肖 虹,高 超,党云卿

(1.西北工业大学翼型/叶栅空气动力学国家科技重点实验室,西安 710072;2.中航工业第一飞机设计研究院,西安 710089)

0 引 言

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。由于其具有高升力和低阻力的气动特性,使升阻比大大高于其他类型的高超声速飞行器,同时机动性能也较优[1]。在乘波体高超声速飞行器初步设计阶段对构型进行优化设计是主要研究手段,也是实现高超声速飞行的关键技术之一。

在高超声速乘波体飞行器优化设计中,为了减少计算量一般选用升阻比作为气动特性的优化目标,选用阻力系数、压心位置和进气道入口流量等作为约束条件[2]。但这种方法对流场细节考虑不充分,诸如激波位置、前体压缩性和后体膨胀效果等都必须通过实验加以验证。因此,风洞实验就成了高超声速乘波体飞行器优化设计至关重要的环节。通过测压实验与纹影技术相结合的方法,不仅能从纹影图中观测激波位置是否与设计相符,而且能准确、详细地获得乘波体表面的压力分布,对分析各部件气动性能及乘波体设计具有重要参考价值。目前,在乘波体表面大量布置测量点的风洞实验研究还开展得比较少,大多为测力实验和局部测压实验[3-6]。

笔者对文献[2]中给出的优化设计乘波体构型飞行器进行了测压试验,得到M=6和M=7时乘波体表面压力分布。结果表明：进气道唇口准确捕捉到激波。乘波体上表面压力变化不大,有利于减小飞行器的阻力。下表面前体预压缩性和后体膨胀效果明显。

1 风洞试验

1.1 实验模型和风洞

实验模型为文献[2]中乘波体构型的1∶10测压模型,包括发动机/机体组合体、水平控制翼(两个)和垂直尾翼(两个),如图1(a)所示。上表面曲线分为圆弧OI段,斜线IH、HG段和水平直线GD段。下表面曲线分为前体/进气道OC段,隔离段/燃烧室CE段和后体/尾喷管EJ段。前体/进气道由三个外压段和两个内压段组成,后体/尾喷管设计为三次样条曲线,具体参数见图1(b)。实验模型上下表面共50个测压点,沿纵向分为5条测量线。上表面有两条测量线(测量线1和2);下表面有3条测线(测量线3、4和5)。测点布置见图2,图中坐标为无量纲量,其中L和S分别为乘波体机身长度和宽度。下表面0.4＜x/L＜0.8区域内的测点在发动机内部。

实验在暂冲、吹引式FD-07 Φ 0.5m常规高超声速风洞中完成。实验马赫数M=6,7,风洞流场校测结果表明,流场均匀区的平均马赫数为 5.933, 6.971,均达到ΔM/M≤0.01的均匀性指标。

图1 乘波体外形示意图Fig.1 Schmatic of waverider shape

1.2 仪器和试验条件

采用SYST EM8400电子扫描阀压力测量系统进行数据采集,采样速率 10000点/s,测量精度为0.05%FSI。

文献[2]中给出的乘波体飞行器设计状态为M= 6,α=2°,针对此模型进行了包括设计点在内的14个状态的风洞测压实验。实验马赫数M=6,7,对应的基于单位长度的雷诺数分别为Re=1.86×107和1.68× 107。风洞实验时连续改变迎角获得α=-4°,-2°,0°,2°, 4°,6°,8°下的测压数据。实验中侧滑角β=0°。

图2 模型测压点布置图Fig.2 Pressure orifile distribution of the experimental model

2 结果与分析

实验在发动机不工作状态下进行,主要观测乘波体前体激波结构和后体流动特性,给出乘波体上、下表面的压力分布。测点的压力系数cp(i)=(p(i)-p∞)/q。

图3为M=6,α=2°和M=6,α=8°实验的彩色纹影录像截图,从图中可以观察到乘波体头部脱体激波(图中标示1),进气道唇口准确地捕捉到的压缩激波(图中标示2),来流在唇口处形成的激波(图中标示3)及其反射激波(图中标示4)在进气道口形成了复杂的激波系。同时可以看到在乘波体后体形成的膨胀波。从图3(a)和图3(b)比较可以看出,α=8°时乘波体前体激波和后体膨胀波的强度比α=2°时大。

图3 彩色纹影图Fig.3 Colour schlieren

图4为M=6,α=2°时乘波体上下表面5条测量线上压力沿流向的变化。取y/S=0.13(位于乘波体机身侧面结构)和y/S=0.50(位于乘波体中轴线)两个截面进行比较可以看出：在中间区域(0.28＜y/S＜0.72)乘波体上下表面压差很大,发动机进气道内压段增压效果明显。而在乘波体机身侧面的位置(y/S＜0.28和y/S＞0.72)则上下表面压力差较小。

图4 乘波体表面压力沿流向的变化,M=6,α=2°Fig.4 Axial variation of surface pressure coefficient at M=6,α=2°

在乘波体上表面,测量线1和测量线2的压力沿流向均变化不大,压力系数的变化量在0.08范围内。两条测量线压力值接近,表明乘波体上表面展向压力差很小,流动均匀。

在乘波体下表面,测量线4和测量线5上压力沿轴向变化明显。乘波体前体、发动机内部和后体分三段呈现不同的变化规律。前体在三段预压缩面作用下,压力系数由 0增加到 0.1左右。在进气道口(x/L=0.45),经过复杂激波系压力增加显著,增压效果比前体斜激波明显。后体处(x/L＞0.78)压力迅速下降,当x/L=0.95时乘波体下表面压力已与来流压力相等。

取pf和pa两个参数,对乘波体前体激波强度和乘波体后体膨胀效果进行定量分析。定义前体压比pf和后体压比pa为：

其中,pin为进气道入口(测点42)的压力值,pout为发动机不工作状态下出口(测点46)的压力值,p∞为来流压力,pb为测量线5上乘波体机身后体最后一个测点(测点50)的压力,测点位置见图2。

图5中给出了乘波体前体压缩和后体膨胀效果随迎角的变化：pf随着迎角的增加而增大;pa随着迎角的增加而增大,当α≥2°时,基本保持不变。这与纹影图的分析结论相符。M=7时,乘波体前体激波强度pf值大于M=6时的值,说明M=7时压缩效果较好;而在正迎角范围内,M=6时后体膨胀效果较好。

图5 乘波体下表面压缩和膨胀特性Fig.5 Compression and expansion characteristics on lower surface

图6 乘波体升阻比随迎角的变化Fig.6 Lift-to-drag ratio vs angle of attack

对同一乘波体构型同时也进行了测力实验。图6给出了该乘波体构型在M=6和M=7时,升阻比随迎角的变化。可以看出该乘波体构型在实验马赫数正迎角范围内综合气动性能良好。

3 结 论

对某乘波体进行了高超声速测压实验。结果表明：进气道唇口能准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化很小,有利于减小阻力,展向流动均匀;下表面压力在进气口处有明显阶跃,后体膨胀效果明显。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。

[1] DAVID Manor.Aerothermodynamic environments and thermal protection for a wave-rider second stage[J]. Journal of Spacecraft and Rockets,2005,42(2)：208-212.

[2] 车 竞,唐 硕.高超声速巡航飞行器机身多目标优化设计[J].实验流体力学,2008,22(1)：55-60.

[3] 贺元元,倪鸿礼.一体化高超声速飞行器气动-推进性能评估[J].实验流体力学,2007,21(2)：63-67.

[4] 姚文秀,雷麦芳.高超声速乘波飞行器气动实验研究[J].宇航学报,2002,23(6)：82-84.

[5] 张 元,余少志.乘波体预压缩性能试验研究[J].空气动力学学报,1999,17(1)：93-97.

[6] TIAGO C Rolim,MARCO Antonio S Minucci.Experimental results of a Mach 10 conical-flow derived waverider[R]. AIAA 2009-7433.