姜 維，楊云軍，陳河梧

（1.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073；2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

帶減阻桿高超聲速飛行器外形氣動(dòng)特性研究

姜 維1，2，楊云軍2，陳河梧2

（1.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073；2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

采用高超聲速風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)方法測(cè)量鈍頭飛行器頭部減阻桿的高超聲速氣動(dòng)特性，研究減阻桿的氣動(dòng)減阻原理，分析了多組不同構(gòu)型減阻桿的減阻效果。結(jié)果表明，減阻桿顯著減少了鈍頭飛行器高超聲速的阻力，最大的減阻率達(dá)到60%之多；減阻效果與減阻桿構(gòu)型和迎角狀態(tài)密切相關(guān)；減阻桿會(huì)誘發(fā)穩(wěn)定性、“熱斑”以及非定常脈動(dòng)等不利問(wèn)題。

高超聲速流；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；鈍頭飛行器；減阻桿；弓形激波

0 引 言

飛行器在超聲速或高超聲速飛行時(shí)，鈍頭體前端將產(chǎn)生強(qiáng)弓形激波，端頭表面產(chǎn)生高溫高壓，形成氣動(dòng)阻力與氣動(dòng)加熱。如果在鈍頭體前端安裝一針狀或桿狀結(jié)構(gòu)，穿透正激波而形成斜激波結(jié)構(gòu)，將使彈頭表面壓力大大降低。這個(gè)概念早在20世紀(jì)60年代就已提出，主要目的是利用斜激波波后壓力和焓值低于正激波波后壓力和焓值，來(lái)實(shí)現(xiàn)減小阻力和氣動(dòng)加熱。

減阻桿的優(yōu)化選型是當(dāng)前工程應(yīng)用中研究者關(guān)注的焦點(diǎn)之一。使用頂端帶圓盤(pán)的減阻桿，在彈頭前端產(chǎn)生分離區(qū)域，該分離流動(dòng)與減阻桿產(chǎn)生的斜激波構(gòu)成復(fù)雜干擾。通過(guò)分離區(qū)使得鈍頭體頭部與主氣流相隔離，達(dá)到減阻和熱防護(hù)目的。合適的減阻桿長(zhǎng)度及構(gòu)型將產(chǎn)生有利于減阻的空氣動(dòng)力學(xué)環(huán)境［1－4］。

在高超聲速風(fēng)洞中對(duì)鈍頭飛行器頭部減阻桿的高超聲速氣動(dòng)特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，分析減阻桿的氣動(dòng)減阻原理，研究減阻桿及其構(gòu)型，以及迎角狀態(tài)對(duì)鈍頭體飛行器氣動(dòng)力特性的影響，系統(tǒng)分析不同減阻桿的減阻效果。

1 實(shí)驗(yàn)方法

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與流場(chǎng)條件

實(shí)驗(yàn)是在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD－07高超聲速風(fēng)洞（見(jiàn)圖1）中完成的。該風(fēng)洞是暫沖、下吹自由射流式。噴管出口直徑為0.5m，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)范圍為5～12，采用更換噴管的辦法改變馬赫數(shù)；噴管采用水冷卻系統(tǒng)，防止噴管結(jié)構(gòu)受熱喉道產(chǎn)生變形。實(shí)驗(yàn)段側(cè)壁開(kāi)有通光口徑為Φ350mm光學(xué)玻璃窗口，供紋影儀觀察和記錄流場(chǎng)使用。

實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)M∞與總溫T0總壓P0條件見(jiàn)表1。

圖1 FD－07高超聲速風(fēng)洞Fig.1 FD－07hypersonic wind tunnel

表1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)Table 1 Flow conditions of experiment

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c測(cè)試天平

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷幕拘螢?.5倍直徑長(zhǎng)的半球－圓柱體，柱段直徑為80mm（圖2）。模型設(shè)計(jì)為從半球端頭頂點(diǎn)向前伸出減阻桿。減阻桿分為兩種：尖頭和頂端固結(jié)圓盤(pán)疏流板狀結(jié)構(gòu)，其圓盤(pán)直徑有3組；減阻桿長(zhǎng)度有3組（詳見(jiàn)表2）。圖3為基本形模型與部分減阻桿的照片；圖4為模型在風(fēng)洞中的安裝照片。

模型氣動(dòng)力通過(guò)六分量應(yīng)變式天平測(cè)量。天平的俯仰力矩、法向力、軸向力單元校測(cè)精度分別為0.1‰、0.2‰、0.9‰。

圖2 帶減阻桿鈍頭體模型尺寸Fig.2 Dimensions of the spike－tipped blunt body

表2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ吞卣鞒叽鏣able 2 Dimensions of model with disk－tip spike

圖3 基本形模型與減阻桿照片F(xiàn)ig.3 Photo of basic model and tip spikes

圖4 模型在風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig.4 Model in wind tunnel

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 基本流動(dòng)結(jié)構(gòu)

圖5是在Ma＝4.937實(shí)驗(yàn)條件下典型狀態(tài)的流場(chǎng)紋影照片，顯示了鈍頭體帶減阻桿后引起的高超聲速流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化。

圖5 基本形模型與減阻桿模型紋影流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（α＝0°）Fig.5 Schlieren photos of hypersonic flow around basic model and the spike－tipped models at zero angle of attack

比較模型O和模型A0的紋影照片發(fā)現(xiàn)：尖頭減阻桿刺穿鈍頭體的強(qiáng)弓形激波，自頂端生成錐形激波；在錐形激波、減阻桿與頭部之間形成分離區(qū)域；錐形激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)結(jié)構(gòu)。

比較模型A0和模型A1的紋影照片發(fā)現(xiàn)：減阻桿頂端帶圓盤(pán)時(shí)，減阻桿產(chǎn)生的激波影響區(qū)域更大，減阻桿激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)位置更靠外。

通過(guò)頂端帶圓盤(pán)減阻桿鈍頭體的紋影照片（圖6）可清楚看到 ：減阻桿頂端帶圓盤(pán)，在圓盤(pán)弓形激波后伴隨顯著的膨脹扇區(qū)；在圓盤(pán)弓形激波、減阻桿與頭部之間形成明顯的分離區(qū)域。圖7的示意圖給出了這一典型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)。

總體看來(lái)，減阻桿減阻原理是通過(guò)流場(chǎng)重構(gòu)，增加飛行器有效長(zhǎng)細(xì)比，實(shí)現(xiàn)減阻目的。

圖6 頂端帶圓盤(pán)減阻桿鈍頭體的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.6 Flow structure over a spike－tipped blunt body

圖7 繞圓盤(pán)減阻桿鈍頭體的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Schematic flow structure over a spike－tipped blunt body

2.2 減阻桿頂端圓盤(pán)對(duì)減阻效果的影響

裝有減阻桿的半球－柱體外形，其氣動(dòng)特性主要受制于兩個(gè)因素，其一是桿長(zhǎng)；其二，桿端尖還是帶圓盤(pán)狀疏流板。圖8分別為A系列模型、B系列模型以及基本外形O的阻力CD在Ma＝4.937條件下隨迎角的變化曲線。

可以看出，加裝減阻桿確實(shí)使阻力出現(xiàn)明顯下降的變化，最小阻力發(fā)生在0°迎角，而且在－4°≤α≤4°之間，CD對(duì)于α呈對(duì)稱趨勢(shì)變化；α＞4°之后，減阻的趨勢(shì)逐漸變緩，凸顯這種球柱外形阻力變化的典型特征。

圖8還顯示，桿長(zhǎng)與桿端圓盤(pán)直徑的不同組合，都影響到阻力的大小。在與球頭直徑一定比例的范圍內(nèi)，大桿長(zhǎng)和大盤(pán)徑，均對(duì)減阻有利。

圖8 不同圓盤(pán)直徑減阻桿的模型阻力對(duì)比曲線Fig.8 Drag variation with angle of attack for a spiketipped blunt body with different nose discs

定義帶桿模型相對(duì)于基本外形阻力減小的百分比為減阻率＝（1.0－CDspike／CDbasic）×100%。圖9是A、B系列模型的減阻率隨迎角的變化曲線。

圖9 不同圓盤(pán)直徑減阻桿的減阻率－迎角曲線Fig.9 Variation of reduced drag with angle of attack for the spike－tipped blunt body

圖9（a）表明尖頭減阻桿A0的減阻效果明顯不如相同長(zhǎng)度下頂端帶圓盤(pán)的減阻桿減阻效果；頂端尖頭的減阻桿在0°迎角的減阻率只有12%；在實(shí)驗(yàn)迎角區(qū)域內(nèi)，尖頭減阻桿的最大減阻效率也達(dá)不到15%。

圖9還表明：（1）相同長(zhǎng)度的減阻桿，隨著頂端圓盤(pán)直徑依次增大，減阻率提高，但呈現(xiàn)飽和的趨勢(shì)（小迎角最明顯）；（2）0°迎角時(shí)，頂端帶圓盤(pán)的減阻桿減阻率最大；圓盤(pán)尺寸從小到大（依次φ＝10、14、18mm），A系列模型的減阻率分別為40%、46%、49%，而B(niǎo)系列模型的減阻率分別達(dá)到56%、60%、60%；3）迎角狀態(tài)顯著影響減阻效果，以B3為例，迎角依次增加（0°、6°、12°），減阻率依次迅速降低（60%、33%、12%）。

圖10是A系列模型流場(chǎng)紋影照片。在相同減阻桿長(zhǎng)度下，隨著圓盤(pán)尺寸從小到大，弓形激波與頭部分離激波相交形成三叉點(diǎn)位置向外、向后遷移，圓盤(pán)產(chǎn)生弓形激波的波后影響區(qū)域也逐漸變大；其結(jié)果是鈍頭體頭部受影響范圍擴(kuò)大，因此不難理解圖9（a）所示的零迎角減阻率隨圓盤(pán)直徑增大而增大的規(guī)律。

圖10 A系列模型高超聲速流場(chǎng)紋影照片（α＝0°）Fig.10 Schlieren photos of hypersonic flow around model group A（α＝0°）

上述分析表明，減阻桿的減阻效果與其頂端圓盤(pán)尺寸和迎角狀態(tài)密切相關(guān)，其根源取決于減阻桿對(duì)流場(chǎng)重構(gòu)作用的程度。

2.3 減阻桿長(zhǎng)度對(duì)減阻特性的影響

減阻桿長(zhǎng)度是減阻設(shè)計(jì)中的重要參數(shù)。圖11給出不同減阻桿模型的流場(chǎng)紋影照片表明：在相同圓盤(pán)尺寸下，減阻桿長(zhǎng)度越長(zhǎng)，圓盤(pán)產(chǎn)生弓形激波的波后影響區(qū)域越大。

圖11 不同長(zhǎng)度減阻桿模型高超聲速流場(chǎng)紋影照片（α＝0°）Fig.11 Schlieren photos of hypersonic flow around models with the different length spike（α＝0°）

圖12是不同長(zhǎng)度減阻桿的鈍頭體模型減阻率－迎角曲線。頂端圓盤(pán)相同的條件下，減阻桿長(zhǎng)度從短到長(zhǎng)（依次L＝40、65、80mm），0°迎角下的減阻率分別為49%、60%、64%，6°迎角下的減阻率分別為31%、38%、40%；12°迎角下的減阻率依次為14%、12%、8%。

圖12 帶不同長(zhǎng)度減租桿的鈍模型減阻率－迎角曲線Fig.12 Variation of reduced drag with angle of attack for blunt body with the different length spike

圖13是不同迎角下減阻桿長(zhǎng)度－減阻率曲線。頂端圓盤(pán)相同，隨減阻桿長(zhǎng)度增加，在小迎角區(qū)域減阻率逐漸增加且趨于飽和；在迎角超過(guò)10°之后，增加減阻桿的長(zhǎng)度減阻率不但沒(méi)有增加，反而呈下降趨勢(shì)。

圖13 不同迎角下減阻桿長(zhǎng)度－減阻率曲線Fig.13 Variation of reduced drag with spike length at different angle of attack

上述研究表明，在一定的迎角范圍內(nèi)，減阻桿起到降低高超聲速鈍頭體阻力的作用；且隨著減阻桿長(zhǎng)度越長(zhǎng)，減阻效果越明顯。然而，在減阻的同時(shí)，氣動(dòng)穩(wěn)定性將會(huì)受到影響；實(shí)際上減阻需要反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)減阻桿長(zhǎng)度。

2.4 減阻桿衍生的氣動(dòng)效應(yīng)

減阻桿的設(shè)計(jì)是通過(guò)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的改變實(shí)現(xiàn)減阻目的，但是流動(dòng)結(jié)構(gòu)的改變會(huì)引起其它的氣動(dòng)效應(yīng)。

減阻桿不僅能減少阻力，同時(shí)使飛行器的升力也有所提高，能明顯提升鈍頭體飛行器的升阻比。圖14是帶不同圓盤(pán)直徑減阻桿模型壓力中心Xcp隨迎角的變化曲線（壓心以球頭頂點(diǎn)為參考點(diǎn)，以基本形模型O的全長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度）。減阻桿的存在使得飛行器的壓心前移；減阻桿頂端圓盤(pán)越大壓心前移量越大。在0°～4°的小迎角區(qū)域，壓心前移非常突出；B3模型在0°迎角壓心前移量達(dá)到0.1全長(zhǎng)之多?？傊?，改變流動(dòng)結(jié)構(gòu)，減阻效果越明顯，縱向穩(wěn)定性受到的影響越顯著。

圖14 不同圓盤(pán)直徑B系列減阻桿的壓心－迎角曲線Fig.14 Variation of pressure center with angle of attack for model group B

圖15是帶減阻桿鈍頭體模型迎角12°時(shí)的流場(chǎng)的紋影照片。表明在迎角較大時(shí)，減阻桿誘導(dǎo)迎風(fēng)面激波緊貼減阻桿壁面，且與球頭弓形激波相互作用形成典型的三叉激波結(jié)構(gòu)，馬赫盤(pán)直接作用到鈍頭體表面，將導(dǎo)致極高的局部壓力和"熱斑"（有可能超過(guò)駐點(diǎn)熱流），此時(shí)減阻桿不僅起不到減阻和降低熱流的目的，反而使結(jié)構(gòu)面臨嚴(yán)重?zé)g的危險(xiǎn)。

圖15 模型A3高超聲速大迎角流場(chǎng)紋影照片（α＝12°）Fig.15 Schlieren photo of hypersonic flow around model A3at 12°angle of attack

此外，在減阻桿根部與鈍頭體球頭表面，激波干擾與反射、激波／邊界層干擾、激波與分離旋渦的干擾將誘導(dǎo)復(fù)雜的流場(chǎng)非定常脈動(dòng)現(xiàn)象［5－6］（作者將另文闡述）。

歸納起來(lái)，減阻桿衍生的氣動(dòng)效應(yīng)主要包括流動(dòng)結(jié)構(gòu)改變帶來(lái)的飛行器縱向穩(wěn)定性弱化、斜激波入射到球頭引起的“熱斑”、流動(dòng)結(jié)構(gòu)相互干擾誘導(dǎo)的流場(chǎng)非定常脈動(dòng)等相關(guān)問(wèn)題。

3 結(jié) 論

通過(guò)鈍頭體頭部安裝減阻桿的高超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，可以歸納得到的結(jié)論為：

（1）減阻桿前伸穿透鈍體端頭脫體弓形激波生成斜激波的流場(chǎng)重構(gòu)，主導(dǎo)著鈍頭體阻力減小的明顯變化。加減阻桿的最大減阻率可達(dá)到60%以上。

（2）帶減阻桿鈍頭體的高超聲速流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)桿長(zhǎng)、盤(pán)徑，乃至迎角都較為敏感，因而產(chǎn)生不同的減阻效果。在與球頭直徑一定比例的范圍內(nèi)，在小迎角區(qū)域，減阻桿越長(zhǎng)、頂端圓盤(pán)越大，減阻效果越明顯；但隨減阻桿長(zhǎng)度和頂盤(pán)半徑等物形參數(shù)的變化，減阻效果會(huì)出現(xiàn)飽和趨勢(shì)。

（3）減阻桿也會(huì)衍生出一系列不利的氣動(dòng)問(wèn)題。諸如氣動(dòng)穩(wěn)定性弱化、局部“熱斑”、流場(chǎng)非定常脈動(dòng)等問(wèn)題，有待于深入探討。因此，減阻桿的實(shí)際工程應(yīng)用中需要反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，以保證綜合性能的提高。

［1］MUHAMMAD Asif，ZAHIR S.Computational investigations aerodynamic forces at supersonic／hypersonic flow past blunt body with various forward facing spikes［R］.AIAA2004－5189.

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姜 維（1978－），女，黑龍江依安人，工程師，主要從事高超聲速實(shí)驗(yàn)技術(shù)及應(yīng)用研究。通訊地址：北京7201信箱14分箱（100074）；電話：13651250100，（010）88532880；E－mail：jiangwei701＠126.com

Investigations on aerodynamics of the spike－tipped hypersonic vehicles

JIANG Wei1，2，YANG Yun－jun2，CHEN He－wu2
（1.College of Aerospace and Material Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China；2.China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

In this paper，aerodynamics of the spike－tipped vehicles has been investigated utilizing hypersonic wind tunnel experiment to analyze rules of drag reduction.The results indicate that the drag of hypersonic vehicle is reduced sharply with a spike which changes flow structure.The maximum of drag reduction is higher than 60%.Drag reduction is tightly releated to angle of attack and the configurations of spike.However，the spike－tipped vehicle will bring about some disadvantages such as weak stability，heat spot and unsteady flow fluctuation.

hypersonic flow；wind tunnel test；blunt body vehicle；drag－reduction spike；bow shock wave

V211.73

A

1672－9897（2011）06－0028－06

2011－01－21；

2011－06－13

國(guó)家自然科學(xué)基金重大研究計(jì)劃資助項(xiàng)目（90916001）