金 亮 ,柳 军,罗世彬 ,王振国

(国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙 410073)

0 引 言

高超声速吸气式飞行器只能在高马赫数下工作,因此需要依靠助推火箭加速到工作马赫数。在助推火箭工作过程中,往往需要将进气道入口关闭。当达到工作马赫数后,助推火箭与飞行器分离,飞行器进气道开启,发动机内部流场开始建立。当发动机流场稳定之后,发动机喷燃料、点火,飞行器开始自主飞行。从助推火箭分离到发动机点火的短时间内,飞行器经历三种工作状态：发动机关闭、发动机通流和发动机点火。在三种工作状态转变过程中,飞行器所受的合力与合力矩变化较大,并且由于在高超声速飞行条件下气动控制面效率较低,需要飞行器具有较好的飞行稳定性,因此研究发动机工作状态转变过程中的飞行可控性能对于高超声速飞行器一体化构型设计具有重要意义。

随着超燃冲压发动机技术的发展,国内[1-4]对高超声速一体化飞行器构型设计开展了较多的研究工作。高超声速飞行器一体化构型设计的技术难点在于如何获得准确的气动与推进数据。笔者在现有超燃冲压发动机研究成果的基础上,设计了一种升力体飞行器,通过开展缩比模型风洞实验与数值模拟,对其在发动机关闭和发动机通流状态下的气动特性进行研究。

1 实验模型

飞行器缩比模型冷流实验在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的FD-20A高超声速风洞上进行。实验装置主要包括飞行器模型、六分量测力天平和模型尾支杆,如图1所示。受风洞尺寸限制,缩比模型后体尺寸较小,为了避免破坏飞行器后体型面以及流场,将支杆设计成从模型底部上方穿出,为了保证尾支杆有足够的强度并且在实验时不与模型发生碰撞,对模型的后部上表面做了修形,通过对上表面突起修形进行数值模拟,结果表明表面突起对飞行器整体气动性能的影响较小,可以忽略不计。

图1 实验模型示意图Fig.1 Schematic of experimental model

进气道唇口部件可以更换,以实现发动机关闭以及发动机通流实验状态的转换,如图2所示。实验中采用彩色纹影系统进行流场的显示和记录,采用一台专门研制的六分量杆式应变天平对气动力和力矩进行测量,其中阻力的正方向为从头部指向尾部,升力的正方向为竖直向上,俯仰力矩为正代表低头力矩。

图2 发动机关闭与发动机通流状态示意图Fig.2 Cowl-closed and cowl-opening configurations

风洞实验条件为：来流马赫数5.85,来流静压2440Pa,来流静温 61.3K,飞行器迎角分别为-3°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°和 6°。

2 计算模型

复杂外形多区流场计算对解算器的鲁棒性和精度要求较高,选择Roe通量差分分裂格式进行对流项求解,空间具有二阶精度,湍流模型采用SST k-ω湍流模型。由于飞行器外形较为复杂,为了减少网格生成的工作量,在计算模型中没有考虑垂直尾翼,计算的简化模型如图3所示,由于本文主要对飞行器纵向气动性能进行研究,垂尾对飞行器纵向气动性能的影响较小,因此简化计算模型可以满足计算需要。

图3 计算模型示意图Fig.3 Schematic of computational model

没有考虑侧滑角的影响,流场具有对称性,因此计算区域只选择飞行器的一半流场,计算网格由Gridgen生成,其中发动机关闭状态网格数目为301万,发动机通流状态网格数目为330万,如图4所示。

图4 发动机关闭与发动机通流状态计算网格Fig.4 Cowl-closed and cowl-opening grids

边界条件为：入口采用超声速入口条件,来流参数与风洞实验条件相同,计算来流迎角分别为-3°、-1°、0°、1°、3°、6°,出口采用超声速出口条件,壁面采用无滑移绝热壁面边界条件,对称面采用对称边界条件。算例的CFL数为1,计算约2000步后收敛。

3 结果与讨论

3.1 全机流场特征

图5所示为发动机关闭状态下的流场纹影照片,来流迎角为0°,可见在进气道唇口附近产生了较为复杂的波系结构,图6为计算得到的飞行器中心对称面以及侧板对称面内的马赫数等值线分布,将二者相结合可对各道激波进行分辨。图5与6中的①、②、③分别为前体产生的三道压缩激波,④为侧板下缘激波,⑤为侧板对称面内侧板下缘气流经过进气道外罩板后产生的压缩激波,⑥为中心对称面内气流经过进气道外罩板后产生的压缩激波,由于侧板下缘压缩效果要小于前体三道斜坡的压缩效果,因此⑤的角度要小于⑥,⑦为飞行器上表面产生的压缩激波。

图5 发动机关闭状态下流场纹影照片Fig.5 Schlieren image of cowl-closed configuration

图6 发动机关闭状态下流场激波结构Fig.6 CFD solution for cowl-closed configuration

图7为发动机通流状态下得到的流场纹影照片,来流迎角为0°,与图5相比,进气道唇口附近的波系结构较为简单。图8为飞行器中心对称面以及侧板对称面内的马赫数等值线分布,两图中的①、②、③分别为前体产生的3道压缩激波,④为气流经过进气道外罩板后产生的压缩激波,由于发动机并没有采用透明材料设计,因此在纹影照片中无法看到发动机内部的波系结构,⑤为飞行器上表面产生的压缩激波。

图7 发动机通流状态下流场纹影照片Fig.7 Schlieren image of cowl-opening configuration

图8 发动机通流状态下流场激波结构Fig.8 CFD solution for cowl-opening configuration

3.2 全机气动特性

通流前后,飞行器气动性能变化情况见图 9,CFD结果与实验结果基本吻合。当发动机从关闭状态变为通流状态时,阻力、升力与抬头力矩均减小,这主要是由于在发动机关闭状态,进气道外罩板所承受的阻力最大,当外罩板下翘,发动机由关闭状态变为通流状态后,外罩板对来流压缩角减小,因此阻力和升力均大幅减小,对质心的抬头力矩减小,并且由于内部流动建立起来之后,机身后体压强升高,对质心的低头力矩增加,因此开启进气道使飞行器产生低头的趋势。

图9 飞行器基本纵向气动特性Fig.9 Basic longitudinal aerodynamic characteristics

3.3 质心位置选择

在工程实际中,常通过判断压心或者焦点与质心的相对位置,来对飞行器纵向静稳定性进行分析。压心是空气动力的作用中心,当迎角变化,压心位置也随之变化。在任意迎角条件下,飞行器对压心的力矩均为零。而焦点的定义为,在任意迎角条件下,飞行器对焦点的俯仰力矩均相同。在机体坐标系下定义一特殊点Cp(xcp,ycp),在迎角为 α 1以及 α 2状态下,使飞行器对点Cp产生的俯仰力矩都为零,可见该点定义既不同于压心,也不同于焦点。设质心Cg坐标为(xg,yg),当来流迎角为α 1时飞行器对质心Cg产生的俯仰力矩为 Mz,α 1(G),飞行器轴向力为 Fa,α 1,法向力为 Fn,α 1,则对点 Cp产生的俯仰力矩 Mz(Cp)为：

在二维笛卡尔坐标系中,当质心已知时,上式为xcp,ycp应满足的直线方程,当来流迎角为 α 2时,方程变为：

上述两条直线的交点,即为Cp。飞行器对任意一点A(xA,yA)的俯仰力矩为：

则俯仰力矩对迎角的导数为：

若飞行器为静稳定状态[5],则有：

进一步可写成：

飞行器如保持静稳定,则质心坐标必须满足：

由公式(2)可分别画出4个迎角条件飞行器俯仰力矩为零时矩心满足的直线方程,这些直线的交点即为Cp,如图10所示。可见各直线交点Cp位置基本相同,进而可求出飞行器保持静稳定状态下质心选择范围,如图10中阴影区域所示。

4 结 论

笔者采用数值模拟和风洞实验方法,分别得到了发动机关闭以及发动机通流状态下的全机气动参数,数值模拟结果与实验结果基本吻合。研究结果表明：在发动机关闭状态下,飞行器阻力和抬头力矩较大,进气道开启之后,阻力、升力与抬头力矩均降低,但此时飞行器仍具有较大的配平迎角。在进一步的研究中,可考虑对飞行器各部件进行改型设计来降低飞行器的抬头力矩。

图10 飞行器静稳定条件下的质心选择范围Fig.10 CG location under longitudinal stable condition

致谢：

感谢中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所的许晓斌高工、舒海峰助理研究员、孙良宝工程师提供的缩比模型实验数据。

[1]叶友达,王振亚,卢笙.高超声速飞行器一体化流场数值模拟研究[C]//全国流体力学青年研讨会,2003.

[2]贺元元,乐嘉陵,倪鸿礼.吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究[J].实验流体力学,2007,21(2)：29-34.

[3]罗世彬.高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究[D].国防科学技术大学研究生院,2004.

[4]车竞,唐硕.高超声速飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计研究[J].实验流体力学,2006,20(2)：41-44.

[5]熊海泉,刘昶,郑本武.飞机飞行动力学[M].航空工业出版社,1990.