肖 虹,高 超,黨云卿

(1.西北工業(yè)大學翼型/葉柵空氣動力學國家科技重點實驗室,西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院,西安 710089)

0 引 言

乘波體構(gòu)型是高超聲速飛行器的重要氣動布局之一。由于其具有高升力和低阻力的氣動特性,使升阻比大大高于其他類型的高超聲速飛行器,同時機動性能也較優(yōu)[1]。在乘波體高超聲速飛行器初步設(shè)計階段對構(gòu)型進行優(yōu)化設(shè)計是主要研究手段,也是實現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一。

在高超聲速乘波體飛行器優(yōu)化設(shè)計中,為了減少計算量一般選用升阻比作為氣動特性的優(yōu)化目標,選用阻力系數(shù)、壓心位置和進氣道入口流量等作為約束條件[2]。但這種方法對流場細節(jié)考慮不充分,諸如激波位置、前體壓縮性和后體膨脹效果等都必須通過實驗加以驗證。因此,風洞實驗就成了高超聲速乘波體飛行器優(yōu)化設(shè)計至關(guān)重要的環(huán)節(jié)。通過測壓實驗與紋影技術(shù)相結(jié)合的方法,不僅能從紋影圖中觀測激波位置是否與設(shè)計相符,而且能準確、詳細地獲得乘波體表面的壓力分布,對分析各部件氣動性能及乘波體設(shè)計具有重要參考價值。目前,在乘波體表面大量布置測量點的風洞實驗研究還開展得比較少,大多為測力實驗和局部測壓實驗[3-6]。

筆者對文獻[2]中給出的優(yōu)化設(shè)計乘波體構(gòu)型飛行器進行了測壓試驗,得到M=6和M=7時乘波體表面壓力分布。結(jié)果表明：進氣道唇口準確捕捉到激波。乘波體上表面壓力變化不大,有利于減小飛行器的阻力。下表面前體預(yù)壓縮性和后體膨脹效果明顯。

1 風洞試驗

1.1 實驗?zāi)Ｐ秃惋L洞

實驗?zāi)Ｐ蜑槲墨I[2]中乘波體構(gòu)型的1∶10測壓模型,包括發(fā)動機/機體組合體、水平控制翼(兩個)和垂直尾翼(兩個),如圖1(a)所示。上表面曲線分為圓弧OI段,斜線IH、HG段和水平直線GD段。下表面曲線分為前體/進氣道OC段,隔離段/燃燒室CE段和后體/尾噴管EJ段。前體/進氣道由三個外壓段和兩個內(nèi)壓段組成,后體/尾噴管設(shè)計為三次樣條曲線,具體參數(shù)見圖1(b)。實驗?zāi)Ｐ蜕舷卤砻婀?0個測壓點,沿縱向分為5條測量線。上表面有兩條測量線(測量線1和2);下表面有3條測線(測量線3、4和5)。測點布置見圖2,圖中坐標為無量綱量,其中L和S分別為乘波體機身長度和寬度。下表面0.4＜x/L＜0.8區(qū)域內(nèi)的測點在發(fā)動機內(nèi)部。

實驗在暫沖、吹引式FD-07 Φ 0.5m常規(guī)高超聲速風洞中完成。實驗馬赫數(shù)M=6,7,風洞流場校測結(jié)果表明,流場均勻區(qū)的平均馬赫數(shù)為 5.933, 6.971,均達到ΔM/M≤0.01的均勻性指標。

圖1 乘波體外形示意圖Fig.1 Schmatic of waverider shape

1.2 儀器和試驗條件

采用SYST EM8400電子掃描閥壓力測量系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)采集,采樣速率 10000點/s,測量精度為0.05%FSI。

文獻[2]中給出的乘波體飛行器設(shè)計狀態(tài)為M= 6,α=2°,針對此模型進行了包括設(shè)計點在內(nèi)的14個狀態(tài)的風洞測壓實驗。實驗馬赫數(shù)M=6,7,對應(yīng)的基于單位長度的雷諾數(shù)分別為Re=1.86×107和1.68× 107。風洞實驗時連續(xù)改變迎角獲得α=-4°,-2°,0°,2°, 4°,6°,8°下的測壓數(shù)據(jù)。實驗中側(cè)滑角β=0°。

圖2 模型測壓點布置圖Fig.2 Pressure orifile distribution of the experimental model

2 結(jié)果與分析

實驗在發(fā)動機不工作狀態(tài)下進行,主要觀測乘波體前體激波結(jié)構(gòu)和后體流動特性,給出乘波體上、下表面的壓力分布。測點的壓力系數(shù)cp(i)=(p(i)-p∞)/q。

圖3為M=6,α=2°和M=6,α=8°實驗的彩色紋影錄像截圖,從圖中可以觀察到乘波體頭部脫體激波(圖中標示1),進氣道唇口準確地捕捉到的壓縮激波(圖中標示2),來流在唇口處形成的激波(圖中標示3)及其反射激波(圖中標示4)在進氣道口形成了復(fù)雜的激波系。同時可以看到在乘波體后體形成的膨脹波。從圖3(a)和圖3(b)比較可以看出,α=8°時乘波體前體激波和后體膨脹波的強度比α=2°時大。

圖3 彩色紋影圖Fig.3 Colour schlieren

圖4為M=6,α=2°時乘波體上下表面5條測量線上壓力沿流向的變化。取y/S=0.13(位于乘波體機身側(cè)面結(jié)構(gòu))和y/S=0.50(位于乘波體中軸線)兩個截面進行比較可以看出：在中間區(qū)域(0.28＜y/S＜0.72)乘波體上下表面壓差很大,發(fā)動機進氣道內(nèi)壓段增壓效果明顯。而在乘波體機身側(cè)面的位置(y/S＜0.28和y/S＞0.72)則上下表面壓力差較小。

圖4 乘波體表面壓力沿流向的變化,M=6,α=2°Fig.4 Axial variation of surface pressure coefficient at M=6,α=2°

在乘波體上表面,測量線1和測量線2的壓力沿流向均變化不大,壓力系數(shù)的變化量在0.08范圍內(nèi)。兩條測量線壓力值接近,表明乘波體上表面展向壓力差很小,流動均勻。

在乘波體下表面,測量線4和測量線5上壓力沿軸向變化明顯。乘波體前體、發(fā)動機內(nèi)部和后體分三段呈現(xiàn)不同的變化規(guī)律。前體在三段預(yù)壓縮面作用下,壓力系數(shù)由 0增加到 0.1左右。在進氣道口(x/L=0.45),經(jīng)過復(fù)雜激波系壓力增加顯著,增壓效果比前體斜激波明顯。后體處(x/L＞0.78)壓力迅速下降,當x/L=0.95時乘波體下表面壓力已與來流壓力相等。

取pf和pa兩個參數(shù),對乘波體前體激波強度和乘波體后體膨脹效果進行定量分析。定義前體壓比pf和后體壓比pa為：

其中,pin為進氣道入口(測點42)的壓力值,pout為發(fā)動機不工作狀態(tài)下出口(測點46)的壓力值,p∞為來流壓力,pb為測量線5上乘波體機身后體最后一個測點(測點50)的壓力,測點位置見圖2。

圖5中給出了乘波體前體壓縮和后體膨脹效果隨迎角的變化：pf隨著迎角的增加而增大;pa隨著迎角的增加而增大,當α≥2°時,基本保持不變。這與紋影圖的分析結(jié)論相符。M=7時,乘波體前體激波強度pf值大于M=6時的值,說明M=7時壓縮效果較好;而在正迎角范圍內(nèi),M=6時后體膨脹效果較好。

圖5 乘波體下表面壓縮和膨脹特性Fig.5 Compression and expansion characteristics on lower surface

圖6 乘波體升阻比隨迎角的變化Fig.6 Lift-to-drag ratio vs angle of attack

對同一乘波體構(gòu)型同時也進行了測力實驗。圖6給出了該乘波體構(gòu)型在M=6和M=7時,升阻比隨迎角的變化。可以看出該乘波體構(gòu)型在實驗馬赫數(shù)正迎角范圍內(nèi)綜合氣動性能良好。

3 結(jié) 論

對某乘波體進行了高超聲速測壓實驗。結(jié)果表明：進氣道唇口能準確捕捉到壓縮激波,激波位置與設(shè)計吻合。乘波體上表面流向壓力變化很小,有利于減小阻力,展向流動均勻;下表面壓力在進氣口處有明顯階躍,后體膨脹效果明顯。在設(shè)計狀態(tài)下,該乘波體飛行器整體氣動性能良好。

[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] 車 競,唐 碩.高超聲速巡航飛行器機身多目標優(yōu)化設(shè)計[J].實驗流體力學,2008,22(1)：55-60.

[3] 賀元元,倪鴻禮.一體化高超聲速飛行器氣動-推進性能評估[J].實驗流體力學,2007,21(2)：63-67.

[4] 姚文秀,雷麥芳.高超聲速乘波飛行器氣動實驗研究[J].宇航學報,2002,23(6)：82-84.

[5] 張 元,余少志.乘波體預(yù)壓縮性能試驗研究[J].空氣動力學學報,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.