頭部鈍度和尾部形狀對(duì)空射火箭氣動(dòng)特性的影響

張艷華1,李華星1,張登成2,屈亮2,鄭無(wú)計(jì)2

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,西安 710072;2.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院,西安 710038)

摘要:為了研究空中發(fā)射運(yùn)載火箭外形對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律,通過(guò)低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),利用六分量天平測(cè)量空射火箭模型在迎角0～80°,4個(gè)速度(17 m/s,25 m/s,35 m/s,40 m/s)下的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。結(jié)果表明:在零側(cè)滑條件下,模型的背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)了非對(duì)稱(chēng)渦,產(chǎn)生較大的側(cè)力和偏航力矩,俯仰力矩隨迎角的變化存在不穩(wěn)定區(qū)域;相比圓柱形尾部模型,收斂擴(kuò)張形尾部提高了模型的縱向穩(wěn)定性,6%頭部鈍度的圓頭模型最大側(cè)力減少至少50%,非對(duì)稱(chēng)渦的起始迎角提高了7°。研究結(jié)果可為內(nèi)裝式空射火箭的外形設(shè)計(jì)提供一定的參考。

關(guān)鍵詞:空中發(fā)射;運(yùn)載火箭;大迎角;非對(duì)稱(chēng)渦;頭部鈍度;氣動(dòng)特性

收稿日期:2013-05-29

基金項(xiàng)目:國(guó)家自然科學(xué)

作者簡(jiǎn)介:張艷華(1979- ),女,講師,博士研究生,研究方向?yàn)轱w行力學(xué)和飛行仿真。E-mail:angle0725@hotmail.com。

中圖分類(lèi)號(hào):V211.7文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

EffectofNoseBluntnessandDifferentAfterbodyonAerodynamic

CharacteristicsofAir-launchedRocketModel

ZHANGYan-hua1,LI Hua-xing1,ZHANG Deng-cheng2,QU Liang2,ZHENG Wu-ji2

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072China;

2.CollegeofAerospaceEngineering,AirForceEngineeringUniversity,Xi’an710038China)

Abstract:To study the rule of different shape affecting the aerodynamic characteristics of air-launched rocket,the experiments in low-speed wind tunnel were carried out at the angle of incidence range of 0-80° and the speed of 17 m/s,25 m/s,35 m/s and 40 m/s.Forces and moments were measured through six-component balance.The result shows that vortex asymmetry appears under the conditions of zero side slip.Asymmetrical phenomenon leads to larger side force and yaw moment.In addition,variation of the pitching moment with angle of attack shows instability at some incidences.The longitudinal stability of the model with convergent-expanded afterbody is improved compared to cylindrical afterbody.The maximum side force of the blunt nose model with 6% bluntness is reduced at least by 50%,and the onset angle for vortex asymmetry is increased by 7°.The results offer some references for designing the cabin air-launched rocket.

Keywords:air-launch;carrierrocket;largeangleofattack;asymmetryvortex;nosebluntness;aerodynamiccharacteristics

相比地面發(fā)射,空中發(fā)射[1-2]具有快速、靈活、可靠、廉價(jià)等諸多優(yōu)點(diǎn),是一種新型高效的發(fā)射方式。內(nèi)裝式空中發(fā)射技術(shù)[3-4]是將運(yùn)載火箭內(nèi)置于運(yùn)輸機(jī)貨艙內(nèi),飛行到一定高度、一定速度后釋放火箭,火箭在自身重力、空氣動(dòng)力和穩(wěn)定傘拉力的綜合作用下調(diào)整姿態(tài)達(dá)到點(diǎn)火狀態(tài),進(jìn)行發(fā)射。該分離方案對(duì)載機(jī)改動(dòng)少,氣動(dòng)干擾小,易于隱身,運(yùn)載效率較高,目前美國(guó)已經(jīng)利用C-17運(yùn)輸機(jī)成功進(jìn)行了3次模擬內(nèi)裝式空投試驗(yàn)?；鸺c載機(jī)分離后,為保證火箭沿著一定的軌跡快速、穩(wěn)定、安全地達(dá)到點(diǎn)火狀態(tài)(如圖1所示),需要考慮2個(gè)問(wèn)題:①火箭與載機(jī)分離后俯仰角逐漸增大,俯仰角速度逐漸減小,當(dāng)角速度接近0時(shí)達(dá)到點(diǎn)火狀態(tài)進(jìn)行發(fā)射,此過(guò)程縱向力矩的大小決定火箭的姿態(tài)變化和穩(wěn)定性,需要考慮火箭外形對(duì)縱向力矩的影響。②分離過(guò)程迎角逐漸增加,速度逐漸減小,在點(diǎn)火前后出現(xiàn)了低速大迎角階段。由于火箭前體屬于細(xì)長(zhǎng)旋成體,大量實(shí)驗(yàn)和理論研究結(jié)果表明[6-7],該階段火箭的背風(fēng)區(qū)會(huì)產(chǎn)生非對(duì)稱(chēng)渦和側(cè)向力,形成側(cè)滑角,不但會(huì)影響火箭的運(yùn)動(dòng)軌跡,而且會(huì)帶來(lái)航向的不穩(wěn)定,同時(shí)分離過(guò)程火箭與載機(jī)距離較近,火箭軌跡的偏移會(huì)直接威脅到載機(jī)的安全性,因此需要深入研究火箭背風(fēng)區(qū)的非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象,并尋求減小和削弱側(cè)向力的方法。WilliamVLogan和MartiSarigul-Klijn等通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)矢量推力和邊條的控制方式在一定程度上削弱了非對(duì)稱(chēng)渦。有限的研究也表明[10-11],頭部鈍度能夠延遲非對(duì)稱(chēng)渦的產(chǎn)生,可有效減小側(cè)力和最大側(cè)力的量值。相比一些先進(jìn)的主動(dòng)控制方法,比如吹/吸氣[12-13]、小型擾流片[14]和等離子體控制等,頭部鈍度不需要額外的機(jī)械或電源設(shè)備,是一種簡(jiǎn)單可行的非對(duì)稱(chēng)渦控制方法。

圖1　火箭與載機(jī)分離過(guò)程示意圖

鑒于以上分析,本文通過(guò)低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),在迎角范圍0～80°,4個(gè)速度下研究2種不同尾部形狀火箭模型的縱向力矩與穩(wěn)定性變化特點(diǎn);設(shè)計(jì)尖頭和圓頭火箭,研究頭部鈍度對(duì)火箭背風(fēng)區(qū)非對(duì)稱(chēng)渦的作用效果及對(duì)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果可為火箭外形的選擇提供理論參考,可為改善火箭空投過(guò)程縱向和航向穩(wěn)定性,保證系統(tǒng)安全提供理論依據(jù)。

1實(shí)驗(yàn)設(shè)備、模型及數(shù)據(jù)采集

1.1　實(shí)驗(yàn)設(shè)備

實(shí)驗(yàn)依托的低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)3m,寬1.2m,高1m,最大風(fēng)速75m/s,實(shí)驗(yàn)段湍流度全部小于0.2%。空間點(diǎn)的氣流偏角|Δα|≤0.5°,|Δβ|≤0.5°,其中,α為迎角,β為側(cè)滑角,迎角范圍0°<α<80°,模型采用尾撐方式。氣動(dòng)力和力矩的測(cè)量通過(guò)外徑為24mm的六分量天平實(shí)現(xiàn),量程和校準(zhǔn)精度ep和準(zhǔn)度ea見(jiàn)表1和表2,其中,Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz分別為體軸系下的軸向力、法向力、側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩,天平的精、準(zhǔn)度指標(biāo)已經(jīng)達(dá)到或優(yōu)于國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的合格指標(biāo)。另外,經(jīng)過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換天平可測(cè)得風(fēng)軸系下的升力系數(shù)Cy、阻力系數(shù)Cx、側(cè)力系數(shù)Cz、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx、偏航力矩系數(shù)my和俯仰力矩系數(shù)mz,其中俯仰力矩的參考點(diǎn)為模型的重心,后文中的數(shù)據(jù)全部為風(fēng)軸系下的數(shù)據(jù)。

表1　六分量天平的量程

表2　六分量天平的校準(zhǔn)精度和準(zhǔn)度

1.2　模型描述

圖2中呈現(xiàn)出的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?個(gè)部分組成:頭部、過(guò)渡段、箭體部分和尾部,每一部分都可以根據(jù)實(shí)驗(yàn)要求進(jìn)行更換。圖3(a)是2個(gè)頭部,尖頭與圓頭,尖頭長(zhǎng)度88mm,圓頭長(zhǎng)度78.8mm,圓頭的半徑為3.3mm,基于底部直徑的鈍度為6%。

圖2　火箭模型外部視圖

圖3(b)是2個(gè)尾部,圓柱形與收斂-擴(kuò)張形,長(zhǎng)度相同(165mm)。尖頭模型的總長(zhǎng)度L=771mm,底部直徑D=110mm,頭部與過(guò)渡段組成圓錐體,半頂角θc=15°,圓頭模型的總長(zhǎng)度L=761.8mm。模型頭部全部采用鋼加工,通過(guò)碳化處理防止表面生銹,保證光潔度,消除其它因素對(duì)非對(duì)稱(chēng)渦的影響;除頭部外其余部分全部采用硬鋁材料加工。

圖3　火箭模型不同頭部和尾部的示意圖

1.3　數(shù)據(jù)采集與處理

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)將分別采集六分量應(yīng)變天平信號(hào)、風(fēng)洞來(lái)流動(dòng)壓信號(hào)和實(shí)時(shí)迎角信號(hào)。當(dāng)模型角度達(dá)到設(shè)定角度時(shí)發(fā)出觸發(fā)信號(hào),采集得到此時(shí)模型的姿態(tài)角與氣動(dòng)力。利用六分量天平首先采集無(wú)風(fēng)時(shí)模型迎角變化的天平信號(hào)作為0讀數(shù),該讀數(shù)包括了天平0點(diǎn)和模型質(zhì)量。然后采集不同風(fēng)速、不同迎角下的天平讀數(shù)。測(cè)得的氣動(dòng)力應(yīng)該為模型有風(fēng)狀態(tài)的天平數(shù)據(jù)減去相應(yīng)角度的0讀數(shù)。天平在每個(gè)迎角下根據(jù)采樣頻率(1 000Hz)采集若干個(gè)采樣點(diǎn)數(shù)據(jù),并計(jì)算平均值,這能夠較好地反映該角度下的氣動(dòng)特性。但是在大迎角時(shí)由于氣流分離、模型振動(dòng)等因素,數(shù)據(jù)在個(gè)別角度存在一定的波動(dòng),但這并不影響氣動(dòng)特性整體的變化規(guī)律。測(cè)壓數(shù)據(jù)采集利用電子掃描閥,測(cè)壓精度0.1%FS,掃描速度為3×108s-1。

2實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1　尖頭-圓柱形尾部組合體模型氣動(dòng)力和力矩隨迎角的變化規(guī)律

設(shè)計(jì)尖頭-圓柱形尾部組合體火箭模型并進(jìn)行實(shí)驗(yàn),迎角范圍0～80°,選取實(shí)驗(yàn)速度v=17m/s(Re=0.09×106),25 m/s(Re=0.19×106),35m/s(Re=0.266×106)和40 m/s(Re=0.3×106),雷諾數(shù)為基于底部直徑的值。圖4是零側(cè)滑條件4個(gè)流速下升力系數(shù)Cy(圖4(a)),側(cè)力系數(shù)Cz(圖4(b))和俯仰力矩系數(shù)mz(圖4(c))隨迎角的變化曲線。

從圖4(b)可以看出,側(cè)力系數(shù)隨迎角的變化特點(diǎn)反映出非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象的存在。出現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)渦的起始迎角大概為30°左右,是半頂角的2倍,這是尖頭旋成體的一個(gè)重要特征[14]。隨著迎角的增加,最大側(cè)力出現(xiàn)在50°左右。隨著速度的增加,非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象明顯的區(qū)域在減小,最大側(cè)力值也在減小。圖4(a)中隨著迎角的增加,升力系數(shù)呈現(xiàn)了線性段、非線性段和下降段。升力系數(shù)在非對(duì)稱(chēng)渦明顯區(qū)域量值較大,這是由于背風(fēng)區(qū)產(chǎn)生的旋渦提供了額外的升力。另外在最大升力附近升力變化平緩,火箭上的旋渦是左右交替變化的,在旋渦沒(méi)有破裂之前,整體上的升力系數(shù)變化不大,由于火箭后體較長(zhǎng),這一點(diǎn)就更明顯一些。

圖4　不同速度時(shí)尖頭-圓柱尾部組合體模型升力系數(shù)、 側(cè)力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律

2.2　不同尾部形狀對(duì)尖頭火箭模型氣動(dòng)特性的影響

圖4中升力系數(shù)、側(cè)力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)三者的變化存在一定的關(guān)聯(lián)性,側(cè)力的減小體現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)渦變?nèi)?導(dǎo)致渦升力減小,進(jìn)而引起俯仰力矩的降低。其中v=17m/s的最大側(cè)力值較大,所以在考慮尾部形狀的影響時(shí)選取速度v=17m/s(Re=0.09×106),對(duì)收斂擴(kuò)張形尾部火箭模型進(jìn)行不同角度的實(shí)驗(yàn)測(cè)試,并與圓柱形尾部模型的氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比,結(jié)果如圖5所示。

圖5(a)是阻力系數(shù)Cx隨迎角的變化,很明顯可以看到40°迎角是一個(gè)分界線。小于40°時(shí),收斂-擴(kuò)張形尾部模型的阻力比圓柱形尾部大一些;大于40°時(shí),收斂-擴(kuò)張形尾部模型的阻力降低,小于圓柱形尾部。原因可以結(jié)合圖5(b)中側(cè)力系數(shù)Cz的變化和模型尾部形狀特點(diǎn)進(jìn)行分析。圖5(b)顯示出40°迎角也可以作為側(cè)力系數(shù)變化的一個(gè)分界點(diǎn)。小于40°時(shí),側(cè)力系數(shù)基本為0;大于40°時(shí),側(cè)力雖然很大,但是收斂-擴(kuò)張形尾部模型的側(cè)力減小,小于圓柱形尾部,最大值減小了28.9%。另外,收斂-擴(kuò)張形尾部破壞了流線形外形,產(chǎn)生了額外的壓差阻力,使得阻力增加。綜合這2個(gè)因素,可以得到結(jié)論:迎角小于40°時(shí),尾部形狀的影響起主導(dǎo)作用,導(dǎo)致阻力增加;迎角大于40°時(shí),側(cè)力變化起主導(dǎo)作用,導(dǎo)致阻力降低。側(cè)力的減小主要是由于尾部的收斂-擴(kuò)張形狀增大了來(lái)流在軸向的流通面積,使得軸向速度在尾部減小,而垂直于模型的橫向流動(dòng)速度則增加,能夠延遲橫向流動(dòng)的分離,進(jìn)而減小了尾部的非對(duì)稱(chēng)渦,使得側(cè)力降低,減小了側(cè)滑角,降低了引起航向不穩(wěn)定性的擾動(dòng)量。

圖5(c)是俯仰力矩mz隨迎角的變化,在α=20°之前穩(wěn)定性增強(qiáng),基本消除了俯仰力矩為正的情況。在α=50°附近,正斜率的范圍明顯縮小,力矩的突躍變化量減小,削弱了模型的不穩(wěn)定性。另外,俯仰力矩的絕對(duì)值減小能夠保證火箭迅速達(dá)到點(diǎn)火狀態(tài)。俯仰力矩的減小跟側(cè)力的減小與收斂-擴(kuò)張形尾部在大迎角時(shí)出現(xiàn)分離導(dǎo)致壓力中心位置前移都有關(guān)系。

圖5　2種尾部形狀模型氣動(dòng)力和力矩系數(shù) 隨迎角變化的對(duì)比曲線(v=17 m/s)

2.3　頭部鈍度對(duì)圓柱形尾部火箭模型的影響

對(duì)尖頭和圓頭2種火箭模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究,實(shí)驗(yàn)速度v=17m/s(Re=0.09×106)。氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩的實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。由圖可見(jiàn),氣動(dòng)系數(shù)變化較明顯的是側(cè)力和偏航力矩。從圖6(c)中可以看出,非對(duì)稱(chēng)渦的方向發(fā)生改變,反映了前體非對(duì)稱(chēng)渦對(duì)頭部形狀的敏感性以及不確定性。另外圓頭最大側(cè)力的絕對(duì)值相比尖頭降低了52.7%,非對(duì)稱(chēng)渦的起始迎角提高了7°,可見(jiàn)圓頭模型推遲了非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象的出現(xiàn),較大地削弱了非對(duì)稱(chēng)渦的強(qiáng)度。圖6(f)中偏航力矩的變化主要取決于側(cè)力的變化,圓頭模型偏航力矩的最大值降低了62%,并且由正負(fù)交替變化變?yōu)橐恢北３譃檎?改變了火箭左右偏航的特點(diǎn),使得偏航方向具有確定性,有利于火箭姿態(tài)的確定和控制。

圖6　尖頭與圓頭模型氣動(dòng)力和力矩系數(shù)隨迎角變化的對(duì)比曲線(v=17 m/s)

圖7　在不同迎角下尖頭模型的壓力分布隨方位角θ的變化曲線

圖8　不同迎角下圓頭模型的壓力分布隨方位角θ的變化曲線

3結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)內(nèi)裝式空射火箭的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn),結(jié)合美國(guó)空射火箭外形,設(shè)計(jì)并實(shí)驗(yàn)研究了不同組合空射火箭模型的氣動(dòng)特性。為保證火箭穩(wěn)定快速地達(dá)到點(diǎn)火狀態(tài),設(shè)計(jì)了收斂-擴(kuò)張形尾部結(jié)構(gòu),在減小俯仰力矩的量值和縮小不穩(wěn)定區(qū)域范圍的同時(shí),還在一定程度上削弱了非對(duì)稱(chēng)渦。頭部鈍度是一種高效可行的非對(duì)稱(chēng)渦控制方法,6%頭部鈍度模型使得最大側(cè)力絕對(duì)值降低了52.7%,非對(duì)稱(chēng)渦的起始迎角提高了7°,偏航力矩最大值降低了62%;另外,頭部鈍度基本上消除了俯仰力矩在大迎角階段的不穩(wěn)定區(qū)域,有效地提高了火箭的縱向穩(wěn)定性。所以頭部鈍度和尾部形狀的設(shè)計(jì)對(duì)保證內(nèi)裝式空射火箭的運(yùn)動(dòng)軌跡和穩(wěn)定性具有重要意義,可為火箭外形設(shè)計(jì)提供借鑒。

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