羅文莉， 李道春， 向錦武

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

吸氣式高超聲速飛行器大迎角氣動(dòng)特性分析

羅文莉， 李道春， 向錦武*

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

吸氣式高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中受到大氣紊流等外部干擾的作用時(shí)，飛行姿態(tài)很可能會(huì)出現(xiàn)大迎角情況。針對(duì)大迎角飛行時(shí)飛行器可能出現(xiàn)的氣動(dòng)問(wèn)題，對(duì)一種典型吸氣式高超聲速飛行器的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。以雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程為控制方程，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型求解，得到其流場(chǎng)特征和氣動(dòng)特性。重點(diǎn)針對(duì)大迎角情況，分別對(duì)整機(jī)氣動(dòng)特性、進(jìn)氣道性能和全動(dòng)尾翼氣動(dòng)性能進(jìn)行了分析，并結(jié)合流場(chǎng)特征作出解釋。結(jié)果表明，機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)之間存在氣動(dòng)/推進(jìn)耦合現(xiàn)象。大迎角下飛行器的氣動(dòng)參數(shù)表現(xiàn)出非線性特性，升阻比減小，整機(jī)縱向表現(xiàn)為靜不穩(wěn)定，且不穩(wěn)定性隨迎角增大而增大；進(jìn)氣道性能在大迎角下降低，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，但卻適當(dāng)降低了整機(jī)的縱向靜不穩(wěn)定度；全動(dòng)尾翼操縱效率降低從而使得配平難度增大。

吸氣式； 高超聲速； 數(shù)值模擬； 大迎角； 進(jìn)氣道； 尾翼

高超聲速巡航飛行器可用作天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)和高速導(dǎo)彈，具有巨大的軍事價(jià)值和潛在的經(jīng)濟(jì)價(jià)值。根據(jù)推進(jìn)系統(tǒng)的不同，可將其分為火箭動(dòng)力高超聲速飛行器(RHV)和吸氣式高超聲速飛行器(AHV)。其中AHV由于使用了高比沖、輕載荷的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，利用空氣中的氧氣作為氧化劑，因而具有結(jié)構(gòu)輕、成本低等優(yōu)異性能。近年來(lái)各航空航天大國(guó)都將AHV作為發(fā)展重點(diǎn)，對(duì)其進(jìn)行了廣泛研究[1-2]，其中最具代表性的是美國(guó)的Hyper-X計(jì)劃[3]。

高超聲速流動(dòng)的復(fù)雜性給飛行器設(shè)計(jì)帶來(lái)了極大的困難，氣動(dòng)問(wèn)題就是其中的一個(gè)重點(diǎn)難題。目前國(guó)內(nèi)外已開(kāi)展了大量針對(duì)AHV氣動(dòng)特性的實(shí)驗(yàn)研究。Holland等[4]使用美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)Langley 研究中心風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量出了一種X-43飛行器縮小模型在進(jìn)氣道閉合時(shí)的氣動(dòng)力參數(shù)，F(xiàn)an等[5]利用風(fēng)洞試驗(yàn)研究了一種AHV進(jìn)氣道的邊界層轉(zhuǎn)捩特性。由于試驗(yàn)耗時(shí)長(zhǎng)且成本高，相比之下工程算法則非常高效，因此也有眾多學(xué)者采用各種工程算法進(jìn)行研究。其中，Skujins等[6]基于激波膨脹波法建立了一種鴨式布局AHV的氣動(dòng)模型，重點(diǎn)研究了鴨翼對(duì)尾翼的氣動(dòng)干擾現(xiàn)象，并和數(shù)值方法作了對(duì)比，其計(jì)算迎角為-1°～5°。曾開(kāi)春等[7-9]使用激波膨脹波法結(jié)合當(dāng)?shù)亓骰钊碚摻⒘艘环NAHV在迎角為±5°以內(nèi)的氣動(dòng)模型。

雖然工程算法非常高效，卻以犧牲精度為代價(jià)，而數(shù)值方法不僅計(jì)算精度高，且比試驗(yàn)方法節(jié)省了大量時(shí)間和費(fèi)用，尤其是近年來(lái)隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法進(jìn)行研究存在很大的優(yōu)勢(shì)，國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了一些關(guān)于高超聲速飛行器的CFD模擬研究[10-11]。目前關(guān)于高超聲速飛行器的CFD研究主要是針對(duì)RHV，而針對(duì)AHV的則相對(duì)較少。其中，Cui等[12]設(shè)計(jì)了一種具有雙進(jìn)氣道的AHV機(jī)身前體，指出機(jī)身前體是影響整機(jī)升阻力特性的重要部分，計(jì)算迎角為-2°～10°。Gollan和Smart[13]在一種錐形機(jī)身上設(shè)計(jì)了“矩形-橢圓形”過(guò)渡的進(jìn)氣道，表明進(jìn)氣道與機(jī)身前體之間存在氣動(dòng)干擾。Taguchi等[14]計(jì)算了一種AHV的氣動(dòng)力，但計(jì)算時(shí)未將發(fā)動(dòng)機(jī)包括在內(nèi)，計(jì)算迎角為0°～10°，結(jié)果顯示升力系數(shù)與迎角幾乎呈線性關(guān)系。Mirmirani等[15]用機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)的二維模型計(jì)算了迎角±5°以內(nèi)的氣動(dòng)力，用于驗(yàn)證理論計(jì)算的準(zhǔn)確性。

到目前為止，采用數(shù)值方法對(duì)AHV進(jìn)行的研究多以機(jī)身或進(jìn)氣道性能為重點(diǎn)，極少數(shù)關(guān)于整機(jī)的氣動(dòng)分析也是處在較小迎角范圍內(nèi)，尚未見(jiàn)到針對(duì)大迎角的整機(jī)氣動(dòng)特性研究。事實(shí)上，高速飛行過(guò)程中，在大氣紊流等外部干擾的作用下，飛行器很可能會(huì)出現(xiàn)大迎角工作狀態(tài)，由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作對(duì)飛行器姿態(tài)具有苛刻的限制，同時(shí)大迎角下為了恢復(fù)正常姿態(tài)還需要操縱面大角度偏轉(zhuǎn)，因此很有必要對(duì)包括發(fā)動(dòng)機(jī)、操縱面在內(nèi)的整機(jī)大迎角氣動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行研究。本文對(duì)一種典型AHV進(jìn)行了數(shù)值仿真模擬，重點(diǎn)分析大迎角氣動(dòng)特性。

1 吸氣式高超聲速飛行器模型

AHV的特點(diǎn)是采用機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，為避免波阻增大，推進(jìn)系統(tǒng)必須位于機(jī)身前體產(chǎn)生的激波內(nèi)，因此推進(jìn)系統(tǒng)通常置于非?？亢蟮奈恢茫瑥亩箼C(jī)體前部呈尖楔形。飛行器靠前體下表面產(chǎn)生附體激波，提供大部分的升力，并為發(fā)動(dòng)機(jī)提供高壓空氣。這種機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化的特性，使得飛行器的氣動(dòng)-推進(jìn)系統(tǒng)之間存在強(qiáng)烈的耦合作用，造成其氣動(dòng)性能的復(fù)雜性。

根據(jù)典型AHV驗(yàn)證機(jī)得出的標(biāo)準(zhǔn)模型如圖1所示。本文旨在研究縱向特性，操縱面僅考慮水平全動(dòng)尾翼。定義坐標(biāo)系為：坐標(biāo)原點(diǎn)取機(jī)身縱向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)前緣處，x軸沿機(jī)身軸線指向機(jī)尾為正，z軸在機(jī)身縱向?qū)ΨQ(chēng)面上垂直于x軸指向上為正，y軸垂直于x軸和z軸，按右手定則給定正方向。圖1(b)中：τ1、τ2和τ3分別為上表面傾角、下表面傾角和后楔角；V∞為來(lái)流速度；α為迎角。

圖1 AHV模型Fig.1 AHV model

2 數(shù)值方法與驗(yàn)證

2.1 數(shù)值方法

由于高超聲速流動(dòng)涉及激波、邊界層、湍流、化學(xué)反應(yīng)等復(fù)雜的物理化學(xué)現(xiàn)象，要在數(shù)值計(jì)算中模擬所有現(xiàn)象難度很大。本文忽略了化學(xué)反應(yīng)、高溫氣體效應(yīng)等因素，以雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程為控制方程，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型計(jì)算雷諾應(yīng)力項(xiàng)，在近壁區(qū)域采用壁面函數(shù)進(jìn)行修正。

標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型方程為

Gk+Gb-ρ ε-YM+Sk

(1)

(2)

式中：ρ為密度；t為時(shí)間；ui為時(shí)均速度；xi和xj為速度分量；μ為黏度，μt為湍動(dòng)黏度；Gk為由平均速度梯度引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng)；Gb為由浮力引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng)；YM表示可壓湍流中脈動(dòng)擴(kuò)張的貢獻(xiàn)；C1ε、C2ε和C3ε為經(jīng)驗(yàn)常數(shù)；σk和σε分別為與湍動(dòng)能k和耗散率ε對(duì)應(yīng)的Prandtl數(shù)；Sk和Sε為用戶定義的源項(xiàng)。

對(duì)模型表面及流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分如圖 2所示。由于無(wú)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)，取半模計(jì)算，在氣動(dòng)影響較為嚴(yán)重的地方對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行加密，網(wǎng)格總數(shù)為238萬(wàn)。在全動(dòng)尾翼與機(jī)身連接處采用滑移網(wǎng)格處理，便于偏轉(zhuǎn)尾翼，同時(shí)為下一步的動(dòng)態(tài)研究作準(zhǔn)備。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grid

該飛行器在設(shè)計(jì)巡航狀態(tài)下，馬赫數(shù)Ma=8，高度為30 km，壓強(qiáng)、溫度等氣體參數(shù)由標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得。由于前體下表面必須產(chǎn)生附體斜激波才能為發(fā)動(dòng)機(jī)提供高壓空氣，因此低于-6.2°時(shí)前體下表面不再產(chǎn)生附體激波，不具備研究?jī)r(jià)值。同時(shí)考慮到迎角大于15°時(shí)，飛行器很可能已經(jīng)承受不住氣動(dòng)加熱而燒毀，也沒(méi)有研究意義。所以，本文選取計(jì)算迎角在-6°～15°范圍內(nèi)。

2.2 算例驗(yàn)證

由于數(shù)值計(jì)算結(jié)果與湍流模型、計(jì)算網(wǎng)格、算法等一系列因素相關(guān)，為了驗(yàn)證所用數(shù)值方法的可靠性，選取一個(gè)典型再入飛行器機(jī)體前部的橢球體模型為驗(yàn)證模型，將數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[16]進(jìn)行對(duì)比，重點(diǎn)考察大迎角下的吻合程度。計(jì)算條件為Ma=8，雷諾數(shù)Re=1.98×107，總溫T0=720 K，總壓P0=8.5 MPa。采用2.1節(jié)中的數(shù)值方法，對(duì)比結(jié)果如圖3所示，圖中顯示了迎角α=-5°,10°，25°時(shí)雙橢球體對(duì)稱(chēng)面上下兩側(cè)的壓力系數(shù)Cp分布，其中橫坐標(biāo)表示沿軸向無(wú)量綱位置，機(jī)頭處為0。

圖3 數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證結(jié)果Fig.3 Numerical simulation validation results

從圖3可以看出，在對(duì)稱(chēng)面上下側(cè)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果幾乎完全一致，在25°大迎角下吻合程度依然非常高。由此可以認(rèn)為，本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法完全可以用于研究高超聲速飛行器大迎角下的氣動(dòng)特性。

3 結(jié)果與分析

3.1 整機(jī)氣動(dòng)特性

本節(jié)主要研究飛行器整機(jī)氣動(dòng)特性，圖4給出了整機(jī)及各部分升力系數(shù)CL隨迎角的變化曲線。可以看出隨著迎角的變化，整機(jī)升力系數(shù)逐漸增加，在迎角為-6°～5°之間基本呈線性增長(zhǎng)，迎角大于5°時(shí)，升力系數(shù)表現(xiàn)出非線性增加。機(jī)身是產(chǎn)生升力的主要部分，在迎角大于5°時(shí)升力系數(shù)也出現(xiàn)非線性增加。另外，隨著迎角的增大，尾翼產(chǎn)生的升力也逐漸增大，但是數(shù)值較小。而發(fā)動(dòng)機(jī)部分產(chǎn)生的升力為負(fù)值，且迎角越大負(fù)升力越大，存在氣動(dòng)/推進(jìn)耦合現(xiàn)象。

圖4 升力系數(shù)曲線Fig.4 Lift coefficient curves

圖5 機(jī)身表面附近流線分布Fig.5 Streamlines distribution near surface of fuselage

為進(jìn)一步理解非線性形成的原因，觀察圖5所示的機(jī)身表面附近流線可以發(fā)現(xiàn)，0°迎角時(shí)，機(jī)身上表面流線附著在物面，而15°迎角時(shí)，機(jī)身上表面處于背風(fēng)膨脹波區(qū)，氣流分離后形成剪切層，剪切層卷積形成旋渦，從而對(duì)表面附近的流動(dòng)產(chǎn)生誘導(dǎo)作用，與未形成旋渦的“死水區(qū)”相比，減小了表面壓強(qiáng)，造成了非線性升力。

圖6給出了飛行器整機(jī)及各部分阻力系數(shù)CD隨迎角的變化曲線。整機(jī)阻力系數(shù)以0°迎角為對(duì)稱(chēng)呈拋物線趨勢(shì)增長(zhǎng)。其中產(chǎn)生阻力的主要部分仍然是機(jī)身，尾翼產(chǎn)生的阻力隨迎角增大而增大。發(fā)動(dòng)機(jī)在迎角大于3°以后產(chǎn)生的阻力變?yōu)樨?fù)值，表現(xiàn)為“推力”。這是因?yàn)闅饬髟诎l(fā)動(dòng)機(jī)腔內(nèi)來(lái)回折射，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)下表面產(chǎn)生壓力，壓力沿逆流方向上的分量即表現(xiàn)出的“推力”。

圖6 阻力系數(shù)曲線Fig.6 Drag coefficient curves

圖7 俯仰力矩系數(shù)曲線Fig.7 Pitching moment coefficient curves

圖7所示為整機(jī)及各部分俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角的變化曲線。整機(jī)和機(jī)身俯仰力矩系數(shù)隨迎角增大而增大，表現(xiàn)出靜不穩(wěn)定。這是由于整機(jī)升力主要由機(jī)身前體下表面產(chǎn)生，因此整機(jī)氣動(dòng)中心位于重心之前，從而導(dǎo)致縱向靜不穩(wěn)定。整機(jī)和機(jī)身俯仰力矩系數(shù)同樣在5°迎角以后出現(xiàn)非線性增長(zhǎng)。發(fā)動(dòng)機(jī)部分的俯仰力矩系數(shù)幾乎為0，且基本保持不變。尾翼部分的力矩系數(shù)隨迎角增大而減小，且幅度較小，這主要是由于尾翼面積相比機(jī)身而言較小，因此操縱效率并不高。

圖8 升阻比和氣動(dòng)中心變化曲線Fig.8 Lift-to-drag ratio and aerodynamic center change curves

圖9所示為飛行器表面壓力系數(shù)分布和截面周?chē)鸟R赫數(shù)分布，左下角為對(duì)稱(chēng)面上的壓力云圖。可以看出，飛行器的前體下表面為升力的主要產(chǎn)生面。0°迎角時(shí)，機(jī)體周?chē)a(chǎn)生完整的激波錐，而在15°迎角下，前體下表面附體激波開(kāi)始脫離，氣流繞過(guò)邊緣在機(jī)身上側(cè)產(chǎn)生膨脹波，機(jī)身上表面壓力降低，從而使得升力增加，機(jī)身上側(cè)的膨脹波在邊緣內(nèi)側(cè)被嵌入的橫流激波終止，形成了低壓區(qū)，進(jìn)一步增大了升力。同時(shí)從左下角的壓

圖9 表面壓力系數(shù)和截面馬赫數(shù)分布Fig.9 Distribution of surface pressure coefficient and cross-section Mach number

力云圖可以看出，0°迎角時(shí)，氣流經(jīng)過(guò)前體下表面的壓縮作用直接進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，而15°迎角時(shí)，激波更加靠近前體下表面，并和進(jìn)氣道外部激波系發(fā)生干擾，使得激波向外折射，在引起波阻增量的同時(shí)，也會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能產(chǎn)生不利影響。

3.2 進(jìn)氣道性能

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于工作環(huán)境有著嚴(yán)苛的要求，機(jī)身前體下表面作為發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)壓縮面，其作用相當(dāng)于進(jìn)氣道。由于推進(jìn)系統(tǒng)即使在試驗(yàn)中也難以集成到地面模擬模型中，因此在本文采用的數(shù)值模擬中，發(fā)動(dòng)機(jī)始終處于冷噴狀態(tài)。

圖10給出了進(jìn)氣道增壓比p/p∞和總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨迎角的變化趨勢(shì)?？梢钥闯觯窃酱?，增壓比越大，這是由于迎角越大，形成的激波越強(qiáng)，激波過(guò)后的壓強(qiáng)也就越大。-6°迎角時(shí)增壓比只有1.1，進(jìn)氣質(zhì)量遠(yuǎn)不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的要求?？倝夯謴?fù)系數(shù)在-3°迎角時(shí)達(dá)到最大值0.994，大迎角下，總壓恢復(fù)系數(shù)急劇降低，到15°迎角時(shí)只有0.24，總壓損失嚴(yán)重，會(huì)大大減小發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力。

圖10 增壓比和總壓恢復(fù)系數(shù)變化曲線Fig.10 Pressure ratio and total pressure recovery coefficient change curves

圖11 捕獲質(zhì)量流量變化曲線Fig.11 Mass flow capture change curve

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)性能

根據(jù)文獻(xiàn)[17]中的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型，可將發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化為由擴(kuò)壓段、燃燒室和內(nèi)噴管組成，如圖12(a)所示。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)為一維流動(dòng)，由數(shù)值模擬結(jié)果得到入流參數(shù)，在考慮燃油的基礎(chǔ)上計(jì)算出內(nèi)流參數(shù)，再根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)入口及出口處參數(shù)，結(jié)合沖量定理，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)推力。具體計(jì)算方法參見(jiàn)文獻(xiàn)[17]，計(jì)算公式為

(3)

圖12 發(fā)動(dòng)機(jī)截面形狀和發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線Fig.12 Cross-section and thrust curve of engine

從圖12可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的推力在迎角大于5°時(shí)呈急劇下降趨勢(shì)，此時(shí)對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)和質(zhì)量流量也均減小。充分說(shuō)明大迎角下雖然氣流經(jīng)過(guò)更強(qiáng)烈的減速增壓，但也會(huì)帶來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣質(zhì)量流量下降和總壓恢復(fù)系數(shù)降低的不利影響，從而直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，并且可能出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象，總體來(lái)說(shuō)不利于發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

假設(shè)大迎角下發(fā)動(dòng)機(jī)仍處于工作狀態(tài)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線指向機(jī)頭，因此產(chǎn)生抬頭力矩。圖13所示為考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力前后整機(jī)俯仰力矩系數(shù)Cm曲線的對(duì)比?？紤]發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的力矩之后，在迎角小于5°時(shí)，整機(jī)俯仰力矩系數(shù)曲線斜率Cmα有所增大，然而迎角大于5°時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力急劇減小使得Cmα減小，從而使整機(jī)不穩(wěn)定程度減小。

圖13 俯仰力矩系數(shù)曲線對(duì)比Fig.13 Comparison of pitching moment coefficient curves

3.4 全動(dòng)尾翼氣動(dòng)性能

考慮到如果尾翼偏角過(guò)大，可能發(fā)生熱燒蝕破壞，且產(chǎn)生的配平阻力會(huì)影響鉸鏈力矩(對(duì)作動(dòng)器的性能要求)，本文假設(shè)尾翼偏角δt的范圍為±20°，上偏為正。圖14顯示迎角分別為0°和15°時(shí)，尾翼的偏轉(zhuǎn)對(duì)升力系數(shù)的影響?？梢钥闯?，升力系數(shù)與尾翼偏轉(zhuǎn)角基本呈線性增加趨勢(shì)，整機(jī)升力系數(shù)的增量絕大部分是由尾翼偏轉(zhuǎn)引起的。但尾翼偏轉(zhuǎn)同時(shí)也影響了機(jī)身的升力系數(shù)，造成機(jī)身部分的小幅變化，而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部分基本沒(méi)有影響。這是因?yàn)槲惨砼c機(jī)身之間存在氣流干擾，而與發(fā)動(dòng)機(jī)相距較遠(yuǎn)，不會(huì)造成干擾。另外，15°迎角時(shí)升力系數(shù)曲線的斜率與0°迎角相比較小。

圖14 尾翼偏轉(zhuǎn)對(duì)升力系數(shù)的影響Fig.14 Influences of tail deflection on lift coefficient

圖15顯示迎角分別為0°和15°時(shí)，尾翼偏轉(zhuǎn)對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響，與對(duì)升力系數(shù)的影響相似。另外可以看出，尾翼正偏時(shí)對(duì)機(jī)身俯仰力矩系數(shù)的影響要大于負(fù)偏時(shí)。這是因?yàn)?，尾翼正偏時(shí)，前緣超出機(jī)身上表面，產(chǎn)生的激波對(duì)機(jī)身后段上表面流動(dòng)造成影響，提高了機(jī)身后段上表面的壓強(qiáng)，從而增加了機(jī)身的抬頭力矩；而負(fù)偏時(shí)，尾緣超出機(jī)身，位置較前者靠后很多，產(chǎn)生的激波對(duì)機(jī)身后段的影響沒(méi)有前者大。同樣的，可以看出和0°迎角相比，15°迎角時(shí)尾翼的操縱效率有所降低。

圖15 尾翼偏轉(zhuǎn)對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響Fig.15 Influences of tail deflection on pitching moment coefficient

圖 16所示為尾翼表面及附近壓力系數(shù)分布圖，由于尾翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，上表面處于背風(fēng)區(qū)，表面上的壓力幾乎可以忽略不計(jì)，因此圖中顯示的是尾翼下表面上的壓力系數(shù)分布?？梢钥吹?，0°迎角時(shí)，尾翼前緣是升力產(chǎn)生的主要位置，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)身之前受到尾翼干擾，通過(guò)尾翼與機(jī)身連接處改變了機(jī)身上表面的壓力分布，使得靠近尾翼部分的壓力增大；而15°迎角時(shí)，尾翼中后緣是升力產(chǎn)生的主要位置，處在與機(jī)身連接處之后，對(duì)機(jī)身的影響不如前者大。因此，15°時(shí)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨尾翼偏角的變化斜率絕對(duì)值均小于0°迎角時(shí)。

圖16 尾翼表面及附近壓力系數(shù)分布Fig.16 Distribution of surface pressure coefficient on and near tail

因此，迎角為0°時(shí)，尾翼偏轉(zhuǎn)8°左右就可以配平，而15°迎角下，尾翼偏轉(zhuǎn)20°依然遠(yuǎn)遠(yuǎn)無(wú)法達(dá)到配平要求，配平難度明顯增大。雖然在模擬中并沒(méi)有考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的工作，但是依據(jù)前面的推斷，發(fā)動(dòng)機(jī)此時(shí)的工作狀態(tài)不佳，如果發(fā)生不起動(dòng)現(xiàn)象，那么此時(shí)僅靠偏轉(zhuǎn)尾翼使飛行器恢復(fù)正常飛行姿態(tài)具有相當(dāng)大的難度，必須采取其他措施。

4 結(jié) 論

1) 大迎角下，飛行器的氣動(dòng)參數(shù)表現(xiàn)出非線性；迎角超過(guò)8°之后升阻比開(kāi)始減小；整機(jī)縱向表現(xiàn)為靜不穩(wěn)定，且不穩(wěn)定性隨迎角增大而增大。

2) 隨著迎角增大，氣流經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)的增壓比增大，進(jìn)氣道壓縮性增強(qiáng)，但是總壓恢復(fù)系數(shù)降低，15°迎角時(shí)只有0.24，總壓損失嚴(yán)重，且進(jìn)氣道捕獲質(zhì)量流量在5°以后急劇降低，從而直接減小了發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力，甚至可能使發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，但卻降低了整機(jī)縱向靜不穩(wěn)定的程度。

3) 大迎角下，全動(dòng)尾翼的操縱效率會(huì)略有降低，配平難度增大，考慮到大迎角下發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，此時(shí)僅靠偏轉(zhuǎn)尾翼使飛行器恢復(fù)正常飛行姿態(tài)具有相當(dāng)大的難度，必須采取其他措施。

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Tel: 010-82338786

E-mail: buaaluowenli@163.com

向錦武 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向：飛行器設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)彈性等。

Tel: 010-82338786

E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 010-82338786 E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

Aerodynamic characteristics analysis of air-breathing hypersonic vehicles at high angle of attack

LUO Wenli, LI Daochun, XIANG Jinwu*

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

During the flight of air-breathing hypersonic vehicles, the atmospheric turbulence or other external disturbances may result in high angle of attack conditions. In order to study the aerodynamic performances influenced by high angle of attack, numerical simulations are performed on the flow field of a typical air-breathing hypersonic vehicle. The flow field and aerodynamic characteristics are obtained by solving the Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations using standardk-εturbulence models. The performances of vehicle, inlet and the all-moving tails are analyzed and explained based on the flow field characteristics especially at high angle of attack. The investigation indicates that there is coupling between aerodynamics and propulsive system. At high angle of attack, aerodynamic parameters exhibit nonlinear characteristics, meanwhile, the lift-to-drag ratio begins to reduce and the longitudinal instability enhances. The inlet has poor performance at high angle of attack, resulting in the decrease of thrust provided by the engine, which is not conducive to the normal operation of the engine. However, on the other hand, the decrease of thrust will reduce the longitudinal instability of the vehicle. In addition, the control efficiency of the all-moving tails reduces and consequently makes trimming difficult.

air-breathing; hypersonic; numerical simulation; high angle of attack; inlet; tail

2014-06-04； Revised： 2014-09-10； Accepted： 2014-09-22； Published online： 2014-10-19 13:14

s： National Natural Science Foundation of China (91216102, 11402014)

2014-06-04; 退修日期： 2014-09-10; 錄用日期： 2014-09-22; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-09 13：14

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0266.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (91216102， 11402014)

Luo W L, Li D C, Xiang J W. Aerodynamic characteristics analysis of air-breathing hypersonic vehicles at high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 223-231. 羅文莉， 李道春， 向錦武. 吸氣式高超聲速飛行器大迎角氣動(dòng)特性分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 223-231.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0266

V211.4

A

1000-6893(2015)01-0223-09

羅文莉 女， 碩士研究生。主要研究方向：飛行器氣動(dòng)彈性。

*通訊作者.Tel.： 010-82338786 E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

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