戴旭平 王霄 盧恩巍 張璇 王澤宇

摘要：水平起降、寬速域飛行的高超聲速飛機(jī)是航空技術(shù)的一個(gè)重要發(fā)展方向。這類飛機(jī)常采用無尾布局形式，該布局全速域氣動(dòng)焦點(diǎn)移動(dòng)范圍大，且舵面配平能力有限，縱向穩(wěn)定性設(shè)計(jì)是一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。本文針對(duì)典型的寬速域無尾布局概念方案，通過數(shù)值仿真方法，研究了不同前體截面形狀、邊條平面形狀和前機(jī)身長度的寬速域氣動(dòng)焦點(diǎn)變化規(guī)律，并重點(diǎn)關(guān)注了高超聲速相對(duì)低速的焦點(diǎn)前移問題。研究結(jié)果表明，前機(jī)身長度對(duì)高超聲速相對(duì)低速焦點(diǎn)前移的影響最明顯；前機(jī)身越長，高超聲速相比低速焦點(diǎn)前移趨勢越明顯。亞、跨和低超聲速范圍，尖側(cè)緣脊型和下表面平面的半圓形前機(jī)身截面相比橢圓截面使焦點(diǎn)小幅前移；高超聲速范圍前機(jī)身截面形狀對(duì)焦點(diǎn)影響較小。邊條平面形狀對(duì)高超聲速相比低速氣動(dòng)焦點(diǎn)前移量影響較小。本文的研究結(jié)果可為此類寬速域無尾布局設(shè)計(jì)提供參考。

關(guān)鍵詞：氣動(dòng)焦點(diǎn)；寬速域；高超聲速；前機(jī)身；邊條

中圖分類號(hào)：V221.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.012

水平起降高超聲速飛機(jī)具有使用靈活、生存力強(qiáng)的優(yōu)勢，近年來成為國外航空航天領(lǐng)域研究重點(diǎn)之一。在此背景下，波音公司和洛克希德-馬丁公司分別發(fā)布了Manta[1]和SR-72飛機(jī)[2]，該類飛機(jī)采用并聯(lián)渦輪基組合循環(huán)（TBCC）動(dòng)力，巡航速度為馬赫數(shù)6～7，主要用于高超聲速情報(bào)、監(jiān)視和偵察（ISR）與打擊。這兩型飛機(jī)采用大后掠小展弦比菱形薄機(jī)翼、無尾、機(jī)體推進(jìn)高度一體化的氣動(dòng)布局形式。

該類布局俯仰力矩設(shè)計(jì)具有如下特點(diǎn)：首先，從亞聲速、超聲速到高超聲速，升力產(chǎn)生機(jī)制逐漸由翼面環(huán)量升力過渡到全機(jī)迎風(fēng)面壓縮/背風(fēng)面膨脹升力，因此機(jī)身尤其是高度一體化的寬扁前體對(duì)高超聲速范圍內(nèi)氣動(dòng)焦點(diǎn)的影響尤其顯著，導(dǎo)致寬速域焦點(diǎn)變化范圍大；其次，高超聲速機(jī)體/推進(jìn)一體化技術(shù)是制約總體性能提升的關(guān)鍵技術(shù)[3-4]，而高度一體化的上下非對(duì)稱推進(jìn)系統(tǒng)不同工況對(duì)零升俯仰力矩影響量大；最后，無尾布局由于俯仰操縱面力臂較短，高超聲速翼面/舵面升力線斜率小，俯仰操縱能力較低。因此氣動(dòng)焦點(diǎn)、重心位置、零升俯仰力矩和俯仰操縱能力的匹配設(shè)計(jì)，是機(jī)體推進(jìn)高度一體化的高超聲速無尾氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的重點(diǎn)之一。

高超聲速相對(duì)低速氣動(dòng)焦點(diǎn)過于靠后，可能導(dǎo)致高超巡航點(diǎn)縱向靜穩(wěn)定度過大，配平損失過大；高超聲速相對(duì)低速氣動(dòng)焦點(diǎn)過于靠前，可能存在高超巡航點(diǎn)縱向靜不穩(wěn)定度過大的問題，導(dǎo)致配平損失過大，且難以滿足操穩(wěn)特性要求。因此，氣動(dòng)焦點(diǎn)變化規(guī)律對(duì)于無尾布局高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)至關(guān)重要。本文重點(diǎn)研究無尾布局寬速域氣動(dòng)焦點(diǎn)變化規(guī)律，并分析其主要影響因素。

1背景方案

無尾氣動(dòng)布局相比正常式氣動(dòng)布局，具有跨超聲速阻力低的優(yōu)勢[5]，因此國外多型寬速域飛機(jī)采用無尾布局，如“幻影”2000、“黑雨燕”、SR-71和XB-70等。

通過文獻(xiàn)測繪三面圖[6]，并構(gòu)建初步三維數(shù)模，采用數(shù)值仿真方法（詳情見本文第2節(jié)）獲得了上述4型飛機(jī)Ma0.3～4.0范圍小迎角氣動(dòng)焦點(diǎn)，如圖1所示。從亞聲速到跨聲速，上述幾型飛機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)隨馬赫數(shù)增加迅速后移，變化規(guī)律基本一致；但進(jìn)入超聲速以后，不同布局氣動(dòng)焦點(diǎn)隨馬赫數(shù)增加的變化規(guī)律存在顯著差異；不同布局高馬赫數(shù)相比低速氣動(dòng)焦點(diǎn)前移或后移量明顯不同。

本文研究對(duì)象為大后掠菱形機(jī)翼無尾翼身組合體（見圖2）。研究前體截面形狀、前體長度和邊條對(duì)氣動(dòng)焦點(diǎn)的影響。

2計(jì)算方法及驗(yàn)證

本文采用k-ε湍流模型的雷諾平均N-S方程求解湍流平均流場，即把流場變量分解為平均量和脈動(dòng)量兩部分，代入全N-S方程并取平均，在Morkovin假設(shè)下得到關(guān)于平均量的方程?？臻g離散格式采用AUSM格式，采用絕熱和無滑移邊界條件。

計(jì)算采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為模擬邊界層內(nèi)流動(dòng)，物面采用棱柱層網(wǎng)格，壁面y+值在1.0附近。

為驗(yàn)證數(shù)值仿真方法的可靠性，對(duì)AGARD-B標(biāo)模[8]（見圖3）開展典型馬赫數(shù)小迎角數(shù)值仿真。

表1對(duì)比給出了Ma=0.7、2.0和4.0小迎角范圍升力線斜率和氣動(dòng)焦點(diǎn)的數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[9-10]。仿真和試驗(yàn)結(jié)果差別不大；兩者升力線斜率最大偏差0.0011，焦點(diǎn)位置最大偏差1.1%cA，表明計(jì)算方法合理可靠。

3前體及邊條對(duì)氣動(dòng)焦點(diǎn)影響研究

3.1前體截面形狀

以翼身組合體非通氣模型為對(duì)象，研究了5種前體截面形狀，分別定義為A、B、C、D和E。前機(jī)身截面寬度相同，高度和截面形狀不同，詳情見圖4和表2。

通過數(shù)值仿真，獲得了不同前體截面形狀翼身組合體Ma=0.3～6.0范圍氣動(dòng)焦點(diǎn)，如圖5所示。A、B和C對(duì)比可以看出，前體寬度相同情況下，橢圓形截面寬高比對(duì)翼身組合體氣動(dòng)焦點(diǎn)影響不大。寬度和寬高比相同情況下，亞、跨和低超聲速，尖側(cè)緣脊型D和下表面平面的半圓形截面E相比橢圓截面B焦點(diǎn)前移1.0%～2.0% cA左右；高超聲速不同截面焦點(diǎn)差別不大。

3.2邊條平面形狀

通過數(shù)值仿真，獲得不同邊條翼身組合體寬速域氣動(dòng)焦點(diǎn)。結(jié)果表明：相同馬赫數(shù)，從S0加長到S3，隨著邊條相對(duì)面積矩增加，焦點(diǎn)前移量基本成線性增加，如圖9和圖10所示。不同邊條方案高超聲速相比低速焦點(diǎn)前移量基本一致，在4.0% cA左右。

圖11和圖12給出了迎角4°，不同邊條翼身組合體典型展向截面壓力系數(shù)分布曲線。Ma0.3時(shí)，邊條S0截面升力主要來自翼型上表面前段的吸力；邊條加長至S3，上表面前段吸力位置前移，從而導(dǎo)致升力增量前移，焦點(diǎn)隨之前移，如圖11所示。Ma6.0時(shí)，邊條S0截面升力主要來自翼型下表面前段的激波壓縮升力；邊條S0加長至S3，下表面前段壓縮升力隨之前移，從而導(dǎo)致升力增量前移，焦點(diǎn)隨之前移，如圖12所示。

3.3前機(jī)身長度

4風(fēng)洞試驗(yàn)

為滿足寬速域操穩(wěn)需求，減小高超聲速相比低速焦點(diǎn)的前移量，同時(shí)兼顧超聲速阻力和進(jìn)氣道調(diào)節(jié)便利性，方案選取前機(jī)頭H0、邊條S3和前機(jī)身半圓形截面。采用上述構(gòu)型的翼身組合體通氣模型，在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD06和FD07分別開展了優(yōu)選布局Ma0.4～4.0和Ma5.0～6.0全機(jī)測力風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)氣動(dòng)焦點(diǎn)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律一致，量值相差不大（見圖18）；Ma6.0相對(duì)Ma0.4焦點(diǎn)前移量為3.2% cA，滿足寬速域操穩(wěn)特性需求。

5結(jié)論

本文針對(duì)某高超聲速大后掠菱形機(jī)翼無尾布局通氣模型，開展了前體截面形狀、邊條平面形狀和前體機(jī)身長度對(duì)氣動(dòng)焦點(diǎn)影響的研究，主要結(jié)論如下：

（1）亞、跨和低超聲速范圍，尖側(cè)緣脊型和下表面平面的半圓形前機(jī)身截面相比橢圓形截面使焦點(diǎn)小幅前移；高超聲速范圍前機(jī)身截面形狀對(duì)焦點(diǎn)影響較小。

（2）相同馬赫數(shù)，焦點(diǎn)前移量與邊條相對(duì)面積矩基本成正比；不同邊條高超聲速相比低速焦點(diǎn)前移量差別不大。

（3）增加前體長度，各馬赫數(shù)焦點(diǎn)前移量與俯視增加面積的相對(duì)面積矩基本成正比。相比前機(jī)身截面和邊條，前機(jī)身長度對(duì)高超聲速相對(duì)低速焦點(diǎn)前移的影響最明顯；前機(jī)身越長，高超聲速相比低速焦點(diǎn)前移趨勢越明顯。

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作者簡介

戴旭平（1980-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。

Tel：18640065010

E-mail：t18640065010@qq.com

王霄（1981-）男，博士研究生，研究員。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)布局及進(jìn)排氣設(shè)計(jì)。

Tel：024-26784102E-mail：alenwx@126.com

Investigation on Aerodynamic Center of Tailless Configuration Under the Wide Mach Number Range

Dai Xuping*，Wang Xiao，Lu Enwei，Zhang Xuan，Wang Zeyu

AVIC Shenyang Aircraft Design and Research Institute，Shenyang 110035，China

Abstract： Hypersonic aircraft which could take off and land horizontally and fly at wide-range Mach number is a key development direction in the aviation technology field. Tailless configuration is used for this kind of airplane. This tailless configuration is featured with the wide range movement of aerodynamic center and limitation of pitch balance ability， so the design of longitudinal stability is a critical technology for the aircraft. In this paper， numerical simulation is employed to research the aerodynamic center with different forehead section shapes， forehead length and straws for a tailless configuration of wide-range mach number. The result indicates that the forehead length is crucial for the aerodynamic center forward movement from low speed to hypersonic. The longer the forehead is， the further the aerodynamic center moves forward from low speed to hypersonic. The shape of straw has less impact on the aerodynamic center forward movement from low speed to hypersonic. The study results provide reference for the tailless configuration under wide-range Mach number.

Key Words： aerodynamic center； wide-range mach number； hypersonic； forehead； straw