李曉鵬,宋文萍,宋　科

(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安　710072)

典型尾翼布局的類乘波體氣動(dòng)與流場(chǎng)特性研究*

李曉鵬,宋文萍,宋科

(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安710072)

摘要:通過數(shù)值模擬方法,深入對(duì)比研究了高超聲速情況下類乘波體機(jī)身帶單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種典型尾翼布局的氣動(dòng)特性,并揭示了機(jī)身對(duì)尾翼的干擾流動(dòng)機(jī)理。研究表明:從全機(jī)的氣動(dòng)性能角度分析,雙垂尾布局氣動(dòng)特性最優(yōu);從尾翼的縱向氣動(dòng)性能角度分析,單垂尾布局下尾翼的氣動(dòng)特性較好。最后揭示了機(jī)身對(duì)垂直翼、傾斜翼和水平翼的干擾流動(dòng)機(jī)理。文中的研究結(jié)果能夠?qū)Ω叱曀亠w行器的尾翼布局設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考。

關(guān)鍵詞:氣動(dòng)特性;干擾流動(dòng)機(jī)理;乘波構(gòu)形機(jī)身;典型尾翼布局

0引言

高超聲速飛行器是一種飛行速度高于5倍聲速的飛行器[1]。以吸氣式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器前體主要采用了類乘波體布局,其最大的優(yōu)勢(shì)是具有低阻、高升阻比的特性[2],從而可以實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)距離的高超聲速飛行。

美國(guó)X-51A作為吸氣式高超聲速飛行器的代表,成功地進(jìn)行了飛行驗(yàn)證試驗(yàn),其在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中就采用了類乘波體布局[3]。國(guó)內(nèi)對(duì)這類布局的研究工作主要包括:飛行器一體化外形的升阻特性研究[4];飛行器氣動(dòng)加熱的工程計(jì)算[5-6];飛行器一體化設(shè)計(jì)研究等方面[7]。然而對(duì)類乘波體飛行器尾翼布局設(shè)計(jì)和機(jī)身對(duì)尾翼的干擾特性方面缺乏較深入細(xì)致的研究。

對(duì)于類乘波體布局,飛行器前體的下表面會(huì)產(chǎn)生很大的升力,這也給飛行器帶來了很大的抬頭力矩,導(dǎo)致其縱向靜穩(wěn)定度變得較差[8]。因此為了增加飛行器的縱向靜穩(wěn)定度與可操縱性,同時(shí)考慮飛行器航向靜穩(wěn)定度的要求,需要在機(jī)身后部配置尾翼。但尾翼的配置會(huì)對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能產(chǎn)生重要影響,故研究典型尾翼布局下飛行器的氣動(dòng)性能與機(jī)身對(duì)尾翼的干擾流動(dòng)機(jī)理具有重要的實(shí)際指導(dǎo)意義。

文中針對(duì)類乘波體機(jī)身帶3種典型尾翼布局的構(gòu)型,深入對(duì)比研究了單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種尾翼布局的氣動(dòng)性能,并揭示了機(jī)身與尾翼之間的干擾流動(dòng)機(jī)理。文中的研究結(jié)果對(duì)高超聲速飛行器的尾翼布局設(shè)計(jì)提供了有價(jià)值的參考。

1數(shù)值方法及校驗(yàn)

1.1　控制方程及其求解

積分守恒形式的三維雷諾平均N-S方程表達(dá)式如下:

(1)

式中,Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE)T為守恒變量。ρ為密度,u、v、w分別為直角坐標(biāo)系下x、y、z三個(gè)方向的速度分量,E為單位質(zhì)量總能;?V為某一固定區(qū)域V的邊界;n為邊界的外法向量;Fc為對(duì)流矢通量,Fv為粘性矢通量。

利用有限體積法求解上述控制方程,數(shù)值求解的時(shí)間推進(jìn)采用隱式格式,空間離散采用二階TVD格式,采用k-ωSST湍流模型,物面邊界條件為絕熱壁條件。

1.2　數(shù)值方法校驗(yàn)

以某方形截面導(dǎo)彈[9]為例進(jìn)行數(shù)值方法校驗(yàn),校驗(yàn)結(jié)果詳見文獻(xiàn)[10]。校驗(yàn)結(jié)果表明,計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好,表明計(jì)算方法與網(wǎng)格生成策略可行。

2計(jì)算模型及計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算外形采用的尾翼外形如圖1所示,尾翼采用的翼型為前緣倒圓半徑為2 mm、相對(duì)厚度4%c的六邊形翼型,c為當(dāng)?shù)卣瓜蛭恢锰幍囊硇推拭嫦议L(zhǎng)。尾翼的前緣后掠角為45°。計(jì)算時(shí)力矩參考點(diǎn)取在50%機(jī)身長(zhǎng)度處。

圖1　尾翼幾何外形示意圖

機(jī)身與尾翼組合體的幾何外形如圖2所示,其中圖2(a)、(b)、(c)分別為單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種典型尾翼布局幾何示意圖。

圖2　3種典型尾翼布局的幾何外形示意圖

流場(chǎng)模擬采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,機(jī)身帶尾翼的表面網(wǎng)格如圖3所示,全模的網(wǎng)格量約為1 100萬。

圖3　三垂尾布局表面網(wǎng)格示意圖

33種布局氣動(dòng)特性對(duì)比與分析

3.1　3種布局下全機(jī)的氣動(dòng)特性對(duì)比分析

首先給出了3種布局下全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度,全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度的計(jì)算公式如下:

(2)

表1為3種布局下全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度比較,由表1可知,在Ma=6的狀態(tài)下,單垂尾布局由于沒有傾斜翼的存在,縱向是靜不穩(wěn)定的;雙垂尾與三垂尾布局的縱向靜穩(wěn)定度約為-2%。從Ma=6到Ma=2,由于壓心前移,全機(jī)的縱向穩(wěn)定度逐漸增強(qiáng)。

表1　3種布局下全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度比較

其次給出了3種布局下全機(jī)的航向靜穩(wěn)定度,全機(jī)的航向靜穩(wěn)定度計(jì)算公式如下:

(3)

表2為3種布局下全機(jī)的航向靜穩(wěn)定度比較,在Ma=6狀態(tài)下,從單垂尾布局到三垂尾布局,航向穩(wěn)定性逐漸增強(qiáng)。相對(duì)于單垂尾布局的航向靜穩(wěn)定度,雙垂尾與三垂尾的航向靜穩(wěn)定度的絕對(duì)值分別增加12%和44%,在Ma=2狀態(tài)下,雙垂尾與三垂尾的航向靜穩(wěn)定度的絕對(duì)值分別增加24%和46%。

表2　3種布局下全機(jī)的航向靜穩(wěn)定度比較

圖4為Ma=6狀態(tài)下全機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨攻角變化曲線,主要規(guī)律如下:雙垂尾與三垂尾布局全機(jī)的升力系數(shù)較為接近,單垂尾上的升力系數(shù)略小;由單垂尾到三垂尾布局,全機(jī)的阻力系數(shù)逐漸增加。

圖4　3種布局下全機(jī)的氣動(dòng)特性對(duì)比(Ma=6)

圖5為Ma=2狀態(tài)下全機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨攻角變化曲線,主要規(guī)律如下:雙垂尾布局的升力系數(shù)較大,三垂尾布局升力系數(shù)略小,單垂尾上的升力系數(shù)最小;由單垂尾到三垂尾布局,全機(jī)的阻力系數(shù)逐漸增加。

圖5　3種布局下全機(jī)的氣動(dòng)特性對(duì)比(Ma=2)

從以上對(duì)比分析中可以得出,在3種布局中,雙垂尾布局縱向靜穩(wěn)定度較好,航向靜穩(wěn)定度居中,升力系數(shù)較大,唯一不足的是阻力系數(shù)較單垂尾布局略大。故綜合比較3種布局全機(jī)的氣動(dòng)特性,雙垂尾布局全機(jī)的氣動(dòng)性能最優(yōu)。

3.2　3種布局下尾翼上的氣動(dòng)特性對(duì)比分析

為了更加深入細(xì)致的比較研究3種布局尾翼上的氣動(dòng)特性,本節(jié)針對(duì)尾翼本身的氣動(dòng)力進(jìn)行了對(duì)比分析。

表3為Ma=6與Ma=2狀態(tài)下,3種布局的翼面在水平方向上單位投影面積提供的縱向靜穩(wěn)定度,通過對(duì)比可知,雙垂尾與三垂尾布局翼面上提供的較為接近,而單垂尾上翼面提供的絕對(duì)值較大。故從縱向操作角度衡量,單垂尾布局縱向氣動(dòng)效率最高。

表3　3種布局下翼面上提供的縱向靜穩(wěn)定度

圖6為Ma=6狀態(tài)下,尾翼在水平方向單位投影面積上的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線,主要規(guī)律如下:雙垂尾與三垂尾布局單位投影面積上的升力系數(shù)較為接近,單垂尾上的升力系數(shù)略大;由單垂尾到三垂尾布局,雙垂尾布局的阻力系數(shù)較小,單垂尾布局阻力系數(shù)較大。

圖6　尾翼在水平方向單位投影面積上的氣動(dòng)力(Ma=6)

圖7為Ma=2狀態(tài)下,尾翼在水平方向單位投影面積上的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線,主要規(guī)律如下:雙垂尾與三垂尾布局單位投影面積上的升力系數(shù)較為接近,單垂尾上的升力系數(shù)略大;由單垂尾到三垂尾布局,雙垂尾布局的阻力系數(shù)較小,單垂尾布局阻力系數(shù)較大。

圖7　尾翼在水平方向單位投影面積上的氣動(dòng)力(Ma=2)

綜上所述,通過比較3種布局下水平方向單位投影面積翼面上的縱向氣動(dòng)特性,可以得出,在3種布局中,單垂尾布局下的翼面在水平方向單位投影面積上提供的縱向靜穩(wěn)定度最大,其升力系數(shù)最大,唯一不足的是阻力較大,故綜合比較縱向方面的氣動(dòng)特性,布局一的翼面縱向氣動(dòng)性能最優(yōu),布局二的翼面縱向氣動(dòng)性能其次,布局三的翼面縱向氣動(dòng)性能最差。

4機(jī)身對(duì)尾翼干擾機(jī)理分析

圖8為三垂尾布局在Ma=6,α=4°狀態(tài)下,機(jī)身與垂直翼、傾斜翼、水平翼的干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及動(dòng)壓云圖,從圖8中可以看出,垂直翼、傾斜翼、水平翼都受到機(jī)身的干擾,機(jī)身對(duì)翼面的干擾主要來源于三個(gè)方面,一是機(jī)身背風(fēng)區(qū)與附面層形成的低動(dòng)壓區(qū)(同樣也是低馬赫數(shù)區(qū)),二是機(jī)身產(chǎn)生的波系干擾區(qū),三是機(jī)身產(chǎn)生的渦系干擾區(qū)。垂直翼受到機(jī)身背風(fēng)面產(chǎn)生的低動(dòng)壓區(qū)的干擾,干擾較強(qiáng)。傾斜翼受到機(jī)身附面層形成較薄低動(dòng)壓區(qū)的干擾,干擾較弱;水平翼受到機(jī)身產(chǎn)生的漩渦流動(dòng)的干擾,干擾較強(qiáng)。

圖8　機(jī)身與尾翼干擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖

圖9為單垂尾、雙垂尾、三垂尾布局在Ma=6,α=4°狀態(tài)下,經(jīng)過水平翼根部1/2弦長(zhǎng)處橫截面的動(dòng)壓云圖,從圖9中可以看出,垂直翼受到機(jī)身背風(fēng)面產(chǎn)生的低動(dòng)壓區(qū)的干擾,干擾較強(qiáng);傾斜翼也受到機(jī)身產(chǎn)生較薄低動(dòng)壓區(qū)的干擾,相比于垂直尾翼所受到的干擾,傾斜翼受到的干擾較弱;水平翼主要受到機(jī)身產(chǎn)生渦系結(jié)構(gòu)的干擾,干擾主要集中在翼面根部附近,干擾較強(qiáng)。

圖9　經(jīng)過水平翼根部1/2弦長(zhǎng)處橫截面的總壓云圖(Ma=6)

圖10為單垂尾、雙垂尾、三垂尾布局在Ma=2,α=4°狀態(tài)下,經(jīng)過水平翼根部1/2弦長(zhǎng)處橫截面的動(dòng)壓云圖,從圖10中可以看出,垂直翼受到機(jī)身背風(fēng)區(qū)產(chǎn)生的低動(dòng)壓區(qū)的干擾,干擾較強(qiáng);傾斜翼也受到機(jī)身產(chǎn)生較薄低動(dòng)壓區(qū)的干擾,傾斜翼受到的干擾較弱;水平翼也受到機(jī)身產(chǎn)生渦系結(jié)構(gòu)的干擾,隨著馬赫數(shù)的減小,渦系對(duì)水平翼的干擾區(qū)增加,干擾程度增強(qiáng)。

圖10　經(jīng)過水平翼根部1/2弦長(zhǎng)處橫截面的總壓云圖(Ma=2)

綜上所述,機(jī)身對(duì)垂直翼、傾斜翼、水平翼都有一定程度的干擾。垂直翼受到機(jī)身背風(fēng)面產(chǎn)生的低總壓區(qū)的較強(qiáng)干擾;傾斜翼也受到機(jī)身產(chǎn)生較薄低總壓區(qū)的較弱干擾;水平翼主要受到機(jī)身產(chǎn)生渦系的干擾,并且干擾較強(qiáng)。

5結(jié)論

文中對(duì)比研究了3種尾翼布局的氣動(dòng)特性,并揭示了機(jī)身對(duì)尾翼的干擾機(jī)理,得出如下結(jié)論:

1)通過全機(jī)的氣動(dòng)性能分析,雙垂尾布局的縱向靜穩(wěn)定度高,航向靜穩(wěn)定度較好,升力系數(shù)較大,因此雙垂尾布局氣動(dòng)性能最優(yōu)。

2)通過翼面在水平方向上單位投影面積的縱向

氣動(dòng)性能分析,單垂尾布局下的翼面提供的縱向靜穩(wěn)定度絕對(duì)值最大,其升力系數(shù)最大,單垂尾布局下的翼面縱向氣動(dòng)性能最優(yōu)。

3)垂直翼、傾斜翼、水平翼都受到機(jī)身的干擾,機(jī)身對(duì)翼面的干擾主要來源于三個(gè)方面,一是機(jī)身背風(fēng)區(qū)與附面層形成的低動(dòng)壓區(qū),二是機(jī)身產(chǎn)生的波系,三是機(jī)身前體處產(chǎn)生的渦系。

4)垂直翼受到機(jī)身背風(fēng)面產(chǎn)生的低總壓區(qū)的較強(qiáng)干擾;傾斜翼也受到機(jī)身產(chǎn)生較薄低總壓區(qū)的較弱干擾;水平翼主要受到機(jī)身產(chǎn)生渦系的干擾。

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收稿日期:2015-01-20

作者簡(jiǎn)介:李曉鵬(1982-),男,陜西佳縣人,博士研究生,研究方向:氣動(dòng)設(shè)計(jì)與計(jì)算流體力學(xué)。

中圖分類號(hào):V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

Numerical Investigation of Aerodynamic Characteristics and Fuselage-tail
Interference for a Waverider-derived Vehicle with Typical Tail Layouts

LI Xiaopeng,SONG Wenping,SONG Ke

(Key Laboratory of National Defense Science and Technology of Airfoil，the Cascade Aerodynamic, Northwestern

Polytechnical Universty, Xi’an 710072, China)

Abstract:Based on RANS solver, the hypersonic flow around waverider-derived vehicle has been numerically simulated to find out the aerodynamic characteristics of three typical tail layouts, furthermore, the interference mechanism between fuselage and tails was revealed. According to the simulation results, by analyzing the aerodynamic performance of the whole vehicle, it shows that the aerodynamic performance of twin vertical tails layout is better than the other two. By analyzing the longitudinal aerodynamic performance per unit area projected to the horizontal direction, the single vertical tail layout is better than the other two layouts. Finally, the interference flow mechanism between fuselage and vertical tail, oblique tail, horizontal tail is revealed. Conclusions of this paper, are of some quantitative and qualitative value to hypersonic vehicle's tail layout design.

Keywords:aerodynamic characteristics; interference flow mechanism; waverider; typical tail layout