房 明,孫建紅,*,王從磊,余元元,3,張延泰

(1.南京航空航天大學(xué),江蘇 南京 210016; 2.中航工業(yè) 宏光空降裝備有限公司,江蘇 南京 210022;3.航空防護(hù)救生技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,湖北 襄陽 441003)

低亞聲速火箭橇尾流場(chǎng)特性分析

房 明1,孫建紅1,*,王從磊2,余元元1,3,張延泰1

(1.南京航空航天大學(xué),江蘇 南京 210016; 2.中航工業(yè) 宏光空降裝備有限公司,江蘇 南京 210022;3.航空防護(hù)救生技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,湖北 襄陽 441003)

采用三維不可壓Navier-Stokes方程和Realizablek-ε湍流模型，對(duì)低亞聲速條件下火箭橇試驗(yàn)的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，得到了有/無護(hù)板火箭橇的流場(chǎng)特性，并對(duì)比分析了火箭橇尾流場(chǎng)與飛機(jī)尾流場(chǎng)。結(jié)果表明，60～90 m/s速度條件下，火箭橇受到的氣動(dòng)阻力約為自重的4.8%～8.6%，阻力系數(shù)約為0.65，氣動(dòng)升力僅為自重的0.84%～1.9%，升力系數(shù)約為-0.005，動(dòng)力學(xué)分析中可以忽略氣動(dòng)升力的影響。不同來流速度下，尾流探測(cè)區(qū)的無量綱流向速度差值小于8%，無量綱壓力差值小于0.5%。低亞聲速情況下，來流速度對(duì)尾流場(chǎng)特性的影響可以忽略。此外，火箭橇尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與飛機(jī)尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)具有較好的相似性，滿足相關(guān)速度條件下的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)要求。

尾流；氣動(dòng)力；火箭橇；低亞聲速流動(dòng)；阻力系數(shù)

0 引 言

火箭橇試驗(yàn)是采用小型火箭推動(dòng)，火箭橇車體搭載試驗(yàn)件，在專用軌道上運(yùn)行，獲得一系列飛行狀態(tài)參數(shù)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過程?；鸺猎囼?yàn)具有可重復(fù)、可回收、便于觀測(cè)和應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。與風(fēng)洞試驗(yàn)相比，試驗(yàn)件的尺寸和質(zhì)量限制條件少，因此火箭橇成為航空航天、武器裝備等地面試驗(yàn)中最有效的試驗(yàn)裝置之一[1]。

火箭橇結(jié)構(gòu)[2-4]、非定常特性、地面效應(yīng)以及助推火箭噴流等因素均有可能影響試驗(yàn)件的工作性能。因此，火箭橇試驗(yàn)流場(chǎng)特性分析是試驗(yàn)件工作性能評(píng)估的關(guān)鍵問題。研究方法主要包括理論分析與估算、風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬和火箭橇滑跑試驗(yàn)。理論分析與估算能得到單個(gè)構(gòu)件的氣動(dòng)參數(shù)，但不能預(yù)測(cè)構(gòu)件與流場(chǎng)的耦合影響，計(jì)算誤差較大[5]。風(fēng)洞試驗(yàn)除了流場(chǎng)受風(fēng)洞壁面和支架的干擾外，模型尺寸也受到限制?；鸺粱茉囼?yàn)是較好的分析方法，但設(shè)計(jì)和試驗(yàn)周期長(zhǎng)，試驗(yàn)成本也高。隨著計(jì)算能力的快速發(fā)展[6-8]，數(shù)值方法成為火箭橇復(fù)雜流場(chǎng)的重要研究手段。Lofthouse等人[9]利用數(shù)值手段對(duì)超聲速單軌火箭橇進(jìn)行了研究。Turnbull等人[10]基于歐拉方程對(duì)“柔性火箭橇”這一新概念火箭橇進(jìn)行了數(shù)值模擬。張建華等人[11-12]基于多體動(dòng)力學(xué)和有限元理論對(duì)雙軌火箭橇進(jìn)行了數(shù)值研究。張立乾等人[13]采用數(shù)值方法研究了火箭橇的振動(dòng)問題。肖虹等人[14]針對(duì)鈍頭體雙軌火箭橇的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值研究。

本文利用數(shù)值模擬方法，分析了有/無護(hù)板火箭橇尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，在此基礎(chǔ)上，與飛機(jī)尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比，分析火箭橇尾流場(chǎng)特性。為火箭橇試驗(yàn)設(shè)計(jì)和后續(xù)阻力傘的動(dòng)力學(xué)分析計(jì)算提供基礎(chǔ)。

1 火箭橇幾何模型

火箭橇主要構(gòu)件包括：火箭橇主體、傘艙、推進(jìn)車(包含助推火箭)、水剎車、護(hù)板和滑塊等。相對(duì)于火箭橇的整體尺寸，滑軌的橫截面幾何尺寸和滑塊的幾何尺寸很小，且靠近地面，在不可壓條件下，氣動(dòng)力影響很小。因此數(shù)值模擬未考慮滑軌和滑塊的影響?；鸺聊Ｐ腿鐖D1所示，其中h表示火箭橇高度。

2 數(shù)值計(jì)算方法

采用三維不可壓定常雷諾平均Navier-Stokes方程：

其中，F(xiàn)、G、H分別為三個(gè)坐標(biāo)方向上的通量項(xiàng)，下標(biāo)c代表對(duì)流通量，下標(biāo)v代表黏性通量；x,y和z分別代表來流方向、展向和橫向的三個(gè)坐標(biāo)分量，傘艙口截面中心為坐標(biāo)原點(diǎn)；u、v和w分別為三個(gè)坐標(biāo)方向的速度分量。湍流計(jì)算采用含壁面函數(shù)的Realizablek-ε湍流模型，對(duì)流項(xiàng)和黏性項(xiàng)均采用二階精度的迎風(fēng)格式進(jìn)行離散。入口邊界設(shè)為指定速度邊界條件，出口設(shè)為指定壓力(一個(gè)大氣壓)邊界條件，火箭橇固壁表面為無滑移無穿透的絕熱邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)和地面取為自由滑移壁面。采取半模型計(jì)算。

計(jì)算域流向、展向和法向尺寸分別為52h、14h和14h(h為火箭橇高度)。距火箭橇表面的第一層網(wǎng)格高度為1.4×10-4h，其對(duì)應(yīng)的y+值約為30～60，滿足含壁面函數(shù)的Realizablek-ε湍流模型的邊界層捕捉要求。計(jì)算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，通過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)，1400萬網(wǎng)格已滿足計(jì)算要求。

由于缺乏火箭橇流場(chǎng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，本文通過Ahmed模型繞流數(shù)值模擬進(jìn)行算法驗(yàn)證?；谝延械脑囼?yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果[15-16]，計(jì)算的來流速度60 m/s，基于模型長(zhǎng)度L0的雷諾數(shù)為4.3×106。Ahmed模型表面網(wǎng)格數(shù)127(流向)×51(展向)×31(法向)，如圖2所示。本文計(jì)算得到的阻力系數(shù)為0.234，試驗(yàn)值為0.23，相對(duì)誤差為1.7%。圖2給出了上表面對(duì)稱中心處的壓力系數(shù)分布，計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[16]的計(jì)算結(jié)果一致。因此，可以采用相同方法處理類似繞流問題。

3 模擬結(jié)果與討論

火箭橇試驗(yàn)的主要測(cè)試速度范圍60～90 m/s，屬于低亞聲速范疇，以80 m/s工況為例，選取典型截面(對(duì)稱面y=0，傘衣底邊處橫截面x=4.62h)進(jìn)行分析。

3.1 火箭橇尾流場(chǎng)特性分析

圖3(a)顯示了無護(hù)板火箭橇尾流區(qū)流向速度分布，以傘艙出口截面中心為坐標(biāo)原點(diǎn)。受火箭橇頂部、中間隔板和底部結(jié)構(gòu)的影響，氣流速度發(fā)生衰減，除在頂部和助推火箭處存在局部回流區(qū)外，尾流區(qū)流向速度衰減明顯。

另一方面，圖3(b)顯示尾流存在下洗現(xiàn)象，下洗氣流增加了傘衣與地面接觸的概率，對(duì)傘衣安全造成了威脅，甚至導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。因此，阻力傘試驗(yàn)中，傘繩長(zhǎng)度不能過短，太短不利于開傘和性能測(cè)試，也不能過長(zhǎng)，以免受氣流下洗影響發(fā)生觸地，一般根據(jù)尾流特性進(jìn)行選取。

圖4顯示傘衣底邊(x=4.62h)的速度云圖和流線圖，中心黑色垂直實(shí)線表示對(duì)稱面。由圖4(a)知，流場(chǎng)呈現(xiàn)渦系結(jié)構(gòu)，-0.95h以下，氣流向中心匯聚；-0.95h～-0.41h，氣流向外側(cè)分流；-0.41h～0.15h，氣流再次向中心匯聚；0.15h以上，氣流向外側(cè)分流。由圖4(b)知，法向速度的方向隨高度和展向距離的變化而變化，傘衣區(qū)域底部，內(nèi)側(cè)氣流上拋，外側(cè)氣流下洗；中部，內(nèi)側(cè)氣流下洗，外側(cè)氣流上拋；頂部，內(nèi)側(cè)氣流上拋，外側(cè)氣流下洗?；鸺廖擦鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，與均勻來流明顯不同，因此，當(dāng)采用火箭橇進(jìn)行阻力傘測(cè)試時(shí)，需要對(duì)測(cè)試阻力傘性能數(shù)據(jù)進(jìn)行評(píng)估修正。

3.2 護(hù)板對(duì)火箭橇尾流場(chǎng)的影響

為了提高試驗(yàn)的安全性，避免傘衣觸地，需要改善尾流場(chǎng)的流動(dòng)特性。較簡(jiǎn)單有效的方法是在火箭橇尾端增加5h～6h(試驗(yàn)中選取5.56h)長(zhǎng)度的護(hù)板，護(hù)板寬度與地面凸臺(tái)寬度相近，護(hù)板下表面與火箭橇下表面高度一致，見圖1。

速度80 m/s時(shí)，地面附近(z<-0.95h)，無護(hù)板火箭橇尾流區(qū)氣流向中心匯聚(圖4(a))。加裝護(hù)板后，有效減弱了復(fù)雜地面結(jié)構(gòu)對(duì)尾流的影響，降低了尾流流向速度衰減程度(定量對(duì)比在3.3節(jié)中作詳細(xì)說明)，同時(shí)護(hù)板可加強(qiáng)尾流向外側(cè)分流的趨勢(shì)(見圖5)，這有助于雙阻力傘在充氣過程的相互分離，防止雙傘纏繞。

無護(hù)板火箭橇阻力系數(shù)為0.629，升力系數(shù)為-0.025。裝配護(hù)板后，迎風(fēng)面積和摩擦阻力增大，火箭橇和護(hù)板的總阻力系數(shù)為0.653，阻力系數(shù)增大了3.8%，其中火箭橇的阻力系數(shù)為0.602，護(hù)板的阻力系數(shù)為0.081。由于護(hù)板減弱了氣流的下洗強(qiáng)度，火箭橇和護(hù)板的總升力系數(shù)為-0.005，氣動(dòng)升力幅值減小，其中，火箭橇的升力系數(shù)為-0.013，護(hù)板的升力系數(shù)為-0.001。因此， 加裝護(hù)板，氣動(dòng)升力值減小，減弱了氣動(dòng)升力隨速度變化導(dǎo)致的火箭橇振動(dòng)[5,13]。

對(duì)60 m/s、70 m/s、80 m/s和90 m/s速度下的有護(hù)板火箭橇進(jìn)行數(shù)值模擬。選取對(duì)稱面上，傘衣底邊(x=4.62h)探測(cè)線進(jìn)行定量分析，如圖6所示。vx/v0表示流向速度與來流速度的比，p/p0表示尾流壓力與環(huán)境壓力的比。無量綱流向速度差值小于8%(見圖6(a))，無量綱壓力差值小于0.5%(見圖6(b))，故此型火箭橇的尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，速度對(duì)火箭橇尾流場(chǎng)特性的影響可以忽略。

由表1知，以有護(hù)板火箭橇的迎風(fēng)面積為參考面積，火箭橇的阻力系數(shù)變化幅值小于1%，升力系數(shù)基本不變，約為-0.005。因此，火箭橇的阻力系數(shù)和升力系數(shù)幾乎不受速度的影響。此外，護(hù)板火箭橇總質(zhì)量約為7002 kg，氣動(dòng)阻力是自重的4.8%～10.8%，氣動(dòng)升力是自重的0.84%～1.9%，并且氣動(dòng)升力方向向下。因此，在火箭橇動(dòng)力學(xué)計(jì)算中，可以忽略氣動(dòng)升力的影響。

表1 阻力系數(shù)和升力系數(shù)Table 1 Drag coefficient and lift coefficient

3.3 火箭橇和飛機(jī)尾流場(chǎng)的對(duì)比

火箭橇試驗(yàn)的目的是模擬飛機(jī)試驗(yàn)。因此，選取F-16A戰(zhàn)斗機(jī)與火箭橇對(duì)比，F(xiàn)-16A計(jì)算條件與火箭橇試驗(yàn)流場(chǎng)的計(jì)算條件相同。通過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)，1300萬網(wǎng)格滿足計(jì)算要求。

來流80 m/s，選取傘衣底邊橫截面上(x=4.62h)y=0和z=0探測(cè)線進(jìn)行定量分析，將無護(hù)板火箭橇記為rocket sled 1，有護(hù)板火箭橇記為rocket sled 2，見圖7和圖8。

在阻力傘運(yùn)動(dòng)區(qū)域，rocket sled 1 、rocket sled 2和F-16A三型前置體的尾流壓力分布幾乎一致(圖7(a))。此外，無量綱流向速度分布具有較好的相似性。在傘艙平面上方(>0h)，有/無護(hù)板火箭橇和F-16A的無量綱流向速度差值約小于7%；在推進(jìn)車與傘艙平面之間(-0.71h～0h)，該差值在靠近推進(jìn)車平面處最大，約為15%，(圖7(b))。但該位置靠近推進(jìn)車平面，不影響阻力傘試驗(yàn)測(cè)試。同理，在推進(jìn)車平面與軌道平面之間(<-0.71h)，流場(chǎng)差異對(duì)阻力傘的試驗(yàn)測(cè)試影響可以忽略。因此，火箭橇尾流測(cè)試區(qū)的流向速度分布能夠反映飛機(jī)尾流的流向速度分布特點(diǎn)。

圖8給出了壓力和速度在傘艙高度(z=0)沿展向的分布曲線。可以看出，有/無護(hù)板火箭橇尾流區(qū)壓力和速度分布一致。兩型火箭橇和飛機(jī)的尾流結(jié)構(gòu)存在差異，流向速度差值小于3.8%(圖8(a))；壓力差值小于100Pa(圖8(b))；展向速度差值小于20.5m/s(圖8(c))；法向速度差值小于1.6m/s(圖8(d))。對(duì)比圖7和圖8知，火箭橇和飛機(jī)的尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)具有較高的相似性，適合開展相關(guān)速度條件下的阻力傘試驗(yàn)測(cè)試。

4 結(jié) 論

1) 火箭橇尾流存在氣流下洗現(xiàn)象，護(hù)板使尾流下洗強(qiáng)度減弱，降低升力對(duì)火箭橇振動(dòng)的影響。同時(shí)護(hù)板增強(qiáng)了尾流展向外洗，與飛機(jī)流場(chǎng)符合度提高，減少雙傘互相纏繞概率。

2) 低亞聲速范圍(60～90 m/s)，火箭橇的阻力系數(shù)為0.648～0.654，升力系數(shù)約為-0.005，速度變化對(duì)火箭橇氣動(dòng)特性的影響較小。

3) 阻力傘運(yùn)動(dòng)區(qū)，火箭橇尾流與飛機(jī)尾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)具有較好的相似性。相近的壓力和速度分布適合開展相關(guān)速度條件下的阻力傘試驗(yàn)測(cè)試。

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Analysisofwakeflowcharacteristicsforlowsubsonicrocketsled

FANG Ming1,SUN Jianhong1,*,WANG Conglei2,YU Yuanyuan1,3,Zhang Yantai1

(1.NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China;2.AVICHongguangAirborneEquipmentCo.Ltd,Nanjing210022,China;3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonLife-supportTechnology,Xiangyang441003,China)

The three-dimensional (3D) flow field around a rocket sled system in low subsonic testing velocities was simulated through 3D incompressible Navier-Stokes equations and the Realizablek-εturbulence model.The wake flow characteristics of the rocket sled with and without the extension plate were obtained at different free stream velocities.Moreover,the difference of the wake flow fields were compared and analyzed between the rocket sled and the aircraft.Results show that the dynamic drag is about 4.8%～8.6% of the total weight of the rocket sled system corresponding to a drag coefficient about 0.65 for the free stream velocities in the range of 60 m/s to 90 m/s.The aerodynamic lift force,which is negative,is merely 0.84%～1.9% of the total weight,and the lift coefficient is just -0.005,suggesting that the effect of the aerodynamic lift can be omitted in the kinetic analysis of this rocket sled system.The dimensionless velocity difference in the detection location is less than 8%,and the dimensionless pressure difference is less than 0.5%.These differences indicate that the influence of the velocity on the wake flow field can be neglected.In addition,the wake flow fields are similar according to the comparison of the wake field between the rocket sled system and the aircraft.This similarity satisfies the requirement of the experimental test.

wake flow; aerodynamic force; rocket sled; low subsonic flow; drag coefficient

0258-1825(2017)06-0897-05

V416.8; V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0132

2017-08-14;

2017-09-16

航空科學(xué)基金(20142952026);江蘇省高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

房明(1986-),男,山東臨沂人,博士生,研究方向:飛行器環(huán)境控制與安全救生技術(shù)研究.E-mail:fangming@nuaa.edu.cn

孫建紅*(1968-),男,江西鷹潭人,教授,研究方向:飛行器設(shè)計(jì)，環(huán)境流體力學(xué)，飛行器環(huán)境控制與生命保障技術(shù)研究.E-mail:jhsun@nuaa.edu.cn

房明,孫建紅,王從磊,等.低亞聲速火箭橇尾流場(chǎng)特性分析[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):897-901.

10.7638/kqdlxxb-2017.0132 FANG M,SUN J H,WANG C L,et al.Analysis of wake flow characteristics for low subsonic rocket sled[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):897-901.