封貝貝, 陳大融, 汪家道, 楊星團

(1.清華大學(xué) 先進反應(yīng)堆工程與安全教育部重點實驗室, 北京 100084;2.清華大學(xué) 摩擦學(xué)國家重點實驗室, 北京 100084)

頭部形狀對超聲速飛行器力學(xué)性能影響分析

封貝貝1, 陳大融2, 汪家道2, 楊星團1

(1.清華大學(xué) 先進反應(yīng)堆工程與安全教育部重點實驗室, 北京 100084;2.清華大學(xué) 摩擦學(xué)國家重點實驗室, 北京 100084)

飛行器超聲速飛行時,頭部會產(chǎn)生強烈激波及激波阻力,對飛行器力學(xué)性能產(chǎn)生較大影響,阻礙飛行器提高飛行速度和增大飛行距離,產(chǎn)生額外能源消耗。系統(tǒng)研究頭部形狀對超聲速飛行器力學(xué)性能的影響,采用5種不同的頭部形狀研究了超聲速飛行器在Ma=2.0和Ma=4.0飛行時的力學(xué)性能,以及激波阻力和特性。試驗結(jié)果表明:通過頭部形狀優(yōu)化設(shè)計,可顯著降低激波阻力;彈頭長寬比是影響飛行器力學(xué)性能最顯著的因素,母線形狀次之。通過風(fēng)洞紋影系統(tǒng)分析了頭部形狀對激波角及激波阻力的影響,結(jié)果表明,激波角越小,激波阻力越小。

飛行力學(xué); 形狀優(yōu)化; 減阻; 超聲速飛行器; 風(fēng)洞試驗

引言

飛行器超聲速飛行時,阻力主要來源于激波阻力、壁面摩擦阻力以及壓力差造成的壓差阻力[1]。當(dāng)Ma=1.0～2.5時,激波阻力約占總阻力的70%～80%;當(dāng)Ma>2.5時,激波阻力略有下降,但仍是氣動阻力的主要組成部分[2]。因此,降低超聲速飛行器的激波阻力,對減小飛行器的飛行阻力、節(jié)約能源、提高飛行器最大飛行速度和最遠飛行距離尤為重要。

目前,通常采用加熱激波層,或者對飛行器頭部流場進行重構(gòu),以減小激波阻力[3-7]。尤其是氣動支桿和逆向射流技術(shù),通過增加弓形激波的脫體距離,變弓形激波為錐形激波,在鈍頭體前面形成低壓回流區(qū),可顯著減小激波阻力[8-11]。然而,上述減小激波阻力的技術(shù)在工程中應(yīng)用時,需要在超聲速飛行器上添加額外復(fù)雜的系統(tǒng),一定程度地限制了工程應(yīng)用。通過控制飛行器頭部形狀,改變激波作用力的方向,可顯著降低超聲速飛行器的激波阻力,且具有良好的工程適用性。因此,2010年升空的超聲速空天飛機驗證機X-51A,對頭部形狀進行了優(yōu)化,采用乘波體構(gòu)型使飛行器在大氣中以高超聲速的速度穿過空氣時,尖銳頭部使激波系產(chǎn)生的所有壓力直接作用于機體下方以提供升力,大大降低了飛行器超聲速飛行時的激波阻力。

本文研究超聲速飛行器頭部形狀對力學(xué)性能的影響,針對5種不同形狀彈頭進行風(fēng)洞試驗,對Ma=2.0和Ma=4.0時的力學(xué)性能及激波特性進行分析。

1 試驗設(shè)備

采用FD06風(fēng)洞對亞聲速飛行器壁面溝槽的減阻性能進行測試。FD06風(fēng)洞是暫沖式(指工作時間是短暫的、不是連續(xù)的)、半回流亞超聲速風(fēng)洞,試驗段截面尺寸0.6 m×0.6 m,長度1.575 m?？缏曀僭囼灂r,經(jīng)聲速噴管,通過改變前室壓力來得到不同的馬赫數(shù)(Ma=0.4～1.2);超聲速試驗時,通過更換噴管塊得到不同的馬赫數(shù)(Ma=1.5～4.5)。圖1所示為FD06風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖。

圖1 FD06風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖

通過六分力天平測量風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛠喡曀亠w行時的壁面摩擦阻力,如圖2所示。六分力天平通過1∶5錐孔與試驗?zāi)Ｐ拖噙B,試驗段多孔壁內(nèi)布置壓力傳感器測量風(fēng)洞壓力。在試驗?zāi)Ｐ臀膊壳粌?nèi)距末端5 mm處布置壓力傳感器,以測量試驗?zāi)Ｐ偷撞繅毫Φ拇笮　?/p>

圖2 試驗示意圖

2 試驗?zāi)Ｐ秃驮囼灄l件

2.1 模型結(jié)構(gòu)

試驗?zāi)Ｐ陀稍囼灦巍⑦B接件和彈頭組成,如圖3所示。彈身(試驗段)分為前段和后段,通過螺紋連接。彈身后段內(nèi)孔為1∶5錐孔,與六分力天平相連接。

圖3 模型結(jié)構(gòu)示意圖

2.2 頭部形狀曲線

本文選用5種不同的彈頭形狀曲線設(shè)計彈頭,根據(jù)試驗?zāi)Ｐ统叽缫?對5種不同形狀彈頭作如下設(shè)計:

(1)1#彈頭

(1)

(2)2#彈頭

(2)

(3)3#彈頭

(3)

(4)4#彈頭

y=-17-x/17.9-1

(4)

圖4為以上4種不同彈頭曲線形狀。

(5)5#彈頭

5#彈頭長寬比為7∶2,直徑和母線夾角為81.9°,彈身母線為直線。

圖4 彈頭曲線形狀

2.3 試驗條件

試驗在FD06風(fēng)洞中進行,試驗?zāi)Ｐ偷淖枞刃∮?%。由于試驗?zāi)Ｐ统叽缦鄬︼L(fēng)洞橫截面積較小,因此,相同流速時,彈頭形狀對風(fēng)洞流場品質(zhì)的影響忽略不計,認(rèn)為同一馬赫數(shù)下試驗?zāi)Ｐ吞幱谙嗤脑囼灄l件。Ma=2.0時,流場Re=2.48×107,動壓q=66 208.3 Pa;Ma=4.0時,流場Re=2.79×107,動壓q=41 221.3 Pa。

通過六分力天平測量試驗?zāi)Ｐ蛒,y,z方向的力和力矩。

3 試驗結(jié)果分析與討論

3.1 來流馬赫數(shù)對模型飛行力學(xué)性能的影響

前體軸向力(Fx)是評定試驗?zāi)Ｐ褪芰Υ笮〉闹饕獏⒘?。前體軸向力隨馬赫數(shù)的變化情況如圖5所示。

圖5 前體軸向力隨馬赫數(shù)變化圖

在Ma=0～1.0時,Fx主要包括壁面摩擦阻力和壓差阻力。對于外形優(yōu)化過的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?壁面摩擦阻力是Fx的主要組成部分。在Ma=0.4～0.9時,Fx由1.67 N增大為4.39 N,其主要原因是壁面摩擦阻力增加。

在Ma=1.0～2.5時,由于激波的出現(xiàn),隨之帶來激波阻力,Fx在此速度段急劇升高。如Ma=1.0時,Fx=6.56 N;Ma=1.5時,Fx=26.93 N;同時,因為激波的出現(xiàn),流場紊亂;此時,壁面摩擦阻力對Fx的影響較小。

在Ma>2.5時,Fx主要包括壁面摩擦阻力、壓差阻力和激波阻力。突破音障后,隨著馬赫數(shù)的增大,激波阻力呈下降趨勢,因此Fx隨馬赫數(shù)的升高呈下降趨勢。如Ma=2.5時,Fx=28 N;Ma=4.0時,Fx=16.61 N。據(jù)估計,此速度段激波阻力約占Fx的70%～80%。

Ma=2.0和Ma=4.0時,頭部形狀對Fx的影響反映其對激波阻力的影響。此時,激波阻力是Fx的主要組成部分,頭部形狀對Fx的影響反映了對激波阻力的影響。

3.2 彈頭形狀對模型飛行力學(xué)性能的影響

超聲速飛行時,頭部形狀對飛行器前體軸向力(激波阻力)的影響如圖6所示。

圖6 試驗?zāi)Ｐ蜏y力

Ma=2.0時,1#～5#曲線形狀彈頭所受的Fx分別為:15.29 N,15.83 N,18.62 N,28.41 N,14.46 N。Ma=4.0時,1#～5#曲線形狀彈頭所受的Fx分別為:6.73 N,7.06 N,8.85 N,16.61 N,5.24 N。彈頭形狀對試樣激波阻力的影響顯著。細長彈頭在Ma=2.0和Ma=4.0時,可大幅度減小激波阻力。在鈍彈頭前端形成強烈的正激波,被認(rèn)為是4#彈頭Fx最大的主要原因。

以4#彈頭為標(biāo)準(zhǔn)試樣,表1所示為其余各彈頭前體軸向力減阻率情況。

表1 Ma=2.0和Ma=4.0時彈頭減阻率情況

從表1中可以看出,最為細長的5#彈頭在Ma=2.0和Ma=4.0時,具有最大的減阻率;彈頭形狀在Ma=2.0和Ma=4.0時,對激波阻力的影響呈現(xiàn)出相同規(guī)律,即Ma=2.0時,激波阻力減阻效果顯著的彈頭,在Ma=4.0時也具有最佳的減阻效果。

試驗結(jié)果表明:彈頭長寬比是影響激波阻力最關(guān)鍵的因素;頭部形狀母線對激波阻力亦有一定的影響。

3.3 彈頭形狀對激波夾角及力學(xué)特性的影響

激波面與試樣軸線夾角可用來衡量彈頭形狀對激波特性的影響。通過紋影測量系統(tǒng)測量激波紋影,結(jié)果如圖7所示。可以看出,在模型頭部形成兩道激波面,其波面和運動方向成一定的斜角,激波依附在物體的尖端上。

圖7 激波角測量

表2所示為飛行器超聲速飛行時,5種不同彈頭形狀的激波角?？梢钥闯?激波角與激波阻力相關(guān),激波角越小,則激波阻力越小。對比4#彈頭,Ma=2.0時,1#彈頭激波角由41°降低為35°;Fx由28.41 N下降為15.29 N,減阻率為46.1%。

表2 Ma=2.0和Ma=4.0時各彈頭激波角

4 結(jié)束語

本文研究頭部形狀對超聲速飛行器力學(xué)性能的影響,對超聲速飛行器頭部形狀進行減阻優(yōu)化設(shè)計。試驗結(jié)果表明,頭部形狀顯著影響激波阻力的大小;頭部長寬比是影響激波阻力最顯著的因素;激波角與激波阻力呈一一對應(yīng)關(guān)系,激波角越小,則激波阻力越小。

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(編輯：崔立峰)

Affectofheadshapeonflightdynamicsofsupersonicvehicles

FENG Bei-bei1, CHEN Da-rong2, WANG Jia-dao2, YANG Xing-tuan1

(1.Key Laboratory of Advanced Reactor Engineering and Safety of Ministry of Education of China, Tsinghua University, Beijing 100084, China;2.State Key Laboratory of Tribology, Tsinghua University, Beijing 100084, China)

For supersonic vehicles,strong shock wave and shock drag would be induced in the head of vehicles which worked on the flight dynamics and hindered maximum voyage and cruising speed. To improve the mechanical properties of supersonic vehicles, we analyzed the influence of five different heads on characteristics of shock wave atMa=2.0 andMa=4.0 through FD06 wind tunnel. Result shows that: maximum drag reduction is achieved through optimization of heads. Length to width ratio of vehicle head is the most important factor on shock wave drag; secondly, shape of generatrix will also affect wave drag. Shock wave angles of five different heads were tested through wind tunnel schlieren system and result indicates that: wave drag reduction will decrease along with reduction of shock wave angle.

flight dynamics; shape optimization; drag reduction; supersonic vehicle; wind experiment

V211.7

A

1002-0853(2012)06-0537-04

2012-02-15;

2012-08-01; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間:2012-11-23 14∶01

國家自然科學(xué)基金創(chuàng)新群體基金資助(51021064)；國家自然科學(xué)基金青年科學(xué)基金資助(51105223)

封貝貝(1985-)，男，江蘇徐州人，助理研究員，博士研究生，從事熱工水力學(xué)研究。