趙俊波，沈清

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

升力體布局飛行器偏航氣動(dòng)增穩(wěn)方法研究

趙俊波*，沈清

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

針對(duì)升力體飛行器偏航弱穩(wěn)定性問題，提出了一種基于當(dāng)?shù)貍?cè)向流動(dòng)膨脹/壓縮原理的偏航氣動(dòng)增穩(wěn)方法。通過對(duì)升力體后體側(cè)緣進(jìn)行曲線切削，造成切削表面流動(dòng)先膨脹后壓縮的氣動(dòng)效應(yīng)，從而使得側(cè)向氣動(dòng)力后移，以此實(shí)現(xiàn)航向壓心后移、偏航靜穩(wěn)定性提高的目的。采用數(shù)值方法對(duì)單錐升力體布局進(jìn)行了方法驗(yàn)證，算例表明較小的側(cè)面切削可以大幅提高中小攻角狀態(tài)偏航靜穩(wěn)定性，但也同時(shí)會(huì)不同程度地降低飛行器縱向靜穩(wěn)定性、升阻比以及橫側(cè)靜穩(wěn)定性。本方法在改善升力體布局航向靜穩(wěn)定性的同時(shí)，具有不帶來航向附加氣動(dòng)安定面的優(yōu)點(diǎn)，可引入相關(guān)布局設(shè)計(jì)優(yōu)化之中。

升力體;偏航穩(wěn)定性;氣動(dòng)增穩(wěn);切削

0 引言

升力體概念最早源于航空領(lǐng)域，由美國著名飛機(jī)設(shè)計(jì)師Vincent Burnelli在20世紀(jì)20年代提出，其目的是充分提高航空飛行器的有效容積，并由機(jī)身所產(chǎn)生的升力彌補(bǔ)小展弦比機(jī)翼造成的升力損失［1-3］。在1958年3月的NACA會(huì)議上，圍繞航天再入飛行器布局形式選擇問題，文獻(xiàn)［4］作者極力建議升力體外形，從此進(jìn)入航天飛行器領(lǐng)域。由于升力體布局沒有機(jī)翼或具有很小的翼面，主要依靠其機(jī)身來產(chǎn)生飛行所需的升力，其底面一般較為平緩，上表面隆起，使得升力體具有很高的容積特性;同時(shí)由于結(jié)構(gòu)簡單、機(jī)身鈍度較大，極大降低了飛行器防熱難度和熱防護(hù)系統(tǒng)附加質(zhì)量。因此，升力體布局逐漸成為天地往返運(yùn)輸及再入機(jī)動(dòng)打擊飛行器的重要選擇。

由于升力體布局面對(duì)稱特征，其偏航通道穩(wěn)定性相對(duì)較弱，而且隨馬赫數(shù)及攻角的增大，偏航穩(wěn)定性降低明顯，因此保證足夠的偏航穩(wěn)定性是升力體布局氣動(dòng)設(shè)計(jì)的重要工作。為滿足飛行器穩(wěn)定性及飛行控制需求，升力體飛行器一般采用兩種途徑:一種是不改變布局曲面外形，通過安裝縱向及橫航向安定及控制舵面。如X-33彈體兩側(cè)安裝了20°偏角的斜置尾翼，同時(shí)改善俯仰和偏航通道的穩(wěn)定及控制特性［5］;另外一種是對(duì)升力體機(jī)身進(jìn)行平面切削，如歐盟IXV項(xiàng)目驗(yàn)證飛行器［6］、俄羅斯“快船”返回艙方案［7］等采用底部平面，即便于體襟翼的布置，又能夠使飛行器獲得一定的自配平攻角;又如文獻(xiàn)［8-9］等對(duì)再入飛行器布局研究中，將后段側(cè)切，以方便安裝俯仰控制舵面。工程經(jīng)驗(yàn)說明，對(duì)于升力體而言，較少的外露氣動(dòng)舵面能夠大幅降低飛行器結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)彈性/氣動(dòng)熱彈性等問題嚴(yán)重性［10-14］。因此，工程上更多希望采用第二種方案，即通過表面外形改變來調(diào)整飛行器氣動(dòng)特性。

針對(duì)升力體飛行器偏航穩(wěn)定性較弱的問題，本文提出了一種基于當(dāng)?shù)貧饬髋蛎?壓縮原理的偏航氣動(dòng)增穩(wěn)方法。具體方法是通過對(duì)升力體后體側(cè)緣進(jìn)行曲線切削，造成切削面當(dāng)?shù)貧饬飨扰蛎浐髩嚎s的氣動(dòng)效應(yīng)，以此調(diào)整切削面表面壓力分布，使側(cè)向主受力面壓力先降低后升高，最終實(shí)現(xiàn)航向壓心后移、偏航靜穩(wěn)定性提高的目的。文中單錐升力體布局算例表明，程度較小的側(cè)切范圍可以大幅提高中小攻角狀態(tài)偏航靜穩(wěn)定性，且本方法不帶來附加氣動(dòng)安定舵面。文中亦對(duì)該方法對(duì)其它氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了分析。

1 方法原理

偏航靜穩(wěn)定性是指偏航方向受到側(cè)向擾流情況下，飛行器自主恢復(fù)能力。其不僅表征飛行器偏航通道的氣動(dòng)恢復(fù)特性，也對(duì)飛行品質(zhì)有著重要影響。在高超聲速中小攻角狀態(tài)下，飛行器側(cè)面受力狀況仍然以側(cè)向流動(dòng)決定，而側(cè)面壓力分布則決定了側(cè)向力及偏航力矩，同時(shí)也決定其航向壓心位置。飛行器側(cè)面高壓區(qū)越靠后，其壓心隨之后移，靜穩(wěn)定性越強(qiáng)。因此，通過對(duì)彈體側(cè)面局部進(jìn)行曲線形式切削，使切削區(qū)域前段處于膨脹流，而使其后段處于壓縮流場，由此達(dá)到航向壓心后移、提高偏航靜穩(wěn)定性的作用。

圖1給出了單錐升力體側(cè)面二維曲線，虛線為側(cè)面圓弧切削造成膨脹/壓縮效應(yīng)的外形示意圖。圖2給出了高超聲速飛行狀態(tài)存在側(cè)滑角情況下的壓力系數(shù)對(duì)比曲線，該曲線是由二維無粘數(shù)值計(jì)算獲得的。由圖2可看出曲線切削引起后段的膨脹/壓縮效應(yīng)明顯，高壓區(qū)明顯后移。圖3則給出了對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)分布云圖及典型位置壓力系數(shù)值。由圖3可見，經(jīng)過頭激波壓縮后的流動(dòng)在切削部位產(chǎn)生膨脹波，飛行器表面壓力迅速降低，隨后形成壓力穩(wěn)定區(qū)域;隨著流動(dòng)向后體發(fā)展，切削面又引起了流動(dòng)壓縮效應(yīng)，形成了一系列弱的斜激波，導(dǎo)致升力體表面壓力迅速上升。當(dāng)然，具體膨脹/壓縮的產(chǎn)生區(qū)域、影響效應(yīng)等均與飛行器具體外形方案以及飛行狀態(tài)相關(guān)。綜上所述，本文方法原理是可行的。

圖1 側(cè)面切削方案Fig.1 Side cutting scheme

圖2 膨脹/壓縮效應(yīng)Fig.2 Expanding-com p ressing effect

圖3 壓力系數(shù)云圖Fig.3 Pressure coefficient contour

2 方法驗(yàn)證

2.1 模型

模型為單錐升力體外形，橫截面為菱形，上下表面及側(cè)緣導(dǎo)圓。模型全長為4000 mm。圖4給出了三維模型及頭部半徑、底部上下表面半徑、側(cè)緣半徑等主要尺寸等。

圖4 驗(yàn)證模型(單位:mm)Fig.4 Validation model(unit:mm)

切削位置靠后時(shí)對(duì)偏航氣動(dòng)特性影響更加明顯，因此切削采用RS=5700 mm，在距頭部2050 mm處切削。為降低切削曲線形式對(duì)飛行器構(gòu)型的影響，在此取切削圓弧與飛行器側(cè)緣交點(diǎn)切線的與中心軸線平行。同時(shí)，為保證后體壓縮效應(yīng)，模型底部亦被小范圍切削，見圖5。整體而言，側(cè)面切削面的面積相對(duì)較小，切削面總面積僅占飛行器側(cè)面投影總面積的14%。

圖5 切削效果Fig.5 Cutting effect

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算所用控制方程為雷諾平均N-S方程，采用二階Roe格式，用四步龍格-庫塔方法進(jìn)行顯式時(shí)間推進(jìn);湍流模型采用Spalart-Allmaras模型;用代數(shù)方法生成不含底部的一體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。由于數(shù)值計(jì)算不包含模型底部，因此采用文獻(xiàn)［15］所給方法對(duì)獲得的氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行底阻修正。

計(jì)算狀態(tài)設(shè)定為馬赫數(shù)Ma=6、攻角α=0°～30°、側(cè)滑角β=0°、5°，飛行高度取H=25 km。參考面積和參考長度為底面積與彈體全長，力矩參考點(diǎn)為模型頭部頂點(diǎn)。下文分析中，橫航向力、力矩及其導(dǎo)數(shù)為側(cè)滑角β=5°狀態(tài)得出。

2.3 結(jié)果與分析

圖6給出本文方法對(duì)航向壓心的影響。由圖可見，通過后體局部曲線切削以構(gòu)造膨脹/壓縮過程的方法對(duì)航向壓心影響明顯。航向壓心顯著后移，偏航穩(wěn)定性得到有效提高。具體而言，在攻角α=10°狀態(tài)，航向壓心后移幅度最大，較切削前外形航向壓心后移約9.6%。

圖6 航向壓心對(duì)比Fig.6 Contrast of directional pressure center

圖7給出在α=5°、β=5°狀態(tài)下，模型切削前后的側(cè)向中心線位置的表面壓力分布對(duì)比曲線。由圖7可見，本算例中較小幅度的曲線切削引起了顯著的流動(dòng)膨脹/壓縮效應(yīng)。同時(shí)迎風(fēng)(W:Windward)與背風(fēng)(L:Leeward)兩側(cè)壓力差積分即為側(cè)向受力，可以看出側(cè)向高壓區(qū)顯著后移。

圖7 側(cè)面壓力系數(shù)對(duì)比Fig.7 Contrast of side pressure coefficient

由圖6可以同時(shí)看出，隨著攻角增大，本文切削方法對(duì)偏航力矩改善效果逐漸減弱。這主要是由于在中小攻角狀態(tài)下，側(cè)滑飛行器迎風(fēng)的側(cè)面主要由側(cè)向來流所主導(dǎo)，切削面經(jīng)膨脹后的壓縮效應(yīng)顯著;而隨著攻角的逐步增大，下表面壓縮效應(yīng)增強(qiáng)，其向上表面的膨脹流動(dòng)效應(yīng)也逐步增強(qiáng)，因此減弱了側(cè)向流動(dòng)的壓縮效應(yīng)。圖8給出了距彈頭3.8 m位置截面，側(cè)滑角β=5°、α=5°和α=30°狀態(tài)下，側(cè)滑迎風(fēng)表面附近的壓力系數(shù)云圖?？梢钥闯?，在相對(duì)較小攻角下，側(cè)流在切削面前方產(chǎn)生了類似正激波，而在較大攻角下，該壓縮波消失，來自下表面的流動(dòng)在側(cè)面產(chǎn)生了膨脹效應(yīng)，減弱了側(cè)面切削的整體壓縮效應(yīng)。

圖8 側(cè)面壓力系數(shù)云圖Fig.8 Contour of side pressure coefficient

由于側(cè)向切削使側(cè)面形成側(cè)向迎風(fēng)平面，因此側(cè)向力和偏航力矩都相應(yīng)增大。圖9給出模型切削導(dǎo)致側(cè)向力和偏航力矩的增大百分比。可以看出，盡管偏航力矩和側(cè)向力都同時(shí)增大，但切削引起的膨脹/壓縮效應(yīng)導(dǎo)致的偏航力矩增大比例高于側(cè)向力增大比例;而在攻角α＞5°以后，偏航力矩降低比例小于側(cè)向力，因此最終在所有攻角范圍內(nèi)導(dǎo)致航向壓心后移。

圖9 偏航力矩和側(cè)向力變化Fig.9 Variety of directional moment and side force

本算例后體側(cè)向切削導(dǎo)致飛行器水平投影面積減少11%。由于切削引起后體升力水平投影面積以及后體后掠角度減小，而構(gòu)造的側(cè)向壓縮區(qū)也會(huì)引起軸向力增大，因此對(duì)縱向氣動(dòng)特性以及橫側(cè)特性也有影響。首先，后體切削引起縱向壓心前移，俯仰穩(wěn)定性降低。如圖10所示，本文切削方案使縱向壓心前移接近3%;其次，由于軸向力增大，法向力減小，因此升阻比也有所降低。在最大升阻比攻角α=10°，升阻比降低了5%，如圖11所示;再次，如圖12所示，由于側(cè)面切削造成飛行器后掠角減小，因此相應(yīng)的橫側(cè)向穩(wěn)定性也降低。偏航穩(wěn)定性的提高以及橫側(cè)向穩(wěn)定性的適度降低，能夠適度改善飛行器滾擺比特性，減弱飛行器發(fā)生荷蘭滾或飄擺不穩(wěn)定趨勢。與此同時(shí)，橫側(cè)向穩(wěn)定性的降低也有利于提高飛行器BTT轉(zhuǎn)彎控制效率。

圖10 縱向壓心Fig.10 Longitudinal pressure center

圖11 升阻比Fig.11 Curve of lift to drag

圖12 橫側(cè)穩(wěn)定性系數(shù)Fig.12 Lateral stability coefficient

圖13給出了橫航向耦合的穩(wěn)定性參數(shù)CnβDYN，該參數(shù)也代表了飛行器荷蘭滾模態(tài)頻率特性。由圖13可見，由于側(cè)面切削提高了飛行器航向穩(wěn)定性，而橫側(cè)向穩(wěn)定性相對(duì)降低，因此在α＜15°狀態(tài)下，切削方案橫航向穩(wěn)定性高于原始方案;但當(dāng)大于此攻角后，原始方案相對(duì)較高的橫側(cè)向穩(wěn)定性對(duì)橫航向的增益效應(yīng)顯現(xiàn)，因此原始方案的橫航向穩(wěn)定性相對(duì)較強(qiáng)。

綜上所述，以上基于膨脹/壓縮的局部曲線切削方法，能夠大幅改善升力體飛行器偏航穩(wěn)定特性，但同時(shí)對(duì)縱向以及橫側(cè)向特性也有影響。因此，在具體使用本文方法改善飛行器偏航穩(wěn)定性時(shí)，應(yīng)結(jié)合總體指標(biāo)要求，選擇最優(yōu)或較優(yōu)方案，以滿足各項(xiàng)指標(biāo)要求。

圖13 橫航向穩(wěn)定性系數(shù)Fig.13 Lateral-directional stability coefficient

3 結(jié)論

為改善升力體飛行器偏航靜穩(wěn)定特性，同時(shí)降低附加偏航氣動(dòng)安定面帶來的工程實(shí)現(xiàn)難度，本文從飛行器表面流動(dòng)特征出發(fā)，提出了對(duì)后體側(cè)面進(jìn)行曲線形式切削，構(gòu)造膨脹/壓縮流動(dòng)過程區(qū)域，以實(shí)現(xiàn)后體高壓區(qū)后移從而提高偏航穩(wěn)定性的氣動(dòng)增穩(wěn)方法。通過算例分析表明，該方法能夠在較小程度改變彈體外形以及不增加任何橫航向空氣舵面的基礎(chǔ)上，在中小攻角范圍內(nèi)大幅提高飛行器偏航穩(wěn)定性，但隨攻角進(jìn)一步增大，改善效果減弱。對(duì)縱向及橫側(cè)向特性分析顯示，后體側(cè)面膨脹/壓縮區(qū)域的構(gòu)造，會(huì)引起俯仰靜穩(wěn)定性、升阻比及橫側(cè)靜穩(wěn)定性的不同程度降低。因此，使用該方法應(yīng)全面考慮各項(xiàng)總體指標(biāo)，選取最優(yōu)或較優(yōu)方案。本文偏航氣動(dòng)增穩(wěn)方法原理清晰，實(shí)現(xiàn)簡單，是工程設(shè)計(jì)可選方案之一。

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Directional stability augmentation method for a lifting body configuration

Zhao Junbo*，Shen Qing
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

Lifting body configuration generally has weaker directional stability，hence an aerodynamic stability augmentation method is presented.In this method，the after-body’s side edges were cut to curved form，making the surface flow from expanding to compressing，the side aerodynamic force was drawn back，and the directional pressure center was drawn back simultaneously so the directional static stability was improved.In this paper，one single cone lifting body configuration was analyzed by this method，and the computational fluid dynamics method was applied in the analysis work.The analysis results showed that less cutting scope could improve the directional static stability remarkably under the moderate attack angle，but the longitude static stability，the lift to drag ratio and the lateral static stability would decrease for different levels in the same time.The main reason was that the compressing effect was decreased for the expanding effect on the side face，and the expanding effect was produced by the upwards flow coming from downside.In this paper，the lateral-directional stability influence by the side edge cutting was presented too.This method improves the directional static stability without any further directional stable rudder，it may become one of the choices for those correlative configuration design and optimization.

lifting body;directional stability;aerodynamic stability augmentation;cutting

V211.3;V212.12

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0010

0258-1825(2016)03-0322-05

2015-01-27;

2015-03-12

國家安全重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目(613272)

趙俊波*(1979-)，男，河北石家莊人，博士，高級(jí)工程師，研究方向:空氣動(dòng)力學(xué)與飛行力學(xué).E-mail:zjbo503@sina.com

趙俊波，沈清.升力體布局飛行器偏航氣動(dòng)增穩(wěn)方法研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):322-326.

10.7638/kqdlxxb-2015.0010 Zhao J B，Shen Q.Directional stability augmentation method for a lifting body configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):322-326.