肖 虹,高 超,黨云卿

(1.西北工業(yè)大學(xué)翼型/葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,西安 710089)

0 引 言

乘波體構(gòu)型是高超聲速飛行器的重要?dú)鈩?dòng)布局之一。由于其具有高升力和低阻力的氣動(dòng)特性,使升阻比大大高于其他類型的高超聲速飛行器,同時(shí)機(jī)動(dòng)性能也較優(yōu)[1]。在乘波體高超聲速飛行器初步設(shè)計(jì)階段對(duì)構(gòu)型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)是主要研究手段,也是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一。

在高超聲速乘波體飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)中,為了減少計(jì)算量一般選用升阻比作為氣動(dòng)特性的優(yōu)化目標(biāo),選用阻力系數(shù)、壓心位置和進(jìn)氣道入口流量等作為約束條件[2]。但這種方法對(duì)流場(chǎng)細(xì)節(jié)考慮不充分,諸如激波位置、前體壓縮性和后體膨脹效果等都必須通過實(shí)驗(yàn)加以驗(yàn)證。因此,風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就成了高超聲速乘波體飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)至關(guān)重要的環(huán)節(jié)。通過測(cè)壓實(shí)驗(yàn)與紋影技術(shù)相結(jié)合的方法,不僅能從紋影圖中觀測(cè)激波位置是否與設(shè)計(jì)相符,而且能準(zhǔn)確、詳細(xì)地獲得乘波體表面的壓力分布,對(duì)分析各部件氣動(dòng)性能及乘波體設(shè)計(jì)具有重要參考價(jià)值。目前,在乘波體表面大量布置測(cè)量點(diǎn)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究還開展得比較少,大多為測(cè)力實(shí)驗(yàn)和局部測(cè)壓實(shí)驗(yàn)[3-6]。

筆者對(duì)文獻(xiàn)[2]中給出的優(yōu)化設(shè)計(jì)乘波體構(gòu)型飛行器進(jìn)行了測(cè)壓試驗(yàn),得到M=6和M=7時(shí)乘波體表面壓力分布。結(jié)果表明：進(jìn)氣道唇口準(zhǔn)確捕捉到激波。乘波體上表面壓力變化不大,有利于減小飛行器的阻力。下表面前體預(yù)壓縮性和后體膨脹效果明顯。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃惋L(fēng)洞

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槲墨I(xiàn)[2]中乘波體構(gòu)型的1∶10測(cè)壓模型,包括發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體組合體、水平控制翼(兩個(gè))和垂直尾翼(兩個(gè)),如圖1(a)所示。上表面曲線分為圓弧OI段,斜線IH、HG段和水平直線GD段。下表面曲線分為前體/進(jìn)氣道OC段,隔離段/燃燒室CE段和后體/尾噴管EJ段。前體/進(jìn)氣道由三個(gè)外壓段和兩個(gè)內(nèi)壓段組成,后體/尾噴管設(shè)計(jì)為三次樣條曲線,具體參數(shù)見圖1(b)。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕舷卤砻婀?0個(gè)測(cè)壓點(diǎn),沿縱向分為5條測(cè)量線。上表面有兩條測(cè)量線(測(cè)量線1和2);下表面有3條測(cè)線(測(cè)量線3、4和5)。測(cè)點(diǎn)布置見圖2,圖中坐標(biāo)為無量綱量,其中L和S分別為乘波體機(jī)身長(zhǎng)度和寬度。下表面0.4＜x/L＜0.8區(qū)域內(nèi)的測(cè)點(diǎn)在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部。

實(shí)驗(yàn)在暫沖、吹引式FD-07 Φ 0.5m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中完成。實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)M=6,7,風(fēng)洞流場(chǎng)校測(cè)結(jié)果表明,流場(chǎng)均勻區(qū)的平均馬赫數(shù)為 5.933, 6.971,均達(dá)到ΔM/M≤0.01的均勻性指標(biāo)。

圖1 乘波體外形示意圖Fig.1 Schmatic of waverider shape

1.2 儀器和試驗(yàn)條件

采用SYST EM8400電子掃描閥壓力測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集,采樣速率 10000點(diǎn)/s,測(cè)量精度為0.05%FSI。

文獻(xiàn)[2]中給出的乘波體飛行器設(shè)計(jì)狀態(tài)為M= 6,α=2°,針對(duì)此模型進(jìn)行了包括設(shè)計(jì)點(diǎn)在內(nèi)的14個(gè)狀態(tài)的風(fēng)洞測(cè)壓實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)M=6,7,對(duì)應(yīng)的基于單位長(zhǎng)度的雷諾數(shù)分別為Re=1.86×107和1.68× 107。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)連續(xù)改變迎角獲得α=-4°,-2°,0°,2°, 4°,6°,8°下的測(cè)壓數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)中側(cè)滑角β=0°。

圖2 模型測(cè)壓點(diǎn)布置圖Fig.2 Pressure orifile distribution of the experimental model

2 結(jié)果與分析

實(shí)驗(yàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)不工作狀態(tài)下進(jìn)行,主要觀測(cè)乘波體前體激波結(jié)構(gòu)和后體流動(dòng)特性,給出乘波體上、下表面的壓力分布。測(cè)點(diǎn)的壓力系數(shù)cp(i)=(p(i)-p∞)/q。

圖3為M=6,α=2°和M=6,α=8°實(shí)驗(yàn)的彩色紋影錄像截圖,從圖中可以觀察到乘波體頭部脫體激波(圖中標(biāo)示1),進(jìn)氣道唇口準(zhǔn)確地捕捉到的壓縮激波(圖中標(biāo)示2),來流在唇口處形成的激波(圖中標(biāo)示3)及其反射激波(圖中標(biāo)示4)在進(jìn)氣道口形成了復(fù)雜的激波系。同時(shí)可以看到在乘波體后體形成的膨脹波。從圖3(a)和圖3(b)比較可以看出,α=8°時(shí)乘波體前體激波和后體膨脹波的強(qiáng)度比α=2°時(shí)大。

圖3 彩色紋影圖Fig.3 Colour schlieren

圖4為M=6,α=2°時(shí)乘波體上下表面5條測(cè)量線上壓力沿流向的變化。取y/S=0.13(位于乘波體機(jī)身側(cè)面結(jié)構(gòu))和y/S=0.50(位于乘波體中軸線)兩個(gè)截面進(jìn)行比較可以看出：在中間區(qū)域(0.28＜y/S＜0.72)乘波體上下表面壓差很大,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)壓段增壓效果明顯。而在乘波體機(jī)身側(cè)面的位置(y/S＜0.28和y/S＞0.72)則上下表面壓力差較小。

圖4 乘波體表面壓力沿流向的變化,M=6,α=2°Fig.4 Axial variation of surface pressure coefficient at M=6,α=2°

在乘波體上表面,測(cè)量線1和測(cè)量線2的壓力沿流向均變化不大,壓力系數(shù)的變化量在0.08范圍內(nèi)。兩條測(cè)量線壓力值接近,表明乘波體上表面展向壓力差很小,流動(dòng)均勻。

在乘波體下表面,測(cè)量線4和測(cè)量線5上壓力沿軸向變化明顯。乘波體前體、發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部和后體分三段呈現(xiàn)不同的變化規(guī)律。前體在三段預(yù)壓縮面作用下,壓力系數(shù)由 0增加到 0.1左右。在進(jìn)氣道口(x/L=0.45),經(jīng)過復(fù)雜激波系壓力增加顯著,增壓效果比前體斜激波明顯。后體處(x/L＞0.78)壓力迅速下降,當(dāng)x/L=0.95時(shí)乘波體下表面壓力已與來流壓力相等。

取pf和pa兩個(gè)參數(shù),對(duì)乘波體前體激波強(qiáng)度和乘波體后體膨脹效果進(jìn)行定量分析。定義前體壓比pf和后體壓比pa為：

其中,pin為進(jìn)氣道入口(測(cè)點(diǎn)42)的壓力值,pout為發(fā)動(dòng)機(jī)不工作狀態(tài)下出口(測(cè)點(diǎn)46)的壓力值,p∞為來流壓力,pb為測(cè)量線5上乘波體機(jī)身后體最后一個(gè)測(cè)點(diǎn)(測(cè)點(diǎn)50)的壓力,測(cè)點(diǎn)位置見圖2。

圖5中給出了乘波體前體壓縮和后體膨脹效果隨迎角的變化：pf隨著迎角的增加而增大;pa隨著迎角的增加而增大,當(dāng)α≥2°時(shí),基本保持不變。這與紋影圖的分析結(jié)論相符。M=7時(shí),乘波體前體激波強(qiáng)度pf值大于M=6時(shí)的值,說明M=7時(shí)壓縮效果較好;而在正迎角范圍內(nèi),M=6時(shí)后體膨脹效果較好。

圖5 乘波體下表面壓縮和膨脹特性Fig.5 Compression and expansion characteristics on lower surface

圖6 乘波體升阻比隨迎角的變化Fig.6 Lift-to-drag ratio vs angle of attack

對(duì)同一乘波體構(gòu)型同時(shí)也進(jìn)行了測(cè)力實(shí)驗(yàn)。圖6給出了該乘波體構(gòu)型在M=6和M=7時(shí),升阻比隨迎角的變化?？梢钥闯鲈摮瞬w構(gòu)型在實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)正迎角范圍內(nèi)綜合氣動(dòng)性能良好。

3 結(jié) 論

對(duì)某乘波體進(jìn)行了高超聲速測(cè)壓實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明：進(jìn)氣道唇口能準(zhǔn)確捕捉到壓縮激波,激波位置與設(shè)計(jì)吻合。乘波體上表面流向壓力變化很小,有利于減小阻力,展向流動(dòng)均勻;下表面壓力在進(jìn)氣口處有明顯階躍,后體膨脹效果明顯。在設(shè)計(jì)狀態(tài)下,該乘波體飛行器整體氣動(dòng)性能良好。

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