǎn)做進(jìn)一步研究。

（1）通過(guò)火箭橇試驗(yàn)?zāi)M飛行器的空中飛行狀態(tài)時(shí)，存在著天地相關(guān)的真實(shí)氣體效應(yīng)、稀薄氣體效應(yīng)和黏性效應(yīng)等多種復(fù)雜物理、化學(xué)效應(yīng)影響，開(kāi)展火箭橇氣動(dòng)特性分析時(shí)，可采用考慮氣體化學(xué)平衡的高精度瞬態(tài)數(shù)值模擬方法進(jìn)行局部流場(chǎng)演化分析，得到更精確的結(jié)果。

（2）真實(shí)火箭橇試驗(yàn)實(shí)施于外場(chǎng)近地的大空間區(qū)域，與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M環(huán)境具有一定差異。文中開(kāi)展的風(fēng)洞試驗(yàn)無(wú)法模擬出火箭橇與軌道之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，并且受風(fēng)洞尺寸和阻塞比限制，只能采用縮比模型，因此風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果存在一定的誤差。為了保證風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，應(yīng)實(shí)測(cè)火箭橇試驗(yàn)的氣動(dòng)特性，研究風(fēng)洞試驗(yàn)與火箭橇試驗(yàn)之間的關(guān)系，對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。

（3）單軌火箭橇存在滾轉(zhuǎn)效應(yīng)，高超聲速運(yùn)行環(huán)境下火箭橇的氣動(dòng)載荷不穩(wěn)定，單軌橇更容易發(fā)生失穩(wěn)。雙軌火箭橇穩(wěn)定性好，但是因?yàn)樗臍鈩?dòng)阻力大，所以將其加速至高超聲速難度很大。因此，未來(lái)應(yīng)從材料、構(gòu)型出發(fā)，重點(diǎn)研究火箭橇的減阻技術(shù)，為開(kāi)發(fā)穩(wěn)定性好的高超聲速雙軌火箭橇奠定基礎(chǔ)。

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