基于錐導(dǎo)理論的變體乘波體構(gòu)型設(shè)計(jì)與研究

關(guān)鍵詞： 氣動(dòng)特性; 變體乘波體; 計(jì)算流體力學(xué)

中圖分類號(hào)： TB9; V411 文獻(xiàn)標(biāo)志碼： A 文章編號(hào)： 1674–5124（2025）02–0075–06

0 引言

衡量飛行器氣動(dòng)特性優(yōu)劣的一個(gè)重要指標(biāo)是升阻比（L/D）[1]。在巡航飛行的狀態(tài)下，飛行器產(chǎn)生的升力同自身重力相平衡，此時(shí)一個(gè)具有高升阻比的飛行器所需要的推力更小，進(jìn)而所消耗的燃料也更少，在同等燃料下能夠?qū)崿F(xiàn)更遠(yuǎn)距離的飛行[2]。

乘波體是一種典型的高超聲速飛行器構(gòu)型，因其在飛行時(shí)，前緣線上始終附著激波如同騎乘在激波上而得名。普通高超聲速飛行器在飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生脫體激波，造成飛行器的阻力增加，乘波體的上表面與流場來流方向平行，下表面由前緣線進(jìn)行流線追蹤生成，這樣的設(shè)計(jì)使乘波體上下表面之間產(chǎn)生了巨大的壓力差，因此乘波體能夠突破升阻比屏障，獲得更高的升阻比。

乘波體的概念最早由Nonweiler 提出，依據(jù)平面激波理論，首先設(shè)計(jì)出了楔導(dǎo)乘波體[3]。郭帥旗等[4] 使用Taylor-Maccoll 方程求解的錐導(dǎo)流場作為乘波體的設(shè)計(jì)流場，并指出使用錐形激波設(shè)計(jì)的乘波體具有更高的容積效率和更多的自由度。Li等[5] 依據(jù)錐導(dǎo)流場提出了一種變馬赫數(shù)乘波體，其在變馬赫數(shù)條件下飛行時(shí)能夠始終保持部分乘波特性，具有良好的氣動(dòng)特性。Zhao 等[6] 依據(jù)密切錐理論設(shè)計(jì)了一種變馬赫數(shù)乘波體，其在流場狀態(tài)改變時(shí)比非變馬赫數(shù)乘波體具有更高的升阻比，尤其是在低速飛行時(shí)表現(xiàn)出更好的氣動(dòng)特性。Phoenix等 [7] 構(gòu)建了一系列變體乘波體，這些乘波體的上表面和前緣線是固定的，通過下表面上分布的控制點(diǎn)實(shí)現(xiàn)乘波體設(shè)計(jì)氣動(dòng)特性。

本文基于錐導(dǎo)乘波體的設(shè)計(jì)方法，提出了一種能夠隨馬赫數(shù)變化來改變自身氣動(dòng)特性的高超聲速變體乘波體飛行器，并使用計(jì)算流體力學(xué)軟件FLUENT對其氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值仿真分析，證明其在變馬赫數(shù)的流場條件下，與不可變體乘波體相比，具有更高的氣動(dòng)特性。

1設(shè)計(jì)方法

1.1錐導(dǎo)乘波體的構(gòu)建

錐導(dǎo)乘波體的構(gòu)建步驟主要包括：選擇設(shè)計(jì)流場；確定乘波體的前緣線；從前緣線進(jìn)行流線追蹤構(gòu)建乘波體的上表面和下表面。其中，錐導(dǎo)乘波體的設(shè)計(jì)流場是由軸對稱錐體在攻角為0°時(shí)生成的，其流場特性可以由Taylor-Maccoll方程[8] 描述。首先選定來流的馬赫數(shù)Ma和激波角β，對于給定的馬赫數(shù)，存在最小激波角限制，如下式所示：

在前緣線上選取50個(gè)離散點(diǎn)，如圖3 所示，從離散點(diǎn)出發(fā)，沿流場自由流方向構(gòu)建乘波體的上表面，從離散點(diǎn)出發(fā)對流場進(jìn)行流線追蹤，構(gòu)建乘波體的下表面，流線追蹤的具體步驟參考文獻(xiàn)[9]所提及的方法，最終構(gòu)建得到如圖4所示的標(biāo)準(zhǔn)乘波體構(gòu)型。

1.2變體方案的設(shè)計(jì)

依據(jù)錐導(dǎo)乘波體的構(gòu)建流程，選取激波角β為20°，來流馬赫數(shù)分別為Ma₁=4，Ma₂=6，使用相同前緣線構(gòu)建乘波體。乘波體的上表面是沿流場自由來流方向構(gòu)建所得，故使用相同前緣線在不同流場下構(gòu)建得到的兩個(gè)乘波體具有相同的上表面，兩個(gè)乘波體下表面的關(guān)系由圖5所示。

通過對比兩者的外形可知，在同一激波角下使用相同前緣線構(gòu)建的兩個(gè)不同馬赫數(shù)下的乘波體僅在下表面存在差異。由此可知，在固定前緣線的條件下，通過改變乘波體的下表面能夠?qū)崿F(xiàn)其在多種馬赫數(shù)下飛行。

本文構(gòu)建的變體乘波體以馬赫數(shù)為4 流場下構(gòu)建的標(biāo)準(zhǔn)錐導(dǎo)乘波體構(gòu)型作為變體前初始狀態(tài)，以馬赫數(shù)為6流場下構(gòu)建的標(biāo)準(zhǔn)錐導(dǎo)乘波體作為變體的目標(biāo)狀態(tài)。

變體過程需要乘波體兩側(cè)同步進(jìn)行，以保證乘波體底面變體時(shí)的對稱性，且變體機(jī)構(gòu)需要占用乘波體內(nèi)部空間，故本文設(shè)計(jì)的變體乘波體將變體機(jī)構(gòu)沿乘波體的對稱面布置。變體機(jī)構(gòu)布置示意圖如圖6 所示。其中對稱面布置的為主變體機(jī)構(gòu)，作為變體過程主要的驅(qū)動(dòng)力來源；兩側(cè)為輔助變體機(jī)構(gòu)，負(fù)責(zé)控制變體的誤差程度。

2數(shù)值仿真分析與結(jié)果

2.1仿真模型的構(gòu)建

本文使用計(jì)算流體力學(xué)（CFD） 方法分析變體乘波體的氣動(dòng)特性，使用商業(yè)CFD 軟件FLUENT對乘波變體前后的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值仿真分析。

利用構(gòu)建的乘波體外形具有的對稱性，通過使用對稱面的邊界條件來降低計(jì)算量，構(gòu)建三維對稱流場區(qū)域，如圖7 所示。網(wǎng)格的劃分使用FLUENT自帶的meshing 模塊完成，在乘波體表面添加局部尺寸，類型為指定面網(wǎng)格大小，增長率為20%，描述整個(gè)流場區(qū)域?yàn)閮H由沒有空隙的流體區(qū)域組成，更新流體區(qū)域的邊界，將邊界的命名和邊界類型相對應(yīng)，在乘波體的所有表面添加邊界層網(wǎng)格，使用總層數(shù)為15 層，增長率為15% ，體網(wǎng)格使用poly-hexcore（六面體與多面體網(wǎng)格）。生成網(wǎng)格如圖8 所示，單元總數(shù)達(dá)到了200萬，對網(wǎng)格質(zhì)量進(jìn)行檢查，可得網(wǎng)格最大橫縱比小于25∶1。

為了進(jìn)一步提高對乘波體激波捕捉的精準(zhǔn)性，每次初步仿真結(jié)束后使用壓力梯度法捕捉激波所在的網(wǎng)格，對激波所在的網(wǎng)格區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格自適應(yīng)優(yōu)化。

設(shè)定乘波體的飛行海拔高度為20km，靜壓為5474.89Pa，靜態(tài)溫度為216.65 K。在FLUENT中設(shè)定仿真條件，使用壓力基求解器，打開能量方程，流體使用理想氣體模型（ideal-gas），湍流模型使用k-ωSST模型，邊界條件設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場（pressure-far-field），通量類型使用AUSM，空間離散使用二階迎風(fēng)法。根據(jù)Li 等[10] 和Lobbia等[11] 的研究結(jié)果，本文使用的數(shù)值仿真方法與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)具有一致性，能夠用于對變體乘波體的氣動(dòng)特性的評(píng)估中。

2.2變體前后氣動(dòng)性能對比

按照設(shè)定的仿真條件，在馬赫數(shù)為6 的條件下，分別構(gòu)建變體前乘波體的數(shù)值仿真模型和變體后乘波體的數(shù)值仿真模型，證明在變體后，乘波體具有更高的氣動(dòng)特性。仿真結(jié)果如圖9所示。由圖可知，未變體的乘波體在變化后的流場下飛行時(shí)仍可以保持部分的乘波特性，但兩側(cè)已經(jīng)開始出現(xiàn)明顯的高壓氣體泄漏；變體后的乘波體能夠更好地維持高壓氣體處在乘波體的下表面。通過表1中對比變體前后乘波體的升阻比（L/D）可知，變體后的乘波體具有更高的升阻比。由此可知，本文構(gòu)建的可變體乘波體相較于非變體乘波能夠在變馬赫數(shù)的條件下展現(xiàn)出更好的氣動(dòng)特性。

2.3變體誤差對乘波體氣動(dòng)特性的影響

根據(jù)Phoenix[12] 的相關(guān)研究可知，變體后的乘波體下表面存在的變體誤差會(huì)對乘波的氣動(dòng)特性造成影響，當(dāng)誤差在一定范圍內(nèi)時(shí)，造成的影響是可以接受的。本文構(gòu)建的可變體乘波在變體后產(chǎn)生的變體誤差主要存在于兩側(cè)控制點(diǎn)和中心控制點(diǎn)之間的區(qū)域，在構(gòu)建模型時(shí)對變體后的乘波體底面引入5% 的變體誤差，效果如圖10所示。構(gòu)建其數(shù)值仿真模型，研究變體誤差對乘波體氣動(dòng)特性的影響，如圖11所示。

經(jīng)數(shù)值分析可知，當(dāng)變體誤差為5% 時(shí)，乘波體的氣動(dòng)特性變化極小，變體后的乘波體能夠繼續(xù)保持良好的氣動(dòng)特性。

2.4非設(shè)計(jì)流場下乘波體的氣動(dòng)特性

進(jìn)一步探究變體乘波體在非設(shè)計(jì)流場條件下氣動(dòng)特性的變化情況。乘波體在理想狀態(tài)下是保持0°攻角進(jìn)行飛行的，為了探究其俯仰穩(wěn)定性，分別取攻角為5°、10°、15°、?5°，研究變體乘波體在攻角變化時(shí)氣動(dòng)特性的變化。在馬赫數(shù)為6 的流場速度下，在FLUENT 中直接對邊界條件中來流的角度進(jìn)行修改，模擬不同攻角下變體乘波體的氣動(dòng)特性，改變攻角仿真結(jié)果如圖12～圖15所示。不同攻角下的升阻比變化見表2。

根據(jù)仿真結(jié)果，當(dāng)攻角為正時(shí)，隨著攻角的增加，乘波體的氣動(dòng)特性呈現(xiàn)逐漸下降的變化趨勢，但在一定范圍內(nèi)仍舊能夠維持一個(gè)較高的氣動(dòng)特性，同0°攻角下仿真結(jié)果相比，升阻比變化量在10%以內(nèi)。但當(dāng)乘波體的攻角為負(fù)時(shí)，其具有的氣動(dòng)性能優(yōu)勢完全消失，從圖15的仿真結(jié)果也能看出，此時(shí)乘波體的上表面生成了高壓區(qū)域，上下表面間的壓力差發(fā)生逆轉(zhuǎn)，不再具有乘波特性。

3結(jié)束語

本文提出了一種變體乘波體的實(shí)現(xiàn)方案，并使用CFD 的方法對其在多種狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值仿真分析，得到以下結(jié)論：本文所構(gòu)建的可變體乘波體相較于不可變體乘波體，在預(yù)設(shè)變馬赫數(shù)的流場條件下具有更高的升阻比特性，可變體乘波體實(shí)現(xiàn)了對傳統(tǒng)乘波體氣動(dòng)性能的提升；本文構(gòu)建的可變體乘波體在存在一定變體誤差的情況下仍舊能夠保持良好的氣動(dòng)特性，具有一定的變體誤差耐受性；可變體乘波體在一定范圍內(nèi)的正攻角情況下正常飛行，其氣動(dòng)特性并未出現(xiàn)顯著改變，具有一定的攻角可調(diào)節(jié)性。