劉深深,解 靜,馮 毅,唐 偉,桂業(yè)偉

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川 綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所,四川 綿陽 621000;3.中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心,北京 100076)

一種仿HX扁平面對稱類升力體布局氣動特性分析

劉深深1,2,*,解 靜3,馮 毅2,唐 偉2,桂業(yè)偉2

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川 綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所,四川 綿陽 621000;3.中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心,北京 100076)

為解決HTV-2飛行器存在的橫側(cè)向穩(wěn)定性問題，采用二次曲線方法及CST方法，提出了一種對HTV-2外形進行改進的仿HX氣動模型，并對二者氣動特性進行了綜合對比分析。重點探究了仿HX外形在橫側(cè)向穩(wěn)定性方面相比于HTV-2的改進，同時對仿HX飛行器兩側(cè)小翼采用正交設(shè)計進行了關(guān)鍵氣動布局參數(shù)分析，并對尾部控制舵進行了匹配設(shè)計。結(jié)果表明，HX外形在保持HTV-2外形高升阻比特性的同時，能夠顯著地增強偏航方向的穩(wěn)定性，改進效果主要與兩側(cè)小翼翼高及面積呈正相關(guān)，在小安裝角度下對安裝角度變化不敏感。同時經(jīng)過質(zhì)心與控制舵匹配設(shè)計，該方案具備較高的控制效率和合理的配平攻角范圍。

類HX；高超聲速飛行器；氣動布局；概念設(shè)計

0 引 言

高超聲速飛行器HX(Hypersonic X-plane)是美國“一體化高超聲速(Integrated Hypersonics,IH)”計劃的技術(shù)集成驗證機。IH計劃的目的是探索、發(fā)展和試驗下一代具有高度機動性的助推滑翔式高超聲速飛行器技術(shù)，實現(xiàn)飛行范圍覆蓋全球、Ma=20 及以上高超聲速飛行的能力，用于執(zhí)行全球范圍內(nèi)的國家安全任務(wù)。按照2012年發(fā)布的IH計劃公告草案發(fā)展路線圖，美國將首先對現(xiàn)有的高超聲速試驗飛行器進行全尺寸基礎(chǔ)測試，之后進行一系列的縮比飛行試驗，最終進行HX的全尺寸飛行試驗。

高超聲速飛行器的發(fā)展歷程經(jīng)歷了軸對稱錐體彈道再入飛行器到雙錐體先進機動再入飛行器再到有翼錐體概念飛行器的發(fā)展歷程，而為了能夠在大氣層內(nèi)實現(xiàn)全球范圍的高超聲速機動飛行，需要采用氣動效率更高的非對稱升力體外形[1-4]，以HTV-2為典型代表，這些外形通常采用扁平面對稱類升力體或者翼身融合體布局，具備尖前緣和頭部以及更大的機翼后掠角。HTV-2的氣動布局特點導(dǎo)致其橫側(cè)向穩(wěn)定性先天不足[5-6]，因此進行的兩次飛行試驗均以失敗而告終。而HX飛行器演示計劃旨在改進HTV-2存在的問題。HX飛行器以HTV-2為基礎(chǔ)，考慮HTV-2方向穩(wěn)定性較低的缺點，兩側(cè)增加了小翼來獲得更加魯棒的氣動控制和能量管理性能。作為IH計劃的綜合演示驗證平臺，HX飛行器主要考慮的技術(shù)指標包括：高超聲速狀態(tài)下持續(xù)飛行2 h，縱向飛行距離大于37000 km，橫向航程大于18500 km；陸基或空基發(fā)射均可，小型化，可采用中型運載火箭發(fā)射，同時可進行空中回收等。

本文參考HX 外形，生成了一種仿HX的扁平面對稱類升力體氣動外形，將其與原始仿HTV-2外形進行了氣動特性對比分析，重點探究了HX相較于HTV-2外形的改變對升阻比、橫側(cè)向穩(wěn)定性等帶來的影響，考察了氣動布局的改變是否在保持原有高升力性能的基礎(chǔ)上有效改善了HTV-2存在的橫側(cè)向穩(wěn)定性問題。同時對參照HX生成外形的兩側(cè)小翼進行了關(guān)鍵氣動布局參數(shù)分析，并對其尾部控制舵進行了匹配設(shè)計。

1 氣動布局

HTV-2布局采用的是乘波體加升力體的布局形式[4]。氣動操縱采用兩個后緣擴張式控制舵和RCS復(fù)合控制。HX布局在HTV-2高升阻比外形基礎(chǔ)上增加了兩側(cè)小翼以起到橫向安定面的作用，同時保留了尾部底側(cè)兩個控制舵，用于攻角控制和減速，并通過差動進行滾轉(zhuǎn)和偏航的控制。本文利用二次曲線[7-9]及基于類型和形狀函數(shù)的CST方法[10-15]，生成了如圖1所示的仿HX扁平面對稱類飛行器氣動外形。上下表面控制線采用二次曲線生成，以保證飛行器不同部位曲線斜率一致從而足夠光滑，橫截面形狀主要通過調(diào)整類型函數(shù)和形狀函數(shù)的控制系數(shù)來生成。同時為了將HX外形氣動特性與HTV-2進行分析，在該外形基礎(chǔ)上去除兩側(cè)小翼，生成了仿HTV-2對比計算模型外形。

2 氣動特性分析

進行氣動特性計算時，主要采用了修正的內(nèi)附牛頓理論，背風(fēng)面修正采用了Prandtl-Meyer公式[16-17]，該類方法已經(jīng)在高超聲速飛行器計算中得到了廣泛應(yīng)用，其精度基本滿足方案論證和設(shè)計階段的精度要求。為考察仿HX模型及不帶小翼的仿HTV-2外形的升阻比特性，圖2給出了仿HX(小翼安裝角與垂直平面夾角為10°)與仿HTV-2模型外形40km高度無舵偏時Ma=5、10、20，側(cè)滑角為0°狀態(tài)下的升阻比隨攻角變化規(guī)律。從圖2中可以看出，兩種外形升阻比隨攻角的變化規(guī)律基本一致：Ma=5時最大升阻比對應(yīng)攻角為10°～12°；Ma=10時，最大升阻比對應(yīng)攻角為7°～9°；Ma=20時最大升阻比對應(yīng)攻角為6°～8°。兩側(cè)小翼的增加使得仿HX升力體外形升阻比較仿HTV-2外形略微減少，這主要是由于增加小翼帶來了飛行器外形阻力的增加，總體來看仿HX生成的外形依舊保持了較好的高升阻比性能。

圖3給出了仿HX及HTV-2外形在無舵偏無側(cè)滑狀態(tài)下壓心系數(shù)隨攻角的變化情況。從圖3中可以看出，仿HX外形壓心較仿HTV-2外形的壓心靠前，但變化規(guī)律基本保持一致。壓心位置確定后，質(zhì)心位置的設(shè)計決定了飛行器的配平特性。由于仿HX與HTV-2外形都是以高升力特性為主的飛行器，因而飛行過程中攻角應(yīng)穩(wěn)定地配平在最大升阻比附近。根據(jù)圖3的結(jié)果，選取質(zhì)心位置為0.605、0.610、0.615、0.620、0.625，考察了兩種外形在40 km高度下Ma=10時的俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化規(guī)律，結(jié)果見圖4及圖5。從圖中可以看出，隨著質(zhì)心后移，兩種外形配平攻角逐步變大，在質(zhì)心取0.625時，仿HX與HTV-2外形配平攻角均在12°附近。考慮Ma=10時最大升阻比對應(yīng)攻角為7°～9°，兩種外形的質(zhì)心系數(shù)選取在0.625附近左右是合理的。此時控制舵無偏轉(zhuǎn)攻角配平在12°附近，當(dāng)控制舵向下偏轉(zhuǎn)時會產(chǎn)生低頭力矩，導(dǎo)致攻角進一步變小，逐步趨于最大升阻比對應(yīng)攻角范圍，使得配平攻角既保證在最大升阻比附近，又有較大的變化裕度。

HTV-2的兩次失敗均與其飛行器橫側(cè)向穩(wěn)定性不足相關(guān)，因此仿HX外形的改變是否對橫側(cè)向穩(wěn)定性帶來了改進值得探究。圖6給出了兩種外形在40 km高度、Ma=10、質(zhì)心系數(shù)為0.625、各舵面無偏轉(zhuǎn)時的方向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ、滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ、俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cmα隨攻角的變化規(guī)律。采用右手坐標系，定義正側(cè)滑角產(chǎn)生正側(cè)向力，滾轉(zhuǎn)力矩正方向指向飛行器底部，偏航方向正力矩向上。在此坐標系下，通常使用的判定準則是方向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ大于0，俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cmα及滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ小于0。從圖中可以看出在0°舵偏對應(yīng)的12°左右配平攻角范圍內(nèi)，兩種外形的滾轉(zhuǎn)及俯仰靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)基本一致，是滾轉(zhuǎn)和俯仰靜穩(wěn)定的；仿HTV-2外形偏航方向是靜不穩(wěn)定的，但仿HX外形則是偏航靜穩(wěn)定的，這表明仿HX外形相較于仿HTV-2的布局在改進偏航靜穩(wěn)定性上具有顯著效果。圖7給出了同樣計算狀態(tài)下兩種外形的三方向動導(dǎo)數(shù)，從計算結(jié)果看二者均是三方向動態(tài)穩(wěn)定的。但仿HX外形偏航方向阻尼導(dǎo)數(shù)稍大于仿HTV-2外形，因而偏航方向動態(tài)穩(wěn)定性更強。兩側(cè)小翼對偏航穩(wěn)定性帶來的影響效果可能與兩側(cè)小翼尺寸及安裝角度均相關(guān)，為了考察安裝角度及小翼尺寸對偏航穩(wěn)定性帶來的影響，采用L9(34)正交表設(shè)計了表1算例。

圖8給出了表1中不同算例情況下，仿HX外形在40 km高度、Ma=10、質(zhì)心系數(shù)為0.625、各舵面無偏轉(zhuǎn)時的方向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨攻角變化情況。從圖8中可以看出翼高對偏航穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)影響較大，在相同翼高情況下，翼根翼梢尺寸越大，偏航靜穩(wěn)定越強，即穩(wěn)定性強弱基本與小翼面積大小呈正相關(guān)；在5°～15°的小角度安裝范圍內(nèi)，偏航靜穩(wěn)定性對安裝角度變化不敏感。

表1 設(shè)計算例Table 1 Computational cases

控制舵的配平效率與質(zhì)心位置及控制舵尺寸大小均相關(guān)。圖9考察了仿HX外形在取不同質(zhì)心位置和控制舵面積大小時，左右兩塊控制舵在同動狀態(tài)下的配平攻角與舵偏角關(guān)系(40 km高度Ma=10，無側(cè)滑角，控制舵向下偏轉(zhuǎn)為正，固定控制舵長度為0.3 m，面積通過控制寬度調(diào)節(jié))。

從圖9中可以看出隨控制舵寬度尺寸增大和質(zhì)心位置的后移，控制舵配平效率變高?？刂贫鎸挾葹?.16 m時，質(zhì)心位置為0.615和0.625時控制舵配平效率分別為0.48和0.68。當(dāng)控制舵寬度為0.24 m時，在同樣兩種質(zhì)心下配平效率分別為0.58和0.82。但隨著控制舵尺寸的增大，在相同質(zhì)心位置下，其配平的最大攻角及范圍均有所減小。同時在相同的舵面尺寸下，如果質(zhì)心比較靠前，其所能配平的最大攻角和最小攻角均較小，而隨著質(zhì)心的后移，配平所能達到的最大攻角和最小攻角均增加。因此控制舵的尺寸和質(zhì)心的位置均需要精細地進行調(diào)節(jié)，以滿足既能保證配平攻角覆蓋最大升阻比對應(yīng)的攻角范圍，又具備較高配平效率。結(jié)合之前分析來看，最大升阻比對應(yīng)攻角范圍在7°～9°之間。因此質(zhì)心位置為0.620、控制舵寬度為0.16 m時所對應(yīng)的配平攻角范圍5.8°～10.5°及質(zhì)心位置0.625、控制舵寬度為0.20 m時對應(yīng)的配平攻角范圍6.3°～12.5°可以初步滿足要求，同時可以通過進一步地對質(zhì)心和控制舵尺寸的調(diào)整來獲得所需的配平特性。

3 結(jié) 論

本文針對HTV-2橫側(cè)向穩(wěn)定性存在的問題，參考HX外形，生成了一種基于HTV-2進行改進的扁平面對稱類升力體新型布局方案，對其進行了氣動特性計算和兩側(cè)小翼關(guān)鍵氣動參數(shù)分析及控制舵的匹配設(shè)計，重點探究了其在橫側(cè)向穩(wěn)定方面相較于HTV-2帶來的改進。研究結(jié)果表明：

(1) 仿HTV-2生成的模型外形橫側(cè)向穩(wěn)定性較差，而仿HX新型布局方案可以顯著改變其偏航方向穩(wěn)定性，同時保持仿HTV-2外形的高升阻比性能。

(2) 對仿HX生成外形兩側(cè)小翼進行關(guān)鍵氣動參數(shù)分析發(fā)現(xiàn)，其對方向穩(wěn)定性改進能力的大小與兩側(cè)小翼翼高及面積呈正相關(guān)，但在小安裝角度下對安裝角度變化不敏感。

(3) 對仿HX生成外形質(zhì)心位置和控制舵進行匹配設(shè)計表明，該外形方案具備較高的控制效率，能使飛行攻角穩(wěn)定地配平在最大升阻比對應(yīng)攻角附近。

綜合來看，本文仿HX生成的新型布局方案具備較高的高超聲速升阻比，舵面控制效率較高，穩(wěn)定性和操縱效率均滿足要求。

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AerodynamiccharacteristicsanalysisforHXanalogliftingbody

LIU Shenshen1,2,*,XIE Jing3,FENG Yi2,TANG Wei2,GUI Yewei2

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China;2.ComputationalAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China;3.ChinaAcademyofLaunchVehicleTecnologyResearchandDevelopmentCenter,Beijing100076,China)

To improve the lateral-directional stability of HTV-2 configuration,a new hypersonic vehicle HX analog configuration was proposed based on the biconic cross section design method and CST,and comprehensive and comparative analysis was conducted for them.The improvement effect on lateral-directional stability of HX analog configuration compared with HTV-2 and key aerodynamic parameter analysis of winglets on both sides was conducted by orthogonal design.Moreover,matching design of the tail control-flaps was performed.The results indicate that HX analog configuration has achieved significant improvement on the lateral-directional stability over the HTV-2 and maintained high lift-to-drag ratio at the same time,and the performance has high positive correlation with the height and area of the winglets but is not sensitive to the change of installation angle at small angles.This proposed configuration has high control efficiency and reasonable trim angle of attack range and can be one of feasible hypersonic vehicle choices in the future.

HX analog configuration; vehicle; configuration; design

0258-1825(2017)06-0787-05

V423.8+1; V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0187

2015-10-14;

2016-01-17

國家自然科學(xué)基金重大項目(91216204)

劉深深*(1990-)，女，河南周口人，研究方向：航天飛行器氣動布局設(shè)計及氣動特性計算分析.E-mail：lsssml1990@126.com

劉深深,解靜,馮毅,等.一種仿HX扁平面對稱類升力體布局氣動特性分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2017,35(6):787-791.

10.7638/kqdlxxb-2015.0187 LIU S S,XIE J,FENG Y,et al.Aerodynamic characteristics analysis for HX analog lifting body[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):787-791.