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帶減阻桿高超聲速飛行器外形氣動特性研究

2011-06-15 01:27楊云軍陳河梧
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年6期
關(guān)鍵詞:迎角激波圓盤

姜 維,楊云軍,陳河梧

(1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院,長沙 410073;2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院,北京 100074)

帶減阻桿高超聲速飛行器外形氣動特性研究

姜 維1,2,楊云軍2,陳河梧2

(1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院,長沙 410073;2.中國航天空氣動力技術(shù)研究院,北京 100074)

采用高超聲速風(fēng)洞測力試驗(yàn)方法測量鈍頭飛行器頭部減阻桿的高超聲速氣動特性,研究減阻桿的氣動減阻原理,分析了多組不同構(gòu)型減阻桿的減阻效果。結(jié)果表明,減阻桿顯著減少了鈍頭飛行器高超聲速的阻力,最大的減阻率達(dá)到60%之多;減阻效果與減阻桿構(gòu)型和迎角狀態(tài)密切相關(guān);減阻桿會誘發(fā)穩(wěn)定性、“熱斑”以及非定常脈動等不利問題。

高超聲速流;風(fēng)洞實(shí)驗(yàn);鈍頭飛行器;減阻桿;弓形激波

0 引 言

飛行器在超聲速或高超聲速飛行時(shí),鈍頭體前端將產(chǎn)生強(qiáng)弓形激波,端頭表面產(chǎn)生高溫高壓,形成氣動阻力與氣動加熱。如果在鈍頭體前端安裝一針狀或桿狀結(jié)構(gòu),穿透正激波而形成斜激波結(jié)構(gòu),將使彈頭表面壓力大大降低。這個(gè)概念早在20世紀(jì)60年代就已提出,主要目的是利用斜激波波后壓力和焓值低于正激波波后壓力和焓值,來實(shí)現(xiàn)減小阻力和氣動加熱。

減阻桿的優(yōu)化選型是當(dāng)前工程應(yīng)用中研究者關(guān)注的焦點(diǎn)之一。使用頂端帶圓盤的減阻桿,在彈頭前端產(chǎn)生分離區(qū)域,該分離流動與減阻桿產(chǎn)生的斜激波構(gòu)成復(fù)雜干擾。通過分離區(qū)使得鈍頭體頭部與主氣流相隔離,達(dá)到減阻和熱防護(hù)目的。合適的減阻桿長度及構(gòu)型將產(chǎn)生有利于減阻的空氣動力學(xué)環(huán)境[1-4]。

在高超聲速風(fēng)洞中對鈍頭飛行器頭部減阻桿的高超聲速氣動特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,分析減阻桿的氣動減阻原理,研究減阻桿及其構(gòu)型,以及迎角狀態(tài)對鈍頭體飛行器氣動力特性的影響,系統(tǒng)分析不同減阻桿的減阻效果。

1 實(shí)驗(yàn)方法

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與流場條件

實(shí)驗(yàn)是在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞(見圖1)中完成的。該風(fēng)洞是暫沖、下吹自由射流式。噴管出口直徑為0.5m,設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍為5~12,采用更換噴管的辦法改變馬赫數(shù);噴管采用水冷卻系統(tǒng),防止噴管結(jié)構(gòu)受熱喉道產(chǎn)生變形。實(shí)驗(yàn)段側(cè)壁開有通光口徑為Φ350mm光學(xué)玻璃窗口,供紋影儀觀察和記錄流場使用。

實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)M∞與總溫T0總壓P0條件見表1。

圖1 FD-07高超聲速風(fēng)洞Fig.1 FD-07hypersonic wind tunnel

表1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)Table 1 Flow conditions of experiment

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)P团c測試天平

實(shí)驗(yàn)?zāi)P偷幕拘螢?.5倍直徑長的半球-圓柱體,柱段直徑為80mm(圖2)。模型設(shè)計(jì)為從半球端頭頂點(diǎn)向前伸出減阻桿。減阻桿分為兩種:尖頭和頂端固結(jié)圓盤疏流板狀結(jié)構(gòu),其圓盤直徑有3組;減阻桿長度有3組(詳見表2)。圖3為基本形模型與部分減阻桿的照片;圖4為模型在風(fēng)洞中的安裝照片。

模型氣動力通過六分量應(yīng)變式天平測量。天平的俯仰力矩、法向力、軸向力單元校測精度分別為0.1‰、0.2‰、0.9‰。

圖2 帶減阻桿鈍頭體模型尺寸Fig.2 Dimensions of the spike-tipped blunt body

表2 實(shí)驗(yàn)?zāi)P吞卣鞒叽鏣able 2 Dimensions of model with disk-tip spike

圖3 基本形模型與減阻桿照片F(xiàn)ig.3 Photo of basic model and tip spikes

圖4 模型在風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig.4 Model in wind tunnel

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 基本流動結(jié)構(gòu)

圖5是在Ma=4.937實(shí)驗(yàn)條件下典型狀態(tài)的流場紋影照片,顯示了鈍頭體帶減阻桿后引起的高超聲速流場結(jié)構(gòu)變化。

圖5 基本形模型與減阻桿模型紋影流場結(jié)構(gòu)(α=0°)Fig.5 Schlieren photos of hypersonic flow around basic model and the spike-tipped models at zero angle of attack

比較模型O和模型A0的紋影照片發(fā)現(xiàn):尖頭減阻桿刺穿鈍頭體的強(qiáng)弓形激波,自頂端生成錐形激波;在錐形激波、減阻桿與頭部之間形成分離區(qū)域;錐形激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)結(jié)構(gòu)。

比較模型A0和模型A1的紋影照片發(fā)現(xiàn):減阻桿頂端帶圓盤時(shí),減阻桿產(chǎn)生的激波影響區(qū)域更大,減阻桿激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)位置更靠外。

通過頂端帶圓盤減阻桿鈍頭體的紋影照片(圖6)可清楚看到 :減阻桿頂端帶圓盤,在圓盤弓形激波后伴隨顯著的膨脹扇區(qū);在圓盤弓形激波、減阻桿與頭部之間形成明顯的分離區(qū)域。圖7的示意圖給出了這一典型的流動結(jié)構(gòu)。

總體看來,減阻桿減阻原理是通過流場重構(gòu),增加飛行器有效長細(xì)比,實(shí)現(xiàn)減阻目的。

圖6 頂端帶圓盤減阻桿鈍頭體的流場結(jié)構(gòu)Fig.6 Flow structure over a spike-tipped blunt body

圖7 繞圓盤減阻桿鈍頭體的流場結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic flow structure over a spike-tipped blunt body

2.2 減阻桿頂端圓盤對減阻效果的影響

裝有減阻桿的半球-柱體外形,其氣動特性主要受制于兩個(gè)因素,其一是桿長;其二,桿端尖還是帶圓盤狀疏流板。圖8分別為A系列模型、B系列模型以及基本外形O的阻力CD在Ma=4.937條件下隨迎角的變化曲線。

可以看出,加裝減阻桿確實(shí)使阻力出現(xiàn)明顯下降的變化,最小阻力發(fā)生在0°迎角,而且在-4°≤α≤4°之間,CD對于α呈對稱趨勢變化;α>4°之后,減阻的趨勢逐漸變緩,凸顯這種球柱外形阻力變化的典型特征。

圖8還顯示,桿長與桿端圓盤直徑的不同組合,都影響到阻力的大小。在與球頭直徑一定比例的范圍內(nèi),大桿長和大盤徑,均對減阻有利。

圖8 不同圓盤直徑減阻桿的模型阻力對比曲線Fig.8 Drag variation with angle of attack for a spiketipped blunt body with different nose discs

定義帶桿模型相對于基本外形阻力減小的百分比為減阻率=(1.0-CDspike/CDbasic)×100%。圖9是A、B系列模型的減阻率隨迎角的變化曲線。

圖9 不同圓盤直徑減阻桿的減阻率-迎角曲線Fig.9 Variation of reduced drag with angle of attack for the spike-tipped blunt body

圖9(a)表明尖頭減阻桿A0的減阻效果明顯不如相同長度下頂端帶圓盤的減阻桿減阻效果;頂端尖頭的減阻桿在0°迎角的減阻率只有12%;在實(shí)驗(yàn)迎角區(qū)域內(nèi),尖頭減阻桿的最大減阻效率也達(dá)不到15%。

圖9還表明:(1)相同長度的減阻桿,隨著頂端圓盤直徑依次增大,減阻率提高,但呈現(xiàn)飽和的趨勢(小迎角最明顯);(2)0°迎角時(shí),頂端帶圓盤的減阻桿減阻率最大;圓盤尺寸從小到大(依次φ=10、14、18mm),A系列模型的減阻率分別為40%、46%、49%,而B系列模型的減阻率分別達(dá)到56%、60%、60%;3)迎角狀態(tài)顯著影響減阻效果,以B3為例,迎角依次增加(0°、6°、12°),減阻率依次迅速降低(60%、33%、12%)。

圖10是A系列模型流場紋影照片。在相同減阻桿長度下,隨著圓盤尺寸從小到大,弓形激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)位置向外、向后遷移,圓盤產(chǎn)生弓形激波的波后影響區(qū)域也逐漸變大;其結(jié)果是鈍頭體頭部受影響范圍擴(kuò)大,因此不難理解圖9(a)所示的零迎角減阻率隨圓盤直徑增大而增大的規(guī)律。

圖10 A系列模型高超聲速流場紋影照片(α=0°)Fig.10 Schlieren photos of hypersonic flow around model group A(α=0°)

上述分析表明,減阻桿的減阻效果與其頂端圓盤尺寸和迎角狀態(tài)密切相關(guān),其根源取決于減阻桿對流場重構(gòu)作用的程度。

2.3 減阻桿長度對減阻特性的影響

減阻桿長度是減阻設(shè)計(jì)中的重要參數(shù)。圖11給出不同減阻桿模型的流場紋影照片表明:在相同圓盤尺寸下,減阻桿長度越長,圓盤產(chǎn)生弓形激波的波后影響區(qū)域越大。

圖11 不同長度減阻桿模型高超聲速流場紋影照片(α=0°)Fig.11 Schlieren photos of hypersonic flow around models with the different length spike(α=0°)

圖12是不同長度減阻桿的鈍頭體模型減阻率-迎角曲線。頂端圓盤相同的條件下,減阻桿長度從短到長(依次L=40、65、80mm),0°迎角下的減阻率分別為49%、60%、64%,6°迎角下的減阻率分別為31%、38%、40%;12°迎角下的減阻率依次為14%、12%、8%。

圖12 帶不同長度減租桿的鈍模型減阻率-迎角曲線Fig.12 Variation of reduced drag with angle of attack for blunt body with the different length spike

圖13是不同迎角下減阻桿長度-減阻率曲線。頂端圓盤相同,隨減阻桿長度增加,在小迎角區(qū)域減阻率逐漸增加且趨于飽和;在迎角超過10°之后,增加減阻桿的長度減阻率不但沒有增加,反而呈下降趨勢。

圖13 不同迎角下減阻桿長度-減阻率曲線Fig.13 Variation of reduced drag with spike length at different angle of attack

上述研究表明,在一定的迎角范圍內(nèi),減阻桿起到降低高超聲速鈍頭體阻力的作用;且隨著減阻桿長度越長,減阻效果越明顯。然而,在減阻的同時(shí),氣動穩(wěn)定性將會受到影響;實(shí)際上減阻需要反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)減阻桿長度。

2.4 減阻桿衍生的氣動效應(yīng)

減阻桿的設(shè)計(jì)是通過流動結(jié)構(gòu)的改變實(shí)現(xiàn)減阻目的,但是流動結(jié)構(gòu)的改變會引起其它的氣動效應(yīng)。

減阻桿不僅能減少阻力,同時(shí)使飛行器的升力也有所提高,能明顯提升鈍頭體飛行器的升阻比。圖14是帶不同圓盤直徑減阻桿模型壓力中心Xcp隨迎角的變化曲線(壓心以球頭頂點(diǎn)為參考點(diǎn),以基本形模型O的全長為參考長度)。減阻桿的存在使得飛行器的壓心前移;減阻桿頂端圓盤越大壓心前移量越大。在0°~4°的小迎角區(qū)域,壓心前移非常突出;B3模型在0°迎角壓心前移量達(dá)到0.1全長之多。總之,改變流動結(jié)構(gòu),減阻效果越明顯,縱向穩(wěn)定性受到的影響越顯著。

圖14 不同圓盤直徑B系列減阻桿的壓心-迎角曲線Fig.14 Variation of pressure center with angle of attack for model group B

圖15是帶減阻桿鈍頭體模型迎角12°時(shí)的流場的紋影照片。表明在迎角較大時(shí),減阻桿誘導(dǎo)迎風(fēng)面激波緊貼減阻桿壁面,且與球頭弓形激波相互作用形成典型的三叉激波結(jié)構(gòu),馬赫盤直接作用到鈍頭體表面,將導(dǎo)致極高的局部壓力和"熱斑"(有可能超過駐點(diǎn)熱流),此時(shí)減阻桿不僅起不到減阻和降低熱流的目的,反而使結(jié)構(gòu)面臨嚴(yán)重?zé)g的危險(xiǎn)。

圖15 模型A3高超聲速大迎角流場紋影照片(α=12°)Fig.15 Schlieren photo of hypersonic flow around model A3at 12°angle of attack

此外,在減阻桿根部與鈍頭體球頭表面,激波干擾與反射、激波/邊界層干擾、激波與分離旋渦的干擾將誘導(dǎo)復(fù)雜的流場非定常脈動現(xiàn)象[5-6](作者將另文闡述)。

歸納起來,減阻桿衍生的氣動效應(yīng)主要包括流動結(jié)構(gòu)改變帶來的飛行器縱向穩(wěn)定性弱化、斜激波入射到球頭引起的“熱斑”、流動結(jié)構(gòu)相互干擾誘導(dǎo)的流場非定常脈動等相關(guān)問題。

3 結(jié) 論

通過鈍頭體頭部安裝減阻桿的高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究,可以歸納得到的結(jié)論為:

(1)減阻桿前伸穿透鈍體端頭脫體弓形激波生成斜激波的流場重構(gòu),主導(dǎo)著鈍頭體阻力減小的明顯變化。加減阻桿的最大減阻率可達(dá)到60%以上。

(2)帶減阻桿鈍頭體的高超聲速流場結(jié)構(gòu)對桿長、盤徑,乃至迎角都較為敏感,因而產(chǎn)生不同的減阻效果。在與球頭直徑一定比例的范圍內(nèi),在小迎角區(qū)域,減阻桿越長、頂端圓盤越大,減阻效果越明顯;但隨減阻桿長度和頂盤半徑等物形參數(shù)的變化,減阻效果會出現(xiàn)飽和趨勢。

(3)減阻桿也會衍生出一系列不利的氣動問題。諸如氣動穩(wěn)定性弱化、局部“熱斑”、流場非定常脈動等問題,有待于深入探討。因此,減阻桿的實(shí)際工程應(yīng)用中需要反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì),以保證綜合性能的提高。

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姜 維(1978-),女,黑龍江依安人,工程師,主要從事高超聲速實(shí)驗(yàn)技術(shù)及應(yīng)用研究。通訊地址:北京7201信箱14分箱(100074);電話:13651250100,(010)88532880;E-mail:jiangwei701@126.com

Investigations on aerodynamics of the spike-tipped hypersonic vehicles

JIANG Wei1,2,YANG Yun-jun2,CHEN He-wu2
(1.College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China;2.China Academy of Aerospace Aerodynamics,Beijing 100074,China)

In this paper,aerodynamics of the spike-tipped vehicles has been investigated utilizing hypersonic wind tunnel experiment to analyze rules of drag reduction.The results indicate that the drag of hypersonic vehicle is reduced sharply with a spike which changes flow structure.The maximum of drag reduction is higher than 60%.Drag reduction is tightly releated to angle of attack and the configurations of spike.However,the spike-tipped vehicle will bring about some disadvantages such as weak stability,heat spot and unsteady flow fluctuation.

hypersonic flow;wind tunnel test;blunt body vehicle;drag-reduction spike;bow shock wave

V211.73

A

1672-9897(2011)06-0028-06

2011-01-21;

2011-06-13

國家自然科學(xué)基金重大研究計(jì)劃資助項(xiàng)目(90916001)

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