李春鵬，劉鐵中，錢(qián)戰(zhàn)森，張鐵軍

中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110034

氣動(dòng)外形簡(jiǎn)潔的無(wú)尾布局由于其氣動(dòng)效率高、結(jié)構(gòu)重量小、雷達(dá)隱身特性好等優(yōu)點(diǎn)，成為未來(lái)作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)布局研究的熱點(diǎn)方向[1-6]。但沒(méi)有尾翼也使得無(wú)尾布局面臨著較為嚴(yán)重的操穩(wěn)控制問(wèn)題，特別是尋找能夠產(chǎn)生足夠航向增穩(wěn)和控制力矩的新型部件或舵面配置[7]。

國(guó)內(nèi)外對(duì)于無(wú)尾布局航向操穩(wěn)控制研究的重點(diǎn)，主要集中于新型航向控制舵面的探索以及基于新型舵面的布局航向操穩(wěn)控制分析兩方面。新型航向控制舵面主要有全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入式舵面、阻力方向舵和組合舵面等形式[8-13]，盡管上述舵面具有一定的航向控制能力，但是在大迎角或超聲速狀態(tài)則面臨舵面效率明顯降低的問(wèn)題[14-17]。李林等針對(duì)基于現(xiàn)有舵面的無(wú)尾布局，選取跨超聲速巡航和低速起降等典型飛行狀態(tài)，定量分析了構(gòu)型參數(shù)、飛行狀態(tài)與三軸穩(wěn)定性以及典型模態(tài)之間的線(xiàn)化規(guī)律[18]。

對(duì)于航向穩(wěn)定性不足的無(wú)尾布局，在受到橫航向擾動(dòng)時(shí)利用控制舵面主動(dòng)偏轉(zhuǎn)來(lái)提供恢復(fù)力矩是實(shí)現(xiàn)布局航向增穩(wěn)的典型方法[19]，但這會(huì)帶來(lái)舵面可用偏度減小、飛機(jī)系統(tǒng)可靠性降低等問(wèn)題[20]。為此，宋磊等提出了一種通過(guò)改變機(jī)翼上反角來(lái)提高橫航向動(dòng)穩(wěn)定性的無(wú)尾布局設(shè)計(jì)方法[20]。對(duì)于同樣存在航向穩(wěn)定性不足問(wèn)題的升力體布局，趙俊波和沈清結(jié)合流場(chǎng)特點(diǎn)，提出了一種基于當(dāng)?shù)貍?cè)向流動(dòng)壓縮/膨脹原理的航向氣動(dòng)增穩(wěn)設(shè)計(jì)方法，通過(guò)后移側(cè)向氣動(dòng)壓心，較為明顯地改善了布局的航向靜穩(wěn)定性[21]。

針對(duì)超聲速狀態(tài)舵面效率明顯下降、舵面控制能力不足的問(wèn)題，為了保證無(wú)尾布局具有足夠的航向操穩(wěn)控制能力，有必要針對(duì)布局本身開(kāi)展超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)研究。本文結(jié)合超聲速流場(chǎng)所特有的壓縮/膨脹流動(dòng)，通過(guò)分析后體型面與后體流場(chǎng)的相互關(guān)系，開(kāi)展無(wú)尾布局后體超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)方法研究，并基于典型方案分析了該方法所適用的速度范圍及其對(duì)于布局升阻特性的影響。

1 計(jì)算方法及驗(yàn)證

1.1 計(jì)算方法

本文數(shù)值模擬所用方程為三維Navier-Stokes(N-S)方程。在直角坐標(biāo)系中三維N-S方程守恒形式可表示為

(1)

式中：w為狀態(tài)矢量；f為無(wú)黏(對(duì)流)通矢量；fv為黏性(耗散)通矢量。

采用Menter’s剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)湍流模型，利用有限體積法將控制方程離散，計(jì)算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了保證能夠模擬邊界層內(nèi)的流動(dòng)特征，在物面附近生成棱柱層網(wǎng)格，第1層網(wǎng)格高度為飛機(jī)參考長(zhǎng)度的10-6，網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為400萬(wàn)左右。物面采用無(wú)滑移物面邊界條件，對(duì)稱(chēng)面采用對(duì)稱(chēng)邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)由當(dāng)?shù)匾痪S黎曼不變量確定。

無(wú)尾布局超聲速航向靜穩(wěn)定性評(píng)估的典型計(jì)算狀態(tài)為：馬赫數(shù)Ma=2.0，飛行高度H=18 km，側(cè)滑角β=4°，計(jì)算迎角α=-3°～6°。

1.2 計(jì)算驗(yàn)證

選擇小展弦比飛翼布局標(biāo)模[13]來(lái)驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的精度。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)為400萬(wàn)。計(jì)算來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.95，計(jì)算飛行高度H=10 km。

計(jì)算模型在機(jī)翼外側(cè)上下表面帶有用于航向控制的嵌入舵面，計(jì)算構(gòu)型為無(wú)舵面偏轉(zhuǎn)的基本構(gòu)型和僅右機(jī)翼上表面舵面打開(kāi)的舵面偏轉(zhuǎn)構(gòu)型，如圖1所示。典型狀態(tài)表面及空間網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 模型外形

圖2 計(jì)算網(wǎng)格

馬赫數(shù)Ma=0.95、側(cè)滑角β=5°時(shí)，右側(cè)機(jī)翼上表面嵌入舵面偏轉(zhuǎn)30°，相對(duì)無(wú)舵偏基本構(gòu)型的航向力矩增量計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[13]對(duì)比如圖3所示。數(shù)值模擬結(jié)果在小迎角范圍內(nèi)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合，在計(jì)算迎角范圍內(nèi)航向力矩增量變化規(guī)律一致。說(shuō)明本文所采用的數(shù)值模擬方法具有較高的精度，可用于計(jì)算和分析無(wú)尾布局的航向力矩特性。

圖3 航向力矩系數(shù)增量的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

2 研究模型

參考超聲速飛機(jī)完成無(wú)尾布局基本方案氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)(圖4)。該方案以雙后掠前緣飛翼布局為基礎(chǔ)，前機(jī)身在保證裝載空間要求下與邊條融合設(shè)計(jì)，后體扁平，暫未考慮進(jìn)氣道布置。布局主要參數(shù)見(jiàn)表1。

圖4 無(wú)尾布局基本方案

表1 無(wú)尾布局主要參數(shù)

由于無(wú)尾布局基本方案后體空間有限，在工程實(shí)際中需要對(duì)后體外形進(jìn)行適當(dāng)修改以滿(mǎn)足內(nèi)部裝載要求。從隱身角度考慮，選擇發(fā)動(dòng)機(jī)及排氣系統(tǒng)背置形式。對(duì)于雙發(fā)布局，根據(jù)尾噴管的間距，完成窄間距后體和寬間距后體兩種方案外形設(shè)計(jì)，如圖5所示。

圖5 無(wú)尾布局常規(guī)后體方案

3 設(shè)計(jì)思路

無(wú)尾布局基本方案和兩種常規(guī)后體方案超聲速航向力矩系數(shù)隨迎角變化曲線(xiàn)如圖6所示。后體扁平的基本方案呈現(xiàn)明顯的航向靜不穩(wěn)定性，兩種常規(guī)后體方案的航向力矩系數(shù)曲線(xiàn)上移，航向靜不穩(wěn)定度降低。其中窄間距后體貢獻(xiàn)的航向增穩(wěn)力矩隨著迎角的增加而減小，寬間距后體所提供的航向增穩(wěn)力矩則基本不隨迎角變化。上述航向增穩(wěn)力矩隨迎角變化規(guī)律的差異使得重心后側(cè)向投影面積較大窄間距后體方案只在負(fù)迎角狀態(tài)具有稍小的航向靜不穩(wěn)定度，而在較大迎角時(shí)，其航向靜不穩(wěn)定度要大于寬間距后體方案。

無(wú)尾布局基本方案和兩種常規(guī)后體方案在超聲速、定側(cè)滑時(shí)不同迎角下的表面壓力系數(shù)Cp分布云圖如圖7所示。

上述3種方案的前體流場(chǎng)基本相同，主要表現(xiàn)為迎風(fēng)側(cè)機(jī)體表面為高壓區(qū)，而背風(fēng)側(cè)機(jī)體表面為低壓區(qū)的壓力分布形態(tài)。

圖6 常規(guī)后體方案航向力矩系數(shù)曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

圖7 常規(guī)后體方案表面壓力分布云圖(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

對(duì)于基本方案，其后體流場(chǎng)呈現(xiàn)為迎風(fēng)側(cè)機(jī)體表面低壓、背風(fēng)側(cè)機(jī)體表面高壓的壓力分布形態(tài)，即前后體都產(chǎn)生航向不穩(wěn)定力矩。

對(duì)于窄間距后體，突起的后體型面改變了后體流向，后體迎風(fēng)側(cè)與背風(fēng)側(cè)表面壓差合力產(chǎn)生航向增穩(wěn)力矩。但是隨著迎角的增加，突起的后體型面對(duì)流場(chǎng)干擾能力減弱，迎風(fēng)側(cè)與背風(fēng)側(cè)的壓力不對(duì)稱(chēng)程度降低，后體提供的航向增穩(wěn)力矩也隨之減小。

對(duì)于寬間距后體，沿流向逐漸變寬的后體型面對(duì)后體迎風(fēng)外表面流場(chǎng)產(chǎn)生壓縮作用，在后體背風(fēng)外表面產(chǎn)生膨脹作用，進(jìn)而形成航向增穩(wěn)力矩。而后體型面曲率變化導(dǎo)致后體內(nèi)凹區(qū)域產(chǎn)生了與之相反的航向不穩(wěn)定力矩，使得寬間距后體所產(chǎn)生總的航向增穩(wěn)力矩有所降低。隨著迎角的增加，內(nèi)凹區(qū)域的低壓區(qū)總體向迎風(fēng)側(cè)移動(dòng)，寬間距后體兩側(cè)內(nèi)外表面都形成航向增穩(wěn)力矩，盡管此時(shí)后體外表面壓差所形成的航向增穩(wěn)力矩略有降低，但是總的航向增穩(wěn)力矩變化不大。

可以看出，增加后體側(cè)向投影面積可以降低無(wú)尾布局超聲速航向靜不穩(wěn)定度，但不同后體型面的降低程度相差較大。從窄間距后體方案與寬間距后體方案的超聲速航向力矩系數(shù)曲線(xiàn)和表面流場(chǎng)對(duì)比來(lái)看，通過(guò)調(diào)整后體型面來(lái)有效利用超聲速流場(chǎng)中的壓縮和膨脹流動(dòng)，能夠在后體表面形成航向增穩(wěn)的側(cè)向壓差，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)后體的超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)。

為此，本文提出一種利用超聲速流場(chǎng)壓縮/膨脹流動(dòng)的后體超聲速航向氣動(dòng)增穩(wěn)設(shè)計(jì)方法，即通過(guò)后體型面的針對(duì)性設(shè)計(jì)，在后體超聲速流場(chǎng)中構(gòu)建一系列壓縮和膨脹流動(dòng)(圖8)，使得后體迎風(fēng)面產(chǎn)生高壓區(qū)，背風(fēng)面產(chǎn)生低壓區(qū)，結(jié)合具有側(cè)向投影面積的后體型面，形成超聲速航向增穩(wěn)力矩，實(shí)現(xiàn)無(wú)尾布局后體的超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)。

圖8 無(wú)尾布局后體超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)原理

4 后體外形參數(shù)影響分析

4.1 后體外形參數(shù)化設(shè)計(jì)

基于兩種常規(guī)后體方案提煉能夠影響后體超聲速航向靜穩(wěn)定性的后體型面特征，確定后體型面關(guān)鍵參數(shù)，并以此為基礎(chǔ)完成后體型面的參數(shù)化建模(圖9)。

圖9 后體參數(shù)化型面及其控制曲線(xiàn)

單側(cè)后體型面主要控制曲線(xiàn)包括一條后體脊線(xiàn)曲線(xiàn)和兩條后體控制截面曲線(xiàn)，通過(guò)修改上述曲線(xiàn)參數(shù)即可完成后體型面的調(diào)整。本文分析的后體型面參數(shù)主要包括后體側(cè)向投影面積、后體脊線(xiàn)形狀和后體控制截面形狀三方面。

4.2 后體側(cè)向投影面積影響

后體側(cè)向投影面積通常由脊線(xiàn)高度和型面后端截面曲線(xiàn)高度控制，而后端截面曲線(xiàn)高度受?chē)姽苄螤罴s束?；诨痉桨负篌w，通過(guò)對(duì)后體控制曲線(xiàn)在翼平面法向的仿射變化，獲得一系列增加后體側(cè)向投影面積的型面曲面，型面外形控制曲線(xiàn)對(duì)比如圖10所示，不同后體型面的無(wú)尾布局方案后體側(cè)向投影面積增量ΔSaft、重心前后側(cè)向投影面積比例Sfore/Saft對(duì)比見(jiàn)表2，在不同迎角下不同后體型面超聲速航向力矩系數(shù)隨重心后側(cè)向投影面積增量ΔSaft和重心前后側(cè)向投影面積比Sfore/Saft變化的曲線(xiàn)如圖11所示。

可以看出，在無(wú)尾布局扁平后體的基礎(chǔ)上增加后體能夠降低布局的航向靜不穩(wěn)定性，且后體型面所提供的航向增穩(wěn)力矩與后體側(cè)向投影面積增量ΔSaft近似呈正比關(guān)系，即ΔSaft越大，后體型面所提供的航向增穩(wěn)力矩越大，布局航向靜不穩(wěn)定度越小。與之相對(duì)應(yīng)，在固定迎角下，布局航向力矩與重心前后側(cè)向投影面積比例Sfore/Saft呈反比關(guān)系。迎角α=-3°時(shí)，后體側(cè)向投影面積增加2.89 m2，布局航向靜不穩(wěn)定度減小50%；后體側(cè)向投影面積增加4.89 m2，盡管仍然是航向靜不穩(wěn)定狀態(tài)，但布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)基本布局減小86%。迎角α=6°時(shí)，后體側(cè)向投影面積增加2.89 m2，布局航向靜不穩(wěn)定度減小39%；后體側(cè)向投影面積增加4.89 m2，布局航向靜不穩(wěn)定度減小67%。

圖10 后體側(cè)向投影面積影響方案控制曲線(xiàn)對(duì)比

表2 后體側(cè)向投影面積影響方案參數(shù)

圖11 不同迎角下后體側(cè)向投影面積影響方案航向力矩系數(shù)曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

4.3 后體脊線(xiàn)形狀影響

后體脊線(xiàn)形狀影響研究分為兩個(gè)部分：一是脊線(xiàn)后端的展向位置影響(圖12)，其中spd1～spd4方案后體脊線(xiàn)外形相似，脊線(xiàn)前端位置相同，各方案脊線(xiàn)后端端點(diǎn)間距相差0.3 m；二是脊線(xiàn)后端展向位置固定時(shí)的脊線(xiàn)形狀影響(圖13,spz1～spz5)。需要說(shuō)明的是，后體脊線(xiàn)形狀變化時(shí)，后體控制截面形狀也隨著變化，因此后體脊線(xiàn)形狀影響也部分包含了后體截面形狀的影響。

圖12 后體脊線(xiàn)后端展向位移影響方案控制曲線(xiàn)對(duì)比

圖13 后體脊線(xiàn)形狀影響方案控制曲線(xiàn)對(duì)比

以spd1方案后體脊線(xiàn)為基準(zhǔn)，在不同固定迎角下，布局航向力矩系數(shù)隨后體脊線(xiàn)后端點(diǎn)展向外移距離變化規(guī)律如圖14所示。后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)越靠外，布局后體所產(chǎn)生的航向增穩(wěn)力矩越大。迎角α=-3°時(shí)，后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)外移0.3 m，布局航向靜不穩(wěn)定度減小6.9%；后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)外移0.9 m，布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)基本布局減小33.1%。迎角α=6°時(shí)，后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)外移0.3 m，布局航向靜不穩(wěn)定度減小7.2%；后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)外移0.9 m，布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)基本布局減小34.8%。

但是從圖12也應(yīng)注意到，后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)的外移會(huì)減小后體截面與外翼之間的夾角(趨向于90°)，增加布局的側(cè)向雷達(dá)波的反射，導(dǎo)致布局側(cè)向雷達(dá)隱身性能降低。因此后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)展向位置需綜合考慮才能確定。

圖14 不同迎角下后體脊線(xiàn)后端展向位置對(duì)布局航向力矩系數(shù)影響曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

后體脊線(xiàn)后端端點(diǎn)展向位置固定時(shí)的后體脊線(xiàn)形狀對(duì)布局航向力矩特性影響曲線(xiàn)如圖15所示。圖中spz1～spz5方案后體型面控制曲線(xiàn)對(duì)比見(jiàn)圖13，其中spz1方案后體脊線(xiàn)靠外，在翼平面內(nèi)投影呈S形，曲率變化拐點(diǎn)最靠前，而spz5方案后體脊線(xiàn)最靠?jī)?nèi)，在翼平面內(nèi)投影為內(nèi)凹曲線(xiàn)，spz2～spz4方案為介于spz1方案和spz5方案的中間方案。

可以看出，spz1方案和spz5方案的航向力矩系數(shù)隨迎角變化呈現(xiàn)完全相反的規(guī)律：對(duì)于spz1方案，后體所提供的航向增穩(wěn)力矩隨著迎角的增加而增加，迎角α=6°時(shí)的布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)迎角α=-3°減小23.2%；而對(duì)于spz5方案，后體所提供的航向增穩(wěn)力矩隨著迎角的增加而減小，迎角α=6°時(shí)的布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)迎角α=-3°增加5.3%。

對(duì)于后體脊線(xiàn)在翼平面內(nèi)曲率拐點(diǎn)接近中間的spz2方案，后體型面在小迎角范圍內(nèi)所提供的航向增穩(wěn)力矩明顯增加，與spz5方案相當(dāng)，在整個(gè)迎角范圍內(nèi)具有最好的航向增穩(wěn)能力。對(duì)于后體脊線(xiàn)在翼平面內(nèi)曲率拐點(diǎn)靠后的spz3方案和完全內(nèi)凹的spz4方案，后體型面在正迎角狀態(tài)所提供的航向增穩(wěn)力矩要明顯小于spz2方案，可見(jiàn)后體脊線(xiàn)在翼平面內(nèi)投影的曲率拐點(diǎn)位置是影響后體型面在寬迎角范圍內(nèi)航向增穩(wěn)能力的關(guān)鍵參數(shù)。

為明確不同脊線(xiàn)形狀方案航向力矩系數(shù)隨迎角變化規(guī)律存在差異的物理成因，選取spz1方案、spz2方案和spz5方案在典型迎角下的后體上表面壓力分布(圖16和圖17)進(jìn)行對(duì)比分析。上述3種方案的主要差異在于脊線(xiàn)在翼平面投影內(nèi)的曲線(xiàn)形狀，其中存在曲率拐點(diǎn)的spz1方案和spz2方案表面壓力分布相似，不同于整體內(nèi)凹的spz5方案?？梢钥闯觯篌w增穩(wěn)力矩主要來(lái)源于后體型面兩側(cè)的內(nèi)外表面壓差，且迎風(fēng)外表面與背風(fēng)內(nèi)表面所形成的壓差要明顯大于迎風(fēng)內(nèi)表面與背風(fēng)外表面所形成的壓差。為了分析方便，對(duì)比的重點(diǎn)集中于迎風(fēng)外表面和背風(fēng)內(nèi)表面的壓力分布變化。

圖15 后體脊線(xiàn)形狀對(duì)布局航向力矩系數(shù)影響曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

圖16 后體脊線(xiàn)形狀影響方案表面壓力分布云圖(Ma=2.0，H=18 km，α=-3°，β=4°)

圖17 后體脊線(xiàn)形狀影響方案表面壓力分布云圖(Ma=2.0，H=18 km，α=3°，β=4°)

在負(fù)迎角狀態(tài)(圖16)，后體型面整體處于迎風(fēng)面，后體前端具有明顯的壓縮流動(dòng)。對(duì)于spz5方案，氣流在迎風(fēng)側(cè)后體外表面呈壓縮流動(dòng)，表面壓力沿流向逐漸升高，而在背風(fēng)側(cè)內(nèi)表面呈膨脹流動(dòng)，表面壓力沿流向逐漸降低，由此在后體形成了較大的航向增穩(wěn)力矩。對(duì)于spz1方案，由于脊線(xiàn)在翼平面內(nèi)的投影曲線(xiàn)曲率拐點(diǎn)靠前，氣流在迎風(fēng)側(cè)后體外表面經(jīng)過(guò)曲率拐點(diǎn)后由減速壓縮流動(dòng)較早地轉(zhuǎn)為加速膨脹流動(dòng)，使得后體后段的表面壓力降低較多，與之相反，氣流在背風(fēng)側(cè)內(nèi)表面經(jīng)曲率拐點(diǎn)后受到型面壓縮，壓力有所增加，后體內(nèi)外型面的有利壓差減小，導(dǎo)致航向增穩(wěn)力矩?fù)p失較大。而對(duì)于spz2方案，由于其脊線(xiàn)的曲率拐點(diǎn)較為靠后，曲率變化所導(dǎo)致的氣流在后體后段膨脹(迎風(fēng)側(cè)外表面)或壓縮(背風(fēng)側(cè)內(nèi)表面)程度減弱，內(nèi)外型面仍然具有較大壓差，后體依然能夠產(chǎn)生較大的航向增穩(wěn)力矩。

在正迎角狀態(tài)(圖17)，后體型面整體處于背風(fēng)面，后體前端的壓縮流動(dòng)減弱，后體氣流流動(dòng)對(duì)脊線(xiàn)曲率拐點(diǎn)位置的敏感性降低，spz1方案和spz2方案的后體表面壓力分布相似。此時(shí)氣流在背風(fēng)內(nèi)表面的膨脹流動(dòng)更強(qiáng)，表面壓力下降較多，盡管迎風(fēng)外表面壓力因?yàn)閴嚎s作用減小而有所降低，但內(nèi)外表面壓差仍然明顯增加，兩種方案的后體都產(chǎn)生了較大的航向增穩(wěn)力矩。而對(duì)于spz5方案，氣流在后體迎風(fēng)外表面的壓縮強(qiáng)度降低，表面壓力減小，完全內(nèi)凹的脊線(xiàn)形狀限制了后體背風(fēng)內(nèi)表面低壓區(qū)范圍的擴(kuò)展，氣流膨脹對(duì)于后體背風(fēng)內(nèi)表面的影響有限，導(dǎo)致后體內(nèi)外表面有利壓差減小，后體所提供的航向增穩(wěn)力矩也隨之降低。

4.4 后體控制截面形狀影響

后體控制截面形狀直接決定后體型面曲率的展向分布，為了明確其對(duì)后體型面航向增穩(wěn)特性的影響，完成3種后體方案設(shè)計(jì)，如圖18所示。3種 后體方案的主要差別在于脊線(xiàn)附近曲率變化，其中spc1方案后體控制截面曲線(xiàn)在脊線(xiàn)附近曲率最大，截面積也最小，而spc3方案后體控制截面曲線(xiàn)在脊線(xiàn)附近的曲率則接近0，截面積最大，后體型面在脊線(xiàn)附近也更為平坦。

后體截面形狀影響方案航向力矩系數(shù)隨迎角變化曲線(xiàn)如圖19所示。可以看出，增加脊線(xiàn)附近的截面曲線(xiàn)曲率會(huì)明顯降低后體型面所產(chǎn)生的航向增穩(wěn)力矩，且航向增穩(wěn)力矩變化量幾乎不隨迎角改變。相較于脊線(xiàn)附近截面曲線(xiàn)曲率較大的spc1方案，截面曲線(xiàn)曲率較小的spc2方案后體增穩(wěn)能力減弱，布局航向靜不穩(wěn)定度增加。但是隨著后體截面曲線(xiàn)在后體脊線(xiàn)附近的曲率進(jìn)一步增大后，后體型面所提供航向增穩(wěn)力矩的減小幅度降低。迎角α=6°時(shí)，spc2方案布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)spc1方案增加10.3%，spc3方案布局航向靜不穩(wěn)定度相對(duì)spc1方案增加15.3%。

圖18 后體截面形狀影響方案控制曲線(xiàn)對(duì)比

圖19 后體截面形狀對(duì)布局航向力矩系數(shù)影響曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km，β=4°)

典型后體截面形狀影響方案表面壓力分布對(duì)比如圖20所示?？梢钥闯?，spc1方案和spc2方案后體型面表面壓力分布相似，差別主要包括兩個(gè)方面：一是脊線(xiàn)附近壓力梯度差異；spc2方案在后體型面脊線(xiàn)附近型面曲率較小，氣流在其后體迎風(fēng)側(cè)外表面脊線(xiàn)附近的壓縮強(qiáng)度降低，迎風(fēng)外表面低壓區(qū)范圍增加；二是后體型面內(nèi)表面的壓力變化，spc2方案脊線(xiàn)附近曲率增加使得后體型面前部的內(nèi)表面凸起，對(duì)氣流產(chǎn)生壓縮作用，由此導(dǎo)致內(nèi)型面壓力增加，后體型面內(nèi)外側(cè)有利壓差減小。上述兩方面的綜合作用導(dǎo)致spc2方案后體型面所提供的航向增穩(wěn)力矩降低。

圖20 后體截面形狀影響方案表面壓力分布云圖(Ma=2.0，H=18 km，α=3°，β=4°)

5 典型方案設(shè)計(jì)及分析

5.1 超聲速航向增穩(wěn)方案設(shè)計(jì)

根據(jù)后體型面參數(shù)對(duì)布局航向力矩特性影響規(guī)律，結(jié)合布局后體幾何約束，完成典型后體超聲速航向增穩(wěn)方案設(shè)計(jì)(圖21)。由于本文的研究重點(diǎn)在于后體型面對(duì)于布局航向特性的影響，因此對(duì)尾噴管進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理。

圖21 無(wú)尾布局超聲速航向增穩(wěn)后體方案

5.2 氣動(dòng)特性分析

為了較為全面地分析超聲速后體航向增穩(wěn)方案的綜合氣動(dòng)特性，選取無(wú)尾布局基本方案、窄間距后體方案、寬間距后體方案和后體增穩(wěn)方案進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，計(jì)算狀態(tài)見(jiàn)表3。

表3 氣動(dòng)計(jì)算狀態(tài)

不同馬赫數(shù)下極曲線(xiàn)對(duì)比如圖22所示，圖中升阻力系數(shù)的計(jì)算未計(jì)及尾噴管端面部件。相對(duì)于常規(guī)窄間距后體方案，后體航向增穩(wěn)方案的阻力只在跨聲速時(shí)有所增加，而在超聲速狀態(tài)的阻力反而略有降低。由此可以看出，后體型面的航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)并不會(huì)明顯影響布局的升阻特性。無(wú)尾布局不同后體方案相對(duì)基本方案在不同迎角下的航向力矩系數(shù)增量均值隨Ma變化曲線(xiàn)如圖23所示。對(duì)于窄間距后體方案，盡管后體型面增加了重心后側(cè)向投影面積，但由于后體型面對(duì)全機(jī)流場(chǎng)的不利影響，跨聲速時(shí)布局的航向不穩(wěn)定度反而有所增加。超聲速狀態(tài)，后體型面基本起到了航向增穩(wěn)的作用。對(duì)于寬間距后體方案，其后體型面在跨聲速和超聲速狀態(tài)都能提供較大的航向增穩(wěn)力矩，但是后體航向增穩(wěn)能力卻隨著Ma的增加而降低。對(duì)于后體增穩(wěn)方案，其后體型面在跨聲速和超聲速范圍都能提供較大的航向增穩(wěn)力矩，且航向增穩(wěn)力矩的量值隨著Ma的增加而增加。

圖22 無(wú)尾布局多方案極曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km)

圖23 無(wú)尾布局后體方案航向力矩系數(shù)增量曲線(xiàn)(Ma=2.0，H=18 km)

5.3 流動(dòng)機(jī)理分析

無(wú)尾布局基本方案和后體增穩(wěn)方案表面壓力分布和表面極線(xiàn)流線(xiàn)見(jiàn)圖24所示。對(duì)于無(wú)尾布局基本方案，盡管后體扁平光順，但是因?yàn)榍绑w流場(chǎng)影響，表面極限流線(xiàn)在中后機(jī)身中間位置匯聚成表面分離線(xiàn)；分離線(xiàn)右側(cè)氣流盡管處于壓縮流動(dòng)狀態(tài)，因?yàn)榭拷蛎泤^(qū)，流速較高，布局表面壓力較低；而分離線(xiàn)左側(cè)氣流為膨脹流動(dòng)狀態(tài)，但因靠近壓縮流動(dòng)區(qū)，流速較低，布局表面壓力較高。對(duì)于后體增穩(wěn)方案，由于后體型面脊線(xiàn)附近曲率較大，脊線(xiàn)附近氣流流動(dòng)變化劇烈，中后機(jī)身存在的分離線(xiàn)與后體型面迎風(fēng)側(cè)的脊線(xiàn)重合。由于脊線(xiàn)后段外移，限制了氣流在迎風(fēng)側(cè)翼面的膨脹流動(dòng)，加強(qiáng)了對(duì)后體流場(chǎng)的壓縮作用，后體型面迎風(fēng)外表面壓力增加，而在后體型面背風(fēng)內(nèi)表面則形成明顯的氣流膨脹區(qū)，表面壓力降低，進(jìn)而形成有利于航向增穩(wěn)的左右壓差。對(duì)于后體型面的背風(fēng)側(cè)，受背風(fēng)側(cè)脊線(xiàn)曲率變化的影響，氣流在后體型面背風(fēng)外表面呈現(xiàn)加速流動(dòng)，導(dǎo)致表面壓力降低，而當(dāng)氣流繞過(guò)后體脊線(xiàn)后受到阻滯，呈減速流動(dòng)，迎風(fēng)內(nèi)表面壓力升高，由此也形成有利于航向增穩(wěn)的左右壓差。正是左右機(jī)身兩側(cè)后體型面對(duì)后體流場(chǎng)的共同作用，形成了較大的航向增穩(wěn)力矩。

圖24 無(wú)尾布局表面流場(chǎng)(Ma=2.0，H=18 km，α=3°，β=4°)

6 結(jié) 論

1) 針對(duì)無(wú)尾布局超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)，后體型面主要控制參數(shù)包括重心后側(cè)向投影面積增量、后體型面脊線(xiàn)形狀和后體型面截面形狀3個(gè)部分。

2) 對(duì)于無(wú)尾布局后體超聲速航向增穩(wěn)型面設(shè)計(jì)，后體航向增穩(wěn)力矩基本與重心后側(cè)向投影面積增量呈正比關(guān)系，重心后側(cè)向投影面積增量越大，后體型面所提供的航向增穩(wěn)力矩越大。

3) 對(duì)于無(wú)尾布局后體超聲速航向增穩(wěn)型面設(shè)計(jì)，后體脊線(xiàn)后端點(diǎn)展向位置離對(duì)稱(chēng)面越遠(yuǎn)，后體型面所產(chǎn)生的航向增穩(wěn)力矩越大。后體型面脊線(xiàn)在翼平面內(nèi)投影呈S形，且曲率拐點(diǎn)居中可以降低后體型面航向增穩(wěn)能力的迎角敏感性，提高寬迎角范圍內(nèi)的航向增穩(wěn)能力。

4) 對(duì)于無(wú)尾布局后體超聲速航向增穩(wěn)型面設(shè)計(jì)，減小后體型面脊線(xiàn)位置的截面曲線(xiàn)曲率，會(huì)減弱后體型面脊線(xiàn)附近的壓力梯度，降低后體型面的航向增穩(wěn)能力。

5) 針對(duì)無(wú)尾布局，通過(guò)后體超聲速航向增穩(wěn)設(shè)計(jì)，可以在不明顯增加布局阻力的情況下，大幅降低布局在跨聲速和超聲速時(shí)的航向靜不穩(wěn)定度。