陳功, 袁先旭, 王文正, 夏斌

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

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一種臨近空間高升阻比滑翔飛行器概念設(shè)計

陳功, 袁先旭, 王文正, 夏斌

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

以常規(guī)臨近空間滑翔飛行器為背景,完成了一種新的臨近空間高升阻比滑翔飛行器的氣動布局概念設(shè)計。首先簡要介紹了飛行器的布局形式和操縱舵面配置方式,初步確定了飛行器的基本總體參數(shù);再利用氣動力快速計算方法完成了飛行器氣動力的計算;在此基礎(chǔ)上,詳細(xì)分析了其縱向和橫側(cè)向穩(wěn)定性與操縱特性;最后,完成了飛行器3 000 km常規(guī)射程的滑翔彈道設(shè)計和仿真。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計的臨近空間高升阻比滑翔飛行器滿足熱流、動壓等多種約束要求,具有一定的工程應(yīng)用價值。

飛行器; 臨近空間; 高升阻比; 概念設(shè)計

0　引言

臨近空間是指距離地面20～100 km的空域,屬于航空、航天的結(jié)合部。隨著近年來高超聲速飛行器的發(fā)展,其軍事戰(zhàn)略意義已經(jīng)越來越受到各軍事強(qiáng)國的重視。臨近空間滑翔飛行器飛行速度快(Ma=5～25)、飛行空域大(0～100 km)、飛行距離遠(yuǎn)(數(shù)千甚至上萬公里),其設(shè)計面臨著如下一系列挑戰(zhàn)[1]:(1)飛行器在全速域和全空域保持良好的穩(wěn)定性和操縱性;(2)較高的升阻比以滿足遠(yuǎn)距離滑翔飛行;(3)駐點熱流和總加熱量不超過防熱材料和防熱系統(tǒng)的極限;(4)不同任務(wù)需求對載荷、容積率、結(jié)構(gòu)等的要求。面對操穩(wěn)、升阻比、防熱等多種相互矛盾的約束,臨近空間滑翔飛行器的設(shè)計是一個復(fù)雜的迭代設(shè)計過程。但當(dāng)前對高超聲速滑翔飛行領(lǐng)域的認(rèn)識仍然是“模糊不清的”,導(dǎo)致飛行器設(shè)計的結(jié)果往往不能滿足實際飛行要求[2]。如美國的HTV-2在2009年和2011年的兩次飛行試驗均告失敗。事后,DARPA HTV-2項目負(fù)責(zé)人Chris Schulz 表示:“我們尚不知道如何在空氣動力學(xué)飛行階段獲得需要的控制”[3]。

本文創(chuàng)新性地研究了一種氣動布局形式,完成了一種新的臨近空間高超聲速飛行器概念設(shè)計,并進(jìn)行了氣動力分析和控制舵的匹配設(shè)計,研究了飛行器的氣動特性和滑翔彈道的優(yōu)化設(shè)計。

1　氣動布局設(shè)計

為兼顧高升阻比和滑翔飛行中良好的穩(wěn)定性和操縱性,設(shè)計了如圖1所示的臨近空間高升阻比滑翔飛行器氣動布局。為提高滑翔飛行的升阻比,本飛行器采用了類乘波體的翼身融合布局。飛行器上表面整體呈雙錐結(jié)構(gòu),兩側(cè)是機(jī)身自然延伸的大后掠邊條翼(后掠角為74°),在邊條翼的外緣有兩個外傾45°的小翼,以增加航向靜穩(wěn)定性。

圖1　臨近空間滑翔飛行器Fig.1　Concept configuration of near-space glide vehicle

飛行器的操縱舵面配置情況如圖2所示。在機(jī)體下表面的后緣設(shè)計了兩個升降舵,舵面可協(xié)同或差動偏轉(zhuǎn)。當(dāng)舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時,可用作俯仰控制或速度控制;當(dāng)舵面差動時,可用作橫向滾轉(zhuǎn)控制。升降舵的位置盡量遠(yuǎn)離質(zhì)心和機(jī)體縱向軸線,這樣就可以提供較大的俯仰控制力矩和滾轉(zhuǎn)操縱力矩,而且大面積迎風(fēng)便于防熱。在飛行器背部后緣左右兩側(cè)設(shè)計了兩個方形方向舵,此種設(shè)計充分借鑒了HTV-2因航向控制力矩不夠而導(dǎo)致飛行試驗失敗的教訓(xùn),能夠保證在大迎角飛行時,方向舵仍具有很高的控制效率[4]。

圖2　控制舵面分配Fig.2　Distribution of control surfaces

2　氣動性能分析

為快速預(yù)測該臨近空間飛行器的高超聲速氣動特性,采用了笛卡爾直角網(wǎng)格的無粘氣動力快速計算方法。該方法在大量高超聲速飛行器氣動計算研究中得到了廣泛應(yīng)用,并得到了部分風(fēng)洞試驗結(jié)果和其他數(shù)值模擬結(jié)果的驗證。由驗證結(jié)果可知,其氣動力預(yù)測精度完全滿足方案論證和初步設(shè)計階段對氣動力的預(yù)測要求。圖3給出了該飛行器Ma=10，α=0°時的壓力分布云圖。

圖3　Ma=10時壓力分布云圖Fig.3　Pressure distribution at Ma=10

圖4、圖5分別給出了該飛行器在Ma=5,10,15時無舵偏狀態(tài)下的CL,CD極曲線和升阻比變化規(guī)律。從圖中可以看出,在高超聲速范圍內(nèi),零升阻力系數(shù)在0.05左右。在α=8°附近時,飛行器的升阻比達(dá)到最大,Ma=10時的最大升阻比接近4.0。因此該飛行器在高超聲速飛行時具有良好的滑翔飛行特性。

圖4　極曲線Fig.4　Graph of CL vs CD

圖5　升阻比變化曲線Fig.5　Curves for variation of lift-drag ratio

對于滑翔飛行器而言,在助推結(jié)束再入飛行時,彈道下沉明顯,飛行器承受的熱流、動壓等都急劇增大。HTV-2的飛行事故表明,此時極易導(dǎo)致防熱材料嚴(yán)重?zé)g甚至破壞，飛行器控制失穩(wěn)。為防止彈道下沉,滑翔初始階段飛行器必須以大迎角配平飛行；而在滑翔飛行時,為使飛行器具有較遠(yuǎn)的飛行距離和較強(qiáng)的機(jī)動能力,要求飛行器以較小的迎角在最大升阻比附近飛行。因此,為同時兼顧高馬赫數(shù)、大迎角再入和低馬赫數(shù)、小迎角飛行性能,就必須合理地選擇飛行器的質(zhì)心位置。本文在分析時,質(zhì)心相對位置取為0.62。圖6和圖7分別給出了此狀態(tài)下飛行器的壓心變化范圍和俯仰力矩系數(shù)變化曲線。從俯仰力矩特性來看,飛行器在Ma=15時的配平迎角約為16°,在Ma=5時的配平迎角約為7°,能夠滿足滑翔飛行時不同階段的俯仰配平要求。

圖6　壓心變化極曲線Fig.6　Polar curves for variation of pressure center with AOA

圖7　俯仰力矩系數(shù)Fig.7　Variation of pitch moment coefficient with AOA

按本文坐標(biāo)系定義,Cnβ>0表示航向靜穩(wěn)定,Clβ<0表示橫向靜穩(wěn)定。圖8和圖9分別給出了飛行器在Ma=10時,不同迎角狀態(tài)下的Cnβ和Clβ的變化規(guī)律。

圖8　航向靜穩(wěn)定系數(shù)Fig.8　Variation of directional static stability coefficient with AOA

由圖可知,所設(shè)計的飛行器在高超聲速滑翔飛行狀態(tài)(Ma=10),0°～20°迎角范圍內(nèi)均保持航向靜穩(wěn)定性;在2°以下迎角時,飛行器具有小的橫向靜不穩(wěn)定,但隨著迎角的進(jìn)一步增大,飛行器變?yōu)闄M向靜穩(wěn)定。

飛行器初始再入段為大迎角滑翔飛行,其橫側(cè)向耦合較為嚴(yán)重,應(yīng)進(jìn)一步驗證大迎角飛行時的橫航向耦合效應(yīng)。由偏航失控準(zhǔn)則[6]:

得到Ma=10時飛行器偏航失控準(zhǔn)則數(shù)值變化如圖10所示。Cnβ,dyn在計算的迎角范圍內(nèi)均為正值,表明飛行器在Ma=10時具有相當(dāng)?shù)臋M向穩(wěn)定性,單純的方向失穩(wěn)并不一定會出現(xiàn)偏航失控,在側(cè)滑時仍能產(chǎn)生穩(wěn)定的恢復(fù)力矩。

圖10　偏航失控參數(shù)Fig.10　Out of control parameters in yawing

本文飛行器的橫向操縱依靠升降舵的差動實現(xiàn)。圖11給出了Ma=10時飛行器差動升降舵為10°，引起的滾轉(zhuǎn)和偏航力矩系數(shù)。由圖可知,正的滾轉(zhuǎn)舵偏引起小的正偏航力矩和負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩。

圖11　滾轉(zhuǎn)和偏航控制力矩系數(shù)Fig.11　Variation of roll and yaw control coefficient with AOA

由單純操縱的橫向操縱失控參數(shù)得到飛行器在Ma=10時LCDP的變化規(guī)律如圖12所示。由滾轉(zhuǎn)反逆準(zhǔn)則可知,該飛行器在0°～20°迎角范圍內(nèi)具有良好的橫向操縱性能。

圖12　LCDP隨迎角的變化Fig.12　Variation of LCDP with AOA

3　 滑翔軌跡設(shè)計

為進(jìn)一步研究本文設(shè)計的滑翔飛行器的飛行性能,完成了高度為3 000 km的滑翔軌跡設(shè)計。飛行器滑翔初始彈道高度H0=70 km,初始彈道傾角θ0=-2°,初始速度V0=4 500 m/s,滑翔終點的速度Vf=1 350 m/s,高度Hf=30 km。滑翔飛行彈道參數(shù)如圖13～圖18所示。在計算中,駐點熱流采用了改進(jìn)的Kemp-Riddell公式[6]:

圖13　滑翔飛行高度Fig.13　Variation of glide flight height

圖14　滑翔飛行速度Fig.14　Variation of glide flight velocity

圖15　迎角變化Fig.15　Variation of AOA

圖16　法向過載Fig.16　Variation of normal acceleration

圖17　動壓Fig.17　Variation of dynamic pressure

圖18　駐點熱流Fig.18　Variation of stagnation heat flux

由以上仿真結(jié)果可知,飛行器的最大法向過載約為2,最大駐點熱流約為620 kW/m2,最大動壓約為3.0×104Pa,最大熱流出現(xiàn)在彈道下沉點(高度約44 km)。可見飛行器滑翔飛行過程滿足射程、過載、動壓、熱流等多種約束要求。

4　結(jié)束語

本文創(chuàng)新性地提出了一種氣動布局概念,完成了一種高升阻比滑翔飛行器的氣動布局設(shè)計。根據(jù)飛行器的滑翔飛行要求,重點對飛行器橫航向穩(wěn)定性和操縱性進(jìn)行了計算分析,并進(jìn)行了滑翔飛行軌跡優(yōu)化設(shè)計,相關(guān)研究方法和思路對高超聲速滑翔飛行器的研究具有一定的借鑒作用。

高超聲速滑翔飛行器的飛行環(huán)境復(fù)雜,各系統(tǒng)高度耦合,高升阻比和操穩(wěn)特性、防熱等矛盾突出,導(dǎo)致其氣動布局設(shè)計困難、迭代周期較長。因此,如何在氣動布局設(shè)計階段就引入制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制、材料等相關(guān)學(xué)科進(jìn)行氣動特性評估應(yīng)是未來高超聲速飛行器氣動布局設(shè)計的一個重要研究方向。

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(編輯：姚妙慧)

Concept design of a near-space high L/D ratio glide vehicle

CHEN Gong, YUAN Xian-xu, WANG Wen-zheng, XIA-Bin

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 621000, China)

Based on the application of near-space, this paper designs a new concept conventional highL/Dratio near-space glide vehicle. The vehicle’s control surfaces are distributed, and the basic parameters are initially determined. Then, the vehicle’s aerodynamics are computed by a rapid computing software. With these aero data, the longitudinal stability and lateral control characteristics are analyzed in detail. Finally, a 3 000 km glide trajectory are designed for this vehicle. Simulation results show that this vehicle meets the requirements for heat flux and dynamic pressure constrains, which has certain value for engineering application.

flight vehicle; near-space; highL/Dratio; concept design

2015-10-03;

2016-04-05; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-04-22 09:52

陳功(1985-)，男，湖北黃岡人，工程師，博士，主要研究方向為飛行器總體設(shè)計和飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計。

V221

A

1002-0853(2016)05-0044-05