張甲奇, 鄭浩, 井立, 張澤宇

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

乘波體構(gòu)型氣動性能與實用性研究

張甲奇1, 鄭浩1, 井立1, 張澤宇2

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

為了進(jìn)一步研究乘波體的氣動性能和實用性,探究其在飛行器設(shè)計中的應(yīng)用價值,針對影響乘波體氣動性能的外形幾何參數(shù)、非設(shè)計狀態(tài)、前緣鈍化半徑等參數(shù)進(jìn)行了數(shù)值計算和分析,并對乘波體外形進(jìn)行了優(yōu)化改進(jìn)。研究結(jié)果表明:乘波體的前緣曲線決定了其外形參數(shù)和氣動性能,而前緣曲線受自由流面影響;非設(shè)計狀態(tài)下,乘波體依然具有較理想的升阻比;前緣鈍化處理使得乘波體下表面高壓氣流上泄到上表面,降低了乘波體的升阻比;外形優(yōu)化使乘波體的實用性得到顯著提高,并保持較高的升阻比;乘波體構(gòu)型具有應(yīng)用于高超聲速飛行器前體外形設(shè)計的優(yōu)勢和潛力。

乘波體; 升阻比; 前緣鈍化; 容積效率

0 引言

乘波體因其在高超聲速下具有更高的升阻比,成為飛行器前體設(shè)計的首選構(gòu)型[1]。國內(nèi)外學(xué)者已進(jìn)行了大量的乘波體理論研究,美國等發(fā)達(dá)國家已開展了乘波體飛行器的相關(guān)飛行驗證。研究結(jié)果均表明乘波體具有非常優(yōu)良的氣動性能,但同時也存在外形實用性差的缺點。

本文在對乘波體氣動性能研究的基礎(chǔ)上,結(jié)合其外形特點,對其外形進(jìn)行合理優(yōu)化,使得乘波體實用性顯著提高,并維持較高的升阻比。

1 乘波體的設(shè)計原理和方法

1.1 設(shè)計原理

乘波體是一種前緣具有附體激波的超聲速或高超聲速構(gòu)型,附著于乘波體前緣的激波可防止下表面的高壓氣流橫向“泄露”到上表面;因此,設(shè)計狀態(tài)下乘波體的上下表面能夠維持很高的壓差,產(chǎn)生很大的升阻比。通常根據(jù)生成方法,乘波體可以分為錐導(dǎo)乘波體[2]、吻切錐乘波體[3-4]及橢圓錐乘波體[5]等,其中錐導(dǎo)乘波體氣動性能最好,研究也最為廣泛。錐導(dǎo)乘波體的生成原理相對簡單,確定設(shè)計馬赫數(shù)和激波角后,由理論公式求解出錐導(dǎo)流場,得出激波面和激波面內(nèi)的流場信息;然后,依據(jù)給定的自由流面與激波面相交確定出乘波體的前緣曲線;最后,由曲線上各點在圓錐流場形成的流線組成乘波體的下表面,同時經(jīng)過曲線上各點的自由流線(平行自由來流的虛擬流線)形成乘波體的上表面。乘波體的生成原理如圖1所示。圖中:δ為半錐角;β為激波角。

圖1 錐導(dǎo)乘波體生成原理示意圖Fig.1 Principle of the cone-derived waverider design

1.2 圓錐流場的求解

圓錐流場求解需要確定來流馬赫數(shù)和激波角,可利用Taylor-Maccoll方程[6]求解?？紤]到錐導(dǎo)流場的軸對稱特性,Taylor-Maccoll方程在任意過激波錐母線的平面內(nèi)可簡化為:

(1)

式中:c為當(dāng)?shù)芈曀?Vr和Vθ為流場任意一點的速度沿引自圓錐頂點的射線方向的分量和垂直分量。

對方程式(1)采用4階Runge-Kutta法數(shù)值求解,可得到高精度的錐導(dǎo)流場信息。

1.3 下表面的求解

流線任意一點的切線,即為該點速度方向,在直角坐標(biāo)系中,流線方程為:

(2)

(3)

同時,將式(3)轉(zhuǎn)換到極坐標(biāo)系下,可得圓錐流場的流線方程為:

(4)

由式(4)即可確定乘波體下表面的流線方程。

1.4 上表面的求解

乘波體上表面通常設(shè)計為平行于來流的自由面,這樣設(shè)計確保乘波體具有高升阻比的同時也具有較理想的幾何特性。此外,上表面也可根據(jù)實際需要設(shè)計成帶有一定膨脹率或壓縮率的曲面,來進(jìn)一步提高乘波體升阻比或容積效率。

2 模型網(wǎng)格及數(shù)值計算

本文乘波體的基本流場由Ma=6和β=12°的圓錐形成。由文獻(xiàn)[7]可知,此時得到的乘波體在設(shè)計狀態(tài)下的升阻比最大,其設(shè)計狀態(tài)為Ma=6,迎角α=0°。氣動性能的數(shù)值計算采用Euler 方程,計算域設(shè)置為15×20×20×L(L為乘波體總長度),網(wǎng)格總量為330萬,第一層網(wǎng)格距物面10-4d。乘波體三維圖如圖2所示,計算網(wǎng)格如圖3所示。

圖2 乘波體三維圖Fig.2 3-D diagram of the waverider

圖3 乘波體三維結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格Fig.3 CFD calculation grid of the designed waverider

3 乘波體氣動性能分析

3.1 前緣曲線對乘波體的影響

乘波體獨特的外形特點決定了其在高馬赫數(shù)下具有優(yōu)良的氣動性能。在給定的設(shè)計狀態(tài)下,乘波體外形由前緣曲線決定,而前緣曲線通常由自由流面與基本流場的激波面相交形成。本文依據(jù)自由流面方程[8-10]生成4種乘波體外形,其外形尺寸如表1所示,尾部出口截面如圖4所示。

表1 乘波體外形尺寸

圖4 乘波體尾部截面Fig.4 Exit plane of waverider for leading edge curves

對比表1可以看出,乘波體具有相對厚度小、容積效率低、外形實用性差等不足。由圖4可以看出,在基本流場給定的條件下,乘波體外形主要由自由流面形狀決定,不同的自由流面與激波面相交形成不同前緣曲線,進(jìn)而生成不同的乘波體外形。

在Ma=6,α=0°設(shè)計狀態(tài)下,4種乘波體的升阻比依次為5.63,5.72,5.80和4.60,可見乘波體在設(shè)計狀態(tài)下具有很高的升阻比。M3的壓力云圖如圖5所示。

圖5 M3壓力云圖Fig.5 Pressure contour of the M3

由圖5可以看出,乘波體下表面為波后的高壓區(qū),上表面與自由來流靜壓相同。在尾部出口,激波完全附著于前緣曲線,使上下表面壓力交換完全被前緣阻擋,下表面高壓氣流不能夠橫向上泄到上表面;因此，乘波體上下表面能夠維持很大的壓差,產(chǎn)生很高的升力。此外,乘波體形成的激波截面形狀近似為圓形,符合圓錐流場激波截面形狀要求。

3.2 非設(shè)計狀態(tài)下的氣動性能

通常,乘波體是由已知基本流場反設(shè)計得到的,具有確定的設(shè)計狀態(tài)。然而,飛行器實際飛行狀態(tài)是復(fù)雜多變的,迎角、速度和高度等均會不斷地改變。因此,研究乘波體非設(shè)計狀態(tài)下的氣動性能,在實際應(yīng)用中具有十分重要的意義。

圖6為非設(shè)計迎角下的升阻比。

由圖6可以看出：在2°迎角附近時,乘波體升阻比達(dá)到最大值;隨著迎角的進(jìn)一步增加,升阻比開始下降。圖7為非設(shè)計馬赫數(shù)下的升阻比?？梢钥闯?升阻比隨馬赫數(shù)的增加而快速增大。

圖7 非設(shè)計馬赫數(shù)下的升阻比曲線(α=0°)Fig.7 Curve of L/D at off-design Ma(α=0°)

圖8為非設(shè)計狀態(tài)下的尾部截面等壓線分布圖?？梢钥闯?Ma=4時,乘波體形成的激波角較大,激波距離前緣較遠(yuǎn),不能附著于前緣,引起上下表面壓力交換更強,下表面高壓上泄,降低了上下表面壓差。由非設(shè)計狀態(tài)下Ma=8與設(shè)計狀態(tài)Ma=6時的等壓線分布對比可以看出,高于設(shè)計馬赫數(shù)時形成的激波角更小,雖然沒有形成較遠(yuǎn)的脫體激波,但激波位置卻偏移到乘波體下表面,激波面更加扁平,激波更強,波阻更大,激波形狀已經(jīng)不再是圓錐流場的圓弧形。

圖8 非設(shè)計馬赫數(shù)下尾部截面的等壓線分布(α=0°)Fig.8 Pressure contours for the exit plane at off-design Ma(α=0°)

3.3 前緣鈍化半徑對氣動性能的影響

乘波體前緣曲線是其外形設(shè)計的關(guān)鍵,對氣動性能有著重要影響。理論設(shè)計的乘波體前緣應(yīng)是激波面上的一條曲線,來流激波附著于曲線上,阻擋上下表面壓力交換。然而,高超聲速飛行器前緣都需要進(jìn)行鈍化處理,以提高其耐熱性和強度。因此,乘波體應(yīng)用于高超聲速飛行器外形設(shè)計,需要探究前緣鈍化半徑對其氣動性能的影響。

通常,前緣鈍化處理有兩種方式,一是根據(jù)鈍化半徑RN,對前緣上下表面進(jìn)行修形;二是下表面前緣不變,整體上移上表面直到滿足鈍化半徑[11-12]。本文采用第一種方式對乘波體前緣進(jìn)行鈍化處理。設(shè)計狀態(tài)下,不同鈍化半徑的升阻比如表2所示,尾部壓力云圖如圖9所示。

表2 不同前緣鈍化半徑下的升阻比(RN=R/h)

圖9 不同RN下乘波體尾部截面的壓力云圖Fig.9 Pressure contours in the exit plane for different RN

由表2可以看出,隨著前緣鈍化半徑的增大,乘波體在設(shè)計狀態(tài)下的升阻比降低。前緣半徑在(1/100)h以內(nèi),升阻比降低量小于6%。由圖9進(jìn)一步看出,前緣鈍化處理導(dǎo)致激波不再完全附著于前緣曲線,使得下表面高壓氣流橫向泄漏到上表面,且鈍化半徑越大,下表面高壓氣流上泄越嚴(yán)重。

4 乘波前體構(gòu)型研究

由前文可以看出,乘波體在高超聲速條件下具有優(yōu)良的氣動特性,升阻比明顯大于常規(guī)構(gòu)型。然而,外形固有的整體扁平、前緣尖銳、側(cè)邊彎度大、相對厚度以及容積效率低等實用性差的不足,導(dǎo)致乘波體難以直接用來構(gòu)造高超聲速飛行器前體。為此,結(jié)合上述研究結(jié)果,對M1乘波體進(jìn)行外形優(yōu)化,以提高其外形實用性,探究乘波體應(yīng)用于高超聲速飛行器前體外形設(shè)計的可行性[13-14]。

為了最小程度地降低外形改進(jìn)對乘波體固有特征的改變,并最大程度地提高外形實用性,本文對M1乘波體的外形優(yōu)化主要有:前緣鈍化處理R=(1/1000)h,頭部1/3部分保持原始外形不變,側(cè)邊改進(jìn)以降低彎度，增大相對厚度和容積效率。改進(jìn)后的W1乘波前體構(gòu)型如圖10所示,側(cè)緣修型部分占總長度1/3;外形尺寸如表3所示。

圖10 W1乘波前體構(gòu)型Fig.10 W1 waverider forebody

乘波體相對長度相對厚度容積效率M11.9000.1740.019W13.3700.3570.045

由圖10和表3可以看出,外形優(yōu)化后的W1前緣尖銳問題得以解決,側(cè)邊更為光順、平整,結(jié)構(gòu)上更易實現(xiàn);相對厚度和容積效率均提高2倍多,實用性得到了顯著提高。改進(jìn)前后兩種構(gòu)型的升阻比如圖11所示?？梢钥闯?相比于改進(jìn)前的M1乘波體,W1的升阻比只降低了8%,升阻比隨迎角的變化趨勢與M1一致。

圖11 M1和W1乘波前體構(gòu)型升阻比曲線(Ma=6)Fig.11 Curves of L/D for M1 and W1 (Ma=6)

5 結(jié)論

本文采用數(shù)值計算方法對影響乘波體氣動性能的外形參數(shù)、非設(shè)計狀態(tài)、前緣鈍化半徑等進(jìn)行了全面研究,并結(jié)合數(shù)值結(jié)果對乘波體的外形進(jìn)行合理優(yōu)化,得到以下結(jié)論:

(1)乘波體外形主要由前緣曲線或由自由流面決定。相對厚度、容積效率對乘波體的升阻特性影響最大,相對厚度越大、容積效率越高，升阻比越小。

(2)設(shè)計狀態(tài)下,來流激波完全附著于前緣曲線,使得上下表面壓力完全被阻擋,維持很高的壓差,因此具有較大的升阻比。非設(shè)計狀態(tài)下,乘波體依然具有很高的升阻比,激波不再完全附著于前緣曲線;下表面高壓氣流部分上泄,導(dǎo)致乘波體升阻比降低,升阻比隨迎角的增大先增加后減小,減小趨勢較為平緩;隨著馬赫數(shù)的增大,升阻比快速增大。

(3)乘波體前緣鈍化處理會導(dǎo)致升阻比的降低,鈍化半徑越大,下表面高壓氣流上泄越嚴(yán)重,升阻比的損失越大。選擇合理的鈍化半徑,鈍化處理對乘波體的升阻比影響輕微。

(4)采用合適的外形優(yōu)化方法,能夠明顯改善乘波體外形,相對厚度和容積效率進(jìn)一步增大,實用性顯著提高;升阻比不會明顯變差,減小量合理、可接受。

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(編輯：李怡)

Aerodynamic performance and practicability research on waverider configuration

ZHANG Jia-qi1, ZHENG Hao1, JING Li1, ZHANG Ze-yu2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;2.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

To further study the aerodynamic performance and practicability of the waverider, explor the value of use for hypersonic vehicle designs, numerial calculation and analysis for parameters such as the geometric shape, off-design conditions, and leading-edges bluntness radius were proceeded, which influence the aerodynamic characteristics of the waverider, and the shape was optimized. The analysis results show that leading edge curve of the waverider determine its shape parameters and aerodynamic performance, while it was influenced by freestream top surface. The aerodynamic properties at off-design conditions are satisfying in life-drag ratio(L/D). Leading-edges bluntness results in flow spillage from the higher-pressure lower-body surface to the lower-pressure upper-body surface and causes a reduction onL/D. Waverider has greatly advantages and potential for hypersonic vehicle forebody designs.

waverider; life-drag ratio; leading-edges bluntness; volumetric efficiencies

2016-05-04;

2016-09-05;

時間:2016-11-10 09:10

張甲奇(1989-)，男，陜西渭南人，助理工程師，碩士，研究方向為無人機與模型自由飛試驗研究。

V211

A

1002-0853(2017)01-0080-04