王曉朋, 張陳安, 劉春風(fēng), 王發(fā)民, 葉正寅

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動力學(xué)國防科技重點實驗室, 西安 710072; 2. 中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動力學(xué)國家重點實驗室, 北京 100190; 3. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器已經(jīng)成為高超聲速領(lǐng)域重要發(fā)展方向之一，被美國視為未來實現(xiàn)“全球到達，全球作戰(zhàn)”快速反應(yīng)能力的重要手段[1-3]。機體和推進系統(tǒng)高度集成、內(nèi)外流耦合嚴(yán)重是吸氣式高超聲速飛行器的顯著特點[4-5]。對此類飛行器而言，地面冷流試驗是檢驗其氣動特性的重要手段[3,6]。

美國以X-43A吸氣式高超聲速飛行器為研究對象，進行了大量冷/熱態(tài)氣動力試驗，積累了豐富的數(shù)據(jù)，建立了相應(yīng)的氣動力特性數(shù)據(jù)庫[7-9]。近年來，國內(nèi)學(xué)者針對吸氣式高超聲速飛行器也開展了大量地面冷流氣動力試驗研究，推動了我國高超聲速飛行器研究的實用化進程。張紅英[10]、范曉檣[11]以及金亮[12]等以吸氣式高超聲速飛行器為研究對象，開展了相關(guān)的冷通氣風(fēng)洞試驗，對該類飛行器的氣動特性進行了研究，文獻[13]對此進行了初步總結(jié)。但需要注意的是，對吸氣式高超聲速飛行器這種帶有內(nèi)流道的一體化飛行器而言，在采用傳統(tǒng)支撐方式進行整機測力試驗時，支撐機構(gòu)不可避免地會對測量結(jié)果造成影響[14-15]。因此，有必要開展吸氣式高超聲速飛行器冷流測力試驗支撐干擾研究，分析不同支撐方式對試驗結(jié)果的影響并針對性地加以改善。

本文以基于乘波前體的機體/沖壓發(fā)動機一體化飛行器作為研究對象，對尾支撐、背支撐以及背支撐+虛擬支撐等3種風(fēng)洞支撐機構(gòu)的氣動干擾特性進行風(fēng)洞試驗和數(shù)值仿真研究，并通過對比背支撐和背支撐+虛擬尾支撐的方式對尾支撐測量結(jié)果進行校正。

1 實驗研究

1.1 實驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計

在來流馬赫數(shù)Ma=6、迎角α=0°、飛行高度H=25km的設(shè)計條件下，采用變角度楔/橢圓錐乘波體構(gòu)型方法生成一體化飛行器前體[16]；對前體楔錐型面進行優(yōu)化設(shè)計，得到3個預(yù)壓縮面，壓縮角分別為8.5°、12°和17°；發(fā)動機簡化為一個截面積幾乎不變的內(nèi)通道；后體部分參考乘波體前體，后掠角為6°，采用固定后掠角乘波體生成方法，得到乘波體后部布局；尾噴管膨脹面則采用特征線法進行設(shè)計。

飛行器機身總長L，總寬0.410L，前體長0.382L(第一、二、三級壓縮面分別長0.186L、0.076L和0.120L)，發(fā)動機長0.376L。在距離飛行器頭部0.710L的位置安裝垂直舵面和水平舵面，后掠角分別為21.5°和24.7°。為滿足防熱需要，對乘波體前緣進行鈍化，鈍化半徑為10mm。圖1為乘波一體化飛行器總體氣動布局方案。

圖1 一體化飛行器氣動布局方案

實驗?zāi)Ｐ筒捎贸蹭X材料制成，如圖2所示。縮比后總長500mm，體軸坐標(biāo)系原點取在飛行器質(zhì)心處，質(zhì)心系數(shù)Xcg=0.62、Ycg=0。模型參考面積Sr=0.0062m2。

圖2 模型實物圖

1.2 實驗方案

風(fēng)洞試驗采用3種支撐方式進行：(1) 尾支撐；(2) 背支撐；(3) 背支撐+虛擬尾支撐。

背支撐和虛擬尾支撐支桿一起使用，此時虛擬支桿用于模擬尾支撐支桿，但不和模型發(fā)生直接接觸，如圖3所示；對于單獨的背支撐，則拆掉圖中所示的虛擬尾支撐，單獨使用背支撐開展實驗。圖4給出了兩種支撐方式的連接方式。

圖3 背支撐+虛擬尾支撐實物圖

圖4 背支撐/背支撐+虛擬支撐與模型的連接

模型真實氣動力數(shù)據(jù)通過校正準(zhǔn)則得到：

FCorrection=FSting-(FBlade+dummy sting-FBlade)

(1)

式中，F(xiàn)Correction為校正后的氣動力和力矩系數(shù)，F(xiàn)Sting為尾支撐測量結(jié)果，F(xiàn)Blade+dummy sting為背支撐+虛擬尾支撐測量結(jié)果，F(xiàn)Blade為背支撐測量結(jié)果。

1.3 實驗設(shè)備

實驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風(fēng)洞。Ma=4時噴管出口直徑為0.4m，其余馬赫數(shù)下均為0.5m。實驗馬赫數(shù)Ma=4、6，迎角α為-2°、0°、2°、4°、6°和8°。具體來流條件和參數(shù)如表1所示。

表1 實驗條件Table 1 Flow conditions

1.4 實驗結(jié)果與分析

在3種不同支撐方式下對一體化飛行器主要氣動特性參數(shù)進行了測量，以式(1)對尾支撐實驗結(jié)果進行校正，結(jié)果如圖5～8所示。通過對比各氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線，可以發(fā)現(xiàn)：

(1) 在3種支撐方式下，升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)都隨迎角增加而增大。升力系數(shù)呈線性分布；阻力系數(shù)具有一定曲率，近似呈拋物線分布，當(dāng)α=-2°～2°時阻力系數(shù)變化較小，當(dāng)α>2°時，阻力系數(shù)增加較快，這是因為迎角越大波阻也越大，波阻在總阻力中所占比例增加很快；俯仰力矩系數(shù)隨迎角增大而增大，近似呈拋物線分布；隨著馬赫數(shù)增大，模型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)逐漸減小，符合物理規(guī)律。從以上結(jié)果來看，支撐結(jié)構(gòu)并未改變模型整體的力和力矩特性，表明頭激波后的高壓流體對氣動力的貢獻仍占主導(dǎo)作用。

圖5 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖6 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖7 升阻比隨迎角變化曲線

圖8 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

(2) 背支撐與背支撐+虛擬尾支撐測量結(jié)果差異不大，初步表明尾支撐對氣動力的干擾量較??；而尾支撐與背支撐兩者之間差異明顯。

(3) 定義支撐結(jié)構(gòu)的干擾量為：

η1=|(FCorrection-FSupported)/FCorrection|

其中FSupported表示帶有支撐結(jié)構(gòu)時的測量結(jié)果，F(xiàn)Correction表示以式(1)對尾支撐測量結(jié)果校正后的數(shù)據(jù)。通過計算得到：

a. 在Ma=4時，尾支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為1.75%、3.80%、3.28%和1.86%；Ma=6時，則分別為0.87%、1.42%、0.95%和1.14%。

b. 在Ma=4時，背支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為18.15%、9.62%、18.74%和7.84%；Ma=6時，則分別為14.35%、5.23%、12.86%和5.17%。

總體來看，尾支撐對模型的氣動干擾是一個小量，對氣動力系數(shù)的影響最大不超過4%(對阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的影響最為明顯)。分析認為，其原因在于尾支撐僅會對模型底部和尾噴管后部的壓力分布產(chǎn)生影響，且影響范圍有限。而背支撐帶來的氣動干擾則顯著得多，這是因為背支撐直接破壞了模型上表面的壓力分布，直接對模型升力和波阻產(chǎn)生明顯影響。

2 數(shù)值計算

為驗證前述結(jié)論，對飛行器模型在風(fēng)洞測試條件下的定常流場進行數(shù)值分析。采用格心格式的有限體積法求解Navier-Stokes方程，空間離散采用二階TVD格式，時間離散采用隱式LU-SGS方法，湍流模型則采用SST模型。計算模型為半模，網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約300萬，近壁面網(wǎng)格單元y+值小于10。圖9給出了壁面網(wǎng)格和對稱面網(wǎng)格分布情況。

圖9 壁面網(wǎng)格和對稱面網(wǎng)格分布情況

圖10～11給出了模型風(fēng)洞實驗的紋影照片以及對應(yīng)的數(shù)值模擬結(jié)果?？梢钥闯?，數(shù)值計算得到的波系與實驗紋影基本一致。

氣動力系數(shù)的計算結(jié)果如圖12～19所示，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比以及俯仰力矩系數(shù)與實驗結(jié)果的最大誤差均不超過8%，在誤差允許范圍之內(nèi)，說明本文計算方法合理、結(jié)果準(zhǔn)確。

定義支撐結(jié)構(gòu)的干擾量為：

η2=|(FUnsupported-FSupported)/FUnsupported|

其中，F(xiàn)Unsupported表示無支撐時的計算結(jié)果，F(xiàn)Supported表示帶有支撐時的計算結(jié)果。計算可得：

圖10 尾支撐+虛擬支撐試驗流場與計算流場對比(Ma=4，α=0°)

Fig.10ComparisonofflowfieldsobtainedbyexperimentandCFDwhenMa=4,α=0°

圖11 尾支撐試驗流場與計算流場對比(Ma=6，α=0°)

Fig.11ComparisonofflowfieldsobtainedbyexperimentandCFDwhenMa=6,α=0°

圖12 Ma=4時升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖13 Ma=4時阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖14 Ma=4時升阻比系數(shù)隨迎角變化曲線

圖15 Ma=4時俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

圖16 Ma=6時升力系數(shù)隨迎角變化曲線

(1)Ma=4時，尾支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為1.97%、3.62%、3.00%和1.16%；Ma=6時，則分別為2.65%、3.65%、5.74%和2.75%。

(2)Ma=4時，背支撐對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的最大干擾量分別為22.38%、9.92%、15.85%和7.34%；Ma=6時，則分別為15.88%、7.26%、17.68%和7.90%。

圖17 Ma=6時阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖18 Ma=6時升阻比系數(shù)隨迎角變化曲線

圖19 Ma=6時俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

從計算結(jié)果看，尾支撐對氣動力系數(shù)影響較小，而背支撐的影響更為顯著，此結(jié)論與實驗結(jié)果一致，驗證了實驗分析結(jié)果。圖20、21是單獨尾支撐和單獨背支撐與無支撐時模型表面的壓力分布對比?？梢钥闯?，尾支撐對模型表面壓力分布影響范圍較小，且因其恰好處于尾噴管末端低壓區(qū)，在該區(qū)域引起的壓力變化也不大；而背支撐對模型上表面的影響則明顯得多，不僅影響范圍更大，而且導(dǎo)致的壓力變化也更為明顯。

Fig.20ComparisonofpressuredistributionsonthelowersurfaceofthemodelwithrearstingandunsupportedwhenMa=4,α=0°

圖21 Ma=4,α=0°時背支撐和無支撐時模型上表面壓力分布對比

Fig.21ComparisonofpressuredistributionsontheuppersurfaceofthemodelwithbackbladeandunsupportedwhenMa=4,α=0°

為驗證本文校正方法的準(zhǔn)確性，采用式(1)準(zhǔn)則校正尾支撐計算結(jié)果，并與無尾支撐時的計算結(jié)果進行比較，如圖22～25所示?？梢钥闯?，校正后的結(jié)果與無支撐時的計算結(jié)果基本一致。Ma=4時，兩者的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和俯仰力矩系數(shù)的最大誤差分別為1.92%、1.69%、2.00%和0.53%；Ma=6時，則分別為1.41%、0.68%、1.35%和1.30%。

圖22 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖23 阻力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖24 升阻比隨迎角變化曲線

圖25 俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線

從計算結(jié)果看，本文校正方法能有效消除尾支撐帶來的氣動干擾，可以準(zhǔn)確預(yù)測模型氣動力。

3 結(jié) 論

在冷流狀態(tài)下，采用實驗和數(shù)值仿真方法對機體/發(fā)動機一體化飛行器風(fēng)洞測力試驗的氣動干擾問題進行了分析。結(jié)果表明：

(1) 相對于背支撐，尾支撐對飛行器模型表面的影響范圍有限，且引起的模型表面壓力變化較小，因此其導(dǎo)致的干擾量較小，更適合作為一體化飛行器測力實驗的支撐機構(gòu)；

(2) 結(jié)合背支撐和背支撐+虛擬尾支撐的方式，能夠有效地對尾支撐干擾量進行校正，為實驗提供更為精確的氣動力數(shù)據(jù)。

本文僅對支撐機構(gòu)的氣動干擾問題進行了初步研究，未來將對尾支桿的具體參數(shù)開展更多研究工作，以獲得更多可供參考的試驗數(shù)據(jù)。