黨天驕,劉 振,周學(xué)文,孫亞川,李 俊

(1.西安交通大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710049；2.中國兵器工業(yè)試驗(yàn)測試研究院,華陰 714200)

0 引言

高超聲速飛行器具有巨大的軍事和經(jīng)濟(jì)價(jià)值，已成為當(dāng)今世界航天航空大國積極發(fā)展的關(guān)鍵性技術(shù)之一[1]。為模擬高超聲速實(shí)驗(yàn)及測試環(huán)境，采用大型地面動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)，即高超聲速火箭橇試驗(yàn)。因?yàn)樵摲N試驗(yàn)?zāi)芴峁└叱曀亠w行下的運(yùn)行環(huán)境，且其具有全尺寸、易觀測等優(yōu)點(diǎn)，因此火箭橇試驗(yàn)已成為與飛行試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)同等重要的測試手段?；鸺猎囼?yàn)應(yīng)用廣泛，在氣動(dòng)熱材料的燒蝕及保護(hù)、導(dǎo)彈引信性能研究、強(qiáng)氣動(dòng)加熱下的雷達(dá)性能、飛行器逃逸、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、雨蝕試驗(yàn)、導(dǎo)彈末端打靶精度研究、反導(dǎo)系統(tǒng)毀傷性等方面[2-8]均有所應(yīng)用。

高超聲速火箭橇在運(yùn)行的過程中，由于受自身外形以及地面效應(yīng)的影響，會(huì)產(chǎn)生較大升力。當(dāng)升力大于橇體自身重力時(shí)，會(huì)造成火箭橇在軌道上的反復(fù)彈跳，大大地降低了火箭橇運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性，并加重了滑靴與軌道之間的鑿靴現(xiàn)象。針對(duì)此種情況，借鑒汽車導(dǎo)流板降低車底氣壓的增穩(wěn)作用，在火箭橇滑靴兩側(cè)安裝導(dǎo)流板。通過導(dǎo)流板增大火箭橇負(fù)升力，以此提高火箭橇的穩(wěn)定性。

國內(nèi)外已開展了一些高超聲速火箭橇氣動(dòng)增穩(wěn)裝置的研究。Rigali D J等[9]在單軌火箭橇橇體兩側(cè)安裝了側(cè)翼，并通過超音速風(fēng)洞試驗(yàn)得到了其升阻力系數(shù)，驗(yàn)證了其增大負(fù)升力的作用；但未研究側(cè)翼對(duì)火箭橇各部分升阻力的影響及其對(duì)火箭橇流場的影響。Praharaj S等[10]使用CFD方法對(duì)火箭橇的穩(wěn)態(tài)流場進(jìn)行了計(jì)算，其火箭橇結(jié)構(gòu)前、后各安裝了兩塊帶角度的楔形物，用以提供負(fù)升力。作者通過壓力云圖對(duì)火箭橇的流場特性進(jìn)行了研究，但未重點(diǎn)研究楔形物對(duì)火箭橇流場的影響。Lofthouse A等[11-12]采用CFD方法，對(duì)雙軌火箭橇進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)流場的計(jì)算，其橇體與滑靴的連接裝置前方為具有安裝角的楔形物，可提供負(fù)升力。作者研究了馬赫數(shù)為2、3、4、5時(shí)楔形物表面的壓力分布和溫度分布，但未開展馬赫數(shù)對(duì)楔形物氣動(dòng)升阻力的細(xì)致研究。Hegedus M等[13]使用CFD方法，對(duì)有、無鴨翼的火箭橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行了氣動(dòng)計(jì)算，得到了火箭橇表面的壓力分布。作者使用了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，提高了計(jì)算精度，但其火箭橇結(jié)構(gòu)、軌道結(jié)構(gòu)過于簡單，且未包含滑靴結(jié)構(gòu)，因此未考慮到滑靴、軌道對(duì)鴨翼的氣動(dòng)影響。鄒偉紅[14]使用CFD方法對(duì)雙軌火箭橇進(jìn)行了計(jì)算，其火箭橇彈體后方安裝有較大的導(dǎo)流板，用以提供負(fù)升力。作者細(xì)致研究了火箭橇在來流Ma=0.6～2.0時(shí)的氣動(dòng)特性，但未分析導(dǎo)流板對(duì)氣動(dòng)負(fù)升力的影響，也未更改導(dǎo)流板的尺寸及安裝角進(jìn)行研究。張傳俠等[15]使用CFD方法對(duì)火箭橇側(cè)翼進(jìn)行了氣動(dòng)仿真，開展了側(cè)翼攻角變化、與橇體連接位置、有無地面效應(yīng)對(duì)側(cè)翼氣動(dòng)特性影響的研究，但未分析側(cè)翼對(duì)火箭橇流場特性的影響，也未分析不同速度下側(cè)翼的氣動(dòng)特性。

綜上所述，國內(nèi)外文獻(xiàn)中關(guān)于高超聲速火箭橇氣動(dòng)增穩(wěn)裝置的研究較少且不系統(tǒng)，存在以下幾個(gè)問題：(1)缺乏氣動(dòng)增穩(wěn)裝置對(duì)火箭橇其余部件的氣動(dòng)影響研究；(2)對(duì)增穩(wěn)裝置周圍的流場特性研究不夠細(xì)致；(3)缺少氣動(dòng)增穩(wěn)裝置尺寸對(duì)其氣動(dòng)性能影響的研究；(4)來流馬赫數(shù)未超過5；(5)不能反映火箭橇在高超聲速下的氣動(dòng)特性。因此有必要針對(duì)以上幾個(gè)問題對(duì)帶導(dǎo)流板結(jié)構(gòu)火箭橇的氣動(dòng)特性進(jìn)行系統(tǒng)的數(shù)值研究，分析其在超聲速流動(dòng)下的流場流動(dòng)機(jī)理，并從導(dǎo)流板安裝角、尺寸以及來流速度對(duì)其的影響多個(gè)方面進(jìn)行詳細(xì)分析，得到導(dǎo)流板增強(qiáng)火箭橇運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的規(guī)律，從而為高超聲速火箭橇氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

1 數(shù)值方法及驗(yàn)證

1.1 計(jì)算方法

控制方程為考慮粘性的穩(wěn)態(tài)三維可壓Navier-Stokes方程?？臻g差分格式采用Roe格式[16]，并引入熵修正對(duì)非物理解進(jìn)行修正[17]。Roe格式具有優(yōu)秀的激波間斷分辨率和粘性分辨率，是實(shí)際應(yīng)用中最成功的迎風(fēng)格式之一。其格式如下：

(1)

式中Ql和Qr分別為網(wǎng)格單元界面的左右變量；F為數(shù)值通量。

時(shí)間推進(jìn)格式采用LU-SGS隱式時(shí)間推進(jìn)格式[18]，其應(yīng)用最為廣泛。LU-SGS格式[19-20]具有魯棒性好、計(jì)算量小的特點(diǎn)。采用RANS方法對(duì)湍流進(jìn)行求解，湍流模型采用兩方程可實(shí)現(xiàn)k-ε模型。

1.2 方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證本研究數(shù)值計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，將經(jīng)典的高超聲速下雙橢球模型作為算例進(jìn)行驗(yàn)證。雙橢球模型實(shí)驗(yàn)由李素循等[21]完成，有詳細(xì)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。首先進(jìn)行氣動(dòng)壓力模擬，靜溫T=51.93 K，Ma=8.02，迎角α=0°，雷諾數(shù)Re=1.98×107，雙橢球邊界條件設(shè)置為絕熱壁面，計(jì)算方法采用第1.1節(jié)方法。計(jì)算網(wǎng)格數(shù)約為600萬，網(wǎng)格模型如圖1所示。

圖1 雙橢球氣動(dòng)計(jì)算網(wǎng)格

雙橢球下子午線的壓力系數(shù)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比見圖2(a)，可看出數(shù)值結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值吻合良好。其次進(jìn)行氣動(dòng)熱模擬，T=64.042 K，Ma=8.04，α=0°，Re=1.13×107，雙橢球邊界條件設(shè)置為等溫壁面，壁面溫度Tb=288 K。熱流密度計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比見圖2(b)，其中qref為參考值，取568.4 kW/m2。由圖2可知，模擬值和實(shí)驗(yàn)值基本吻合，但存在較小誤差。誤差可能來源于等溫壁面的設(shè)置與實(shí)際不相符，因?yàn)閷?shí)驗(yàn)中實(shí)際的對(duì)流傳熱更為復(fù)雜。此外，高超聲速條件下邊界層存在較大的溫度梯度，這也是造成模擬值與實(shí)驗(yàn)值存在差別的原因?？傮w而言，經(jīng)仿真與實(shí)驗(yàn)對(duì)比，本研究采用的計(jì)算方法能一定程度上模擬高超聲速流場的氣動(dòng)特性，驗(yàn)證了該方法對(duì)于仿真高超聲速流場的準(zhǔn)確性。

(a)Pressure coefficient

2 模型及計(jì)算條件

火箭橇流場模型如圖3所示，由橇體、滑靴、導(dǎo)流板和軌道組成，其中導(dǎo)流板安裝在滑靴側(cè)面，安裝角為負(fù)值，即圖4中黃色結(jié)構(gòu)。橇體全長為l，頭部長度為0.4l，中部長度為0.6l，前、后滑靴長度均為0.14l；所有導(dǎo)流板航向尺寸均為0.068l，普通導(dǎo)流板橫向尺寸為0.034l，加大導(dǎo)流板橫向尺寸為0.068l。由于模型和來流條件對(duì)稱，因此建立對(duì)稱面并取1/2模型建立流域。流場入口與遠(yuǎn)場設(shè)置為遠(yuǎn)場邊界，出口設(shè)置為超音速出口邊界，橇體、滑靴和導(dǎo)流板設(shè)置為無滑移絕熱壁面，軌道與地面設(shè)置為平動(dòng)動(dòng)壁面，運(yùn)動(dòng)速度與來流速度一致。自由來流靜壓p0=101 325 Pa，靜溫T0=288.15 K，采用海平面壓強(qiáng)與溫度參數(shù)，并使用完全氣體模型。計(jì)算工作均在64 G內(nèi)存40核的HP工作站上開展。

圖3 火箭橇流場

圖4 導(dǎo)流板

網(wǎng)格劃分方面，采用了四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。采用對(duì)稱面結(jié)構(gòu)減少了網(wǎng)格數(shù)目，以便于加快計(jì)算效率，對(duì)稱面網(wǎng)格見圖5(a)；在邊界層處對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行了加密，以更好地捕捉結(jié)構(gòu)表面附近的流場特征，見圖5(b)；在細(xì)小結(jié)構(gòu)體表面和附近細(xì)化了網(wǎng)格，以增加計(jì)算的準(zhǔn)確性，見圖5(c)。針對(duì)本文不同的氣動(dòng)外形，生成的網(wǎng)格數(shù)目皆在900萬左右，計(jì)算殘差曲線均收斂至10-4以下。

針對(duì)不同的研究目標(biāo)，本文共設(shè)置氣動(dòng)外形14種，如表1所示。命名規(guī)則為：M+數(shù)字1+字母2+數(shù)字2+字母3+數(shù)字3。其中M為馬赫數(shù)符號(hào)，數(shù)字1為馬赫數(shù)；字母2、3分別代表前、后導(dǎo)流板的尺寸，分為N(Normal，普通)和L(Large，加大)；數(shù)字2、3分別表示前、后導(dǎo)流板安裝角的大小。如名稱后帶“Free”，則表示火箭橇處于自由空域；如不帶，則表示火箭橇處于在軌狀態(tài)。對(duì)外形3進(jìn)行了網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，結(jié)果見圖6。由圖可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)大于600萬時(shí)，計(jì)算結(jié)果穩(wěn)定，而本文不同氣動(dòng)外形的網(wǎng)格數(shù)皆在900萬左右，可滿足網(wǎng)格無關(guān)性要求。

表1 各氣動(dòng)外形參數(shù)

(a)Symmetry plane

圖6 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果

在表1中，外形1、2用來對(duì)比研究有、無導(dǎo)流板對(duì)火箭橇氣動(dòng)特性的影響，外形3用來細(xì)致研究導(dǎo)流板周圍的流場特性，外形4～11通過改變導(dǎo)流板的安裝角和尺寸對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化，外形9、12、13、14用來研究導(dǎo)流板的氣動(dòng)性能隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。

3 結(jié)果與分析

3.1 有、無導(dǎo)流板對(duì)火箭橇氣動(dòng)特性的影響

為研究安裝導(dǎo)流板之后對(duì)火箭橇氣動(dòng)特性的影響，對(duì)外形M6Free和M6N9N9Free分別進(jìn)行了計(jì)算，其區(qū)別在于有、無導(dǎo)流板。表2為兩種外形的火箭橇各個(gè)構(gòu)件的升阻力特性。圖7(a)為有導(dǎo)流板切面的密度云圖，圖7(b)為無導(dǎo)流板同一切面的密度云圖。由表2可知，安裝導(dǎo)流板之后對(duì)橇體頭部的升阻力影響不大，因?yàn)槌曀偾闆r下擾動(dòng)不能向前傳播。導(dǎo)流板對(duì)橇體中部阻力影響不大，但會(huì)增大橇體中部的升力，因?yàn)榍啊⒑髮?dǎo)流板上表面存在激波反射，反射的激波會(huì)作用在橇體中部，形成向上的升力，如圖7所示。前、后滑靴上安裝有導(dǎo)流板，因此導(dǎo)流板對(duì)其升、阻力的影響較大。由表2可知，導(dǎo)流板加大了前、后滑靴的阻力，并均產(chǎn)生了較大的負(fù)升力，且其產(chǎn)生的負(fù)升力遠(yuǎn)大于作用在橇體中部的正升力，因此橇體受到的總升力較無導(dǎo)流板降低了24.1%，即導(dǎo)流板起到了增大負(fù)升力以提高穩(wěn)定性的作用。

表2 M6Free和M6N9N9Free各構(gòu)件升阻力特性

(a)Structure with deflectors

表2中，導(dǎo)流板對(duì)前滑靴增阻1640 N，對(duì)后滑靴增阻313 N，可見前導(dǎo)流板的增阻作用更明顯。其原因見圖7，前后導(dǎo)流板的前緣均存在明顯的空氣壓縮現(xiàn)象，而前導(dǎo)流板前緣的空氣壓縮更為劇烈，因此產(chǎn)生的阻力更大。導(dǎo)流板使前滑靴負(fù)升力增大1827 N，使后滑靴負(fù)升力增大977 N，可見前導(dǎo)流板增大負(fù)升力的作用更明顯。其原因如圖7所示，前后導(dǎo)流板上方均存在激波反射現(xiàn)象，而前導(dǎo)流板上方的激波反射更明顯，因此產(chǎn)生的負(fù)升力更大。前、后導(dǎo)流板形狀大小均相同，但據(jù)以上分析前導(dǎo)流板的作用更為明顯。其原因在于頭部產(chǎn)生的弓形激波與前滑靴產(chǎn)生的斜激波相互干擾，共同作用在了前導(dǎo)流板上，使之對(duì)橇體的氣動(dòng)影響更劇烈；而后導(dǎo)流板處于前導(dǎo)流板的尾流中，僅受到后滑靴產(chǎn)生的斜激波作用，因此其對(duì)橇體的氣動(dòng)影響不如前導(dǎo)流板。

3.2 火箭橇導(dǎo)流板流場特性

為細(xì)致研究在軌火箭橇導(dǎo)流板的流場特性，對(duì)外形M6N9N9進(jìn)行了計(jì)算。本節(jié)將從流場密度、溫度、速度、湍動(dòng)能、渦線以及氣動(dòng)力方面對(duì)在軌火箭橇進(jìn)行細(xì)致討論。

(a)Section 1 of the rocket sled

圖8(a)、(b)分別為火箭橇不同側(cè)剖面的密度云圖，可明顯的觀測到橇體頭部圓錐激波在軌道上表面的反射現(xiàn)象，軌道與地面之間的多次激波反射現(xiàn)象，以及前滑靴前緣的激波在地面的反射現(xiàn)象。另外，增加了軌道和地面后，后導(dǎo)流板還受到地面反射激波的干擾，使其流場特性更為復(fù)雜。圖8(c)、(d)分別為前、后導(dǎo)流板表面的密度云圖，雖然前、后導(dǎo)流板幾何形狀完全相同，但其流場特性有顯著差異。由圖8可知，前導(dǎo)流板前緣空氣壓縮程度更大，上表面受激波干擾較后導(dǎo)流板更為明顯。

(a)Surface of the front slipper

圖9(a)、(b)分別為前、后滑靴表面的溫度云圖，可知滑靴及導(dǎo)流板表面溫度場分布復(fù)雜。高溫區(qū)分布在滑靴前緣，因此面迎風(fēng)，所以空氣的氣動(dòng)加熱行為更顯著。前緣的微小結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生激波，作用在導(dǎo)流板的上表面，極大地影響著其溫度分布。而在導(dǎo)流板上表面反射的激波，又影響著滑靴側(cè)面的溫度分布。對(duì)比兩圖，可發(fā)現(xiàn)后滑靴表面整體溫度較高，因?yàn)榍馏w中部的下表面與軌道上表面間存在6馬赫的速度梯度，該處的氣動(dòng)加熱行為十分明顯，在超聲速下，會(huì)對(duì)后方的后滑靴產(chǎn)生較大的升溫作用。而橇體頭部距離軌道較遠(yuǎn)，因此對(duì)前滑靴的升溫作用不如橇體中部對(duì)后滑靴的升溫作用。

圖10 馬赫數(shù)云圖

圖10為火箭橇側(cè)剖面的馬赫數(shù)云圖，由于火箭橇表面被設(shè)置為無滑移壁面，因此靠近火箭橇表面的流場速度趨近于0。由圖10可知，氣流在導(dǎo)流板前方受到強(qiáng)烈阻滯，由此會(huì)在導(dǎo)流板上產(chǎn)生激波阻力。由于前導(dǎo)流板速度滯止較明顯，因此前導(dǎo)流板受到的氣動(dòng)阻力大于后導(dǎo)流板，如表3所示。

(a)Section of the front deflector

圖11(a)、(b)分別為前、后導(dǎo)流板側(cè)剖面的湍動(dòng)能云圖。由圖11可知，因?yàn)榍?、后?dǎo)流板前緣分別受到不同程度的激波干擾影響，這些區(qū)域均呈現(xiàn)高湍動(dòng)能分布，湍流發(fā)展程度劇烈，其中在前導(dǎo)流板前緣湍動(dòng)能較大。高湍動(dòng)能區(qū)域往往伴隨著高湍動(dòng)能耗散區(qū)域，在分子粘性作用下通過內(nèi)摩擦將流體的湍動(dòng)能轉(zhuǎn)化為分子熱運(yùn)動(dòng)動(dòng)能，進(jìn)一步引起這些區(qū)域產(chǎn)生高溫。

為更進(jìn)一步分析流場結(jié)構(gòu)，從渦旋角度對(duì)流場進(jìn)行分析。圖12(a)、(b)分別為前、后導(dǎo)流板側(cè)剖面的渦線圖。由圖12可知，靠近壁面處渦量值最高。橇體、滑靴與導(dǎo)流板之間的激波-激波干擾使得流場中產(chǎn)生尺度大小不一的、十分復(fù)雜的渦系結(jié)構(gòu)。對(duì)比兩圖，可以發(fā)現(xiàn)前、后導(dǎo)流板的流場渦線結(jié)構(gòu)存在較大差別。前導(dǎo)流板上、下方均存在十分密集的渦線分布；而后導(dǎo)流板則只在上方存在較為密集的渦線分布，其下方的渦線分布則十分稀疏。

(a)Front deflector

渦線的分布影響著導(dǎo)流板所受氣動(dòng)力的大小，表3為外形M6N9N9前、后導(dǎo)流板的升阻力特性?？芍皩?dǎo)流板所受氣動(dòng)負(fù)升力大于后導(dǎo)流板，原因在于前導(dǎo)流板下方相比于后導(dǎo)流板存在明顯漩渦，而漩渦幫助提升了前導(dǎo)流板所受負(fù)升力。

表3 M6N9N9前、后導(dǎo)流板升阻力特性

對(duì)比第3.1節(jié)計(jì)算的外形M6N9N9Free所受氣動(dòng)力，如表4所示，可發(fā)現(xiàn)地面及軌道效應(yīng)對(duì)火箭橇的影響。由二表可知，在滿足來流條件、火箭橇外形相同的情況下，增加地面及軌道條件，對(duì)于前導(dǎo)流板的升、阻力影響不大，但對(duì)后導(dǎo)流板有較大影響。外形M6N9N9后導(dǎo)流板受到的負(fù)升力小于M6N9N9Free，因?yàn)槠浜髮?dǎo)流板下表面受到從地面反射上來的激波作用，導(dǎo)致其負(fù)升力減小了25.7%。因?yàn)檐壍篮偷孛娈a(chǎn)生的激波干擾作用在了后導(dǎo)流板表面，外形M6N9N9后導(dǎo)流板受到的阻力遠(yuǎn)大于M6N9N9Free，相比較之下阻力增大了257.8%。

表4 M6N9N9Free前、后導(dǎo)流板升阻力特性

3.3 導(dǎo)流板氣動(dòng)外形優(yōu)化

為研究導(dǎo)流板不同外形對(duì)其氣動(dòng)性能的影響，對(duì)外形4～11進(jìn)行了計(jì)算。在來流Ma=4的情況下，通過改變前、后導(dǎo)流板的尺寸及安裝角，來進(jìn)行升阻力特性的優(yōu)化，計(jì)算結(jié)果如表5所示。

表5 外形4～11的升阻力特性

首先分析導(dǎo)流板尺寸對(duì)其升阻力特性的影響。對(duì)比外形M4N9N9和M4L9N9可知，加大前導(dǎo)流板的尺寸會(huì)提高前導(dǎo)流板的負(fù)升力及阻力；由于前導(dǎo)流板附近流場會(huì)干擾后導(dǎo)流板，因此后導(dǎo)流板所受負(fù)升力及阻力也得到提升。對(duì)比外形M4L9N9和M4L9L9可知，加大后導(dǎo)流板的尺寸會(huì)提高其阻力，并且會(huì)顯著提高其負(fù)升力；但對(duì)前導(dǎo)流板升阻力影響不大。綜上，對(duì)前、后導(dǎo)流板增大相同的尺寸，后導(dǎo)流板所受負(fù)升力的變化更明顯。

其次分析導(dǎo)流板安裝角對(duì)其升阻力特性的影響。對(duì)比外形M4L9L9和M4L9L11可知，將后導(dǎo)流板的安裝角從-9°提升為-11°，可將其負(fù)升力提高74.96%，同時(shí)也將其阻力提高了36.31%；改變后導(dǎo)流板的安裝角對(duì)前導(dǎo)流板升阻力影響不大。對(duì)比外形M4L9L11和M4L11L11可知，將前導(dǎo)流板的安裝角從-9°提升為-11°，可將其負(fù)升力提高46.56%，同時(shí)也將其阻力提高了30.22%；受前導(dǎo)流板的影響，后導(dǎo)流板所受負(fù)升力及阻力也有所提升。對(duì)比外形M4N9N9和M4N20N20可知，將前、后導(dǎo)流板的安裝角從-9°都提升為-20°，前導(dǎo)流板負(fù)升力為原來的2.14倍，阻力為原來的3.32倍；后導(dǎo)流板負(fù)升力為原來的6.25倍，阻力為原來的4.03倍。由上可知，在一定范圍內(nèi)增大導(dǎo)流板的安裝角，會(huì)顯著改變導(dǎo)流板的氣動(dòng)性能，其影響要大于增大導(dǎo)流板的尺寸帶來的氣動(dòng)力變化；在前、后導(dǎo)流板安裝角改變相同時(shí)，后導(dǎo)流板升阻力變化更明顯。對(duì)比外形M4N20N20、M4N25N25和M4N30N30可知，在前、后導(dǎo)流板安裝角從-20°～-30°變化范圍內(nèi)，前、后導(dǎo)流板都由于失速導(dǎo)致其負(fù)升力下降，而阻力上升。

綜合以上分析，可知導(dǎo)流板的尺寸及安裝角都對(duì)導(dǎo)流板的升阻力特性有不同程度的影響。在一定范圍內(nèi)，增大導(dǎo)流板的尺寸可提升其負(fù)升力，其中對(duì)后導(dǎo)流板的提升效果更明顯。改變安裝角比改變尺寸更容易影響導(dǎo)流板的氣動(dòng)特性。在一定范圍內(nèi)，增大安裝角可迅速提升導(dǎo)流板所受負(fù)升力；超過此范圍，增大安裝角會(huì)使導(dǎo)流板所受負(fù)升力有所損失。以上為火箭橇導(dǎo)流板的氣動(dòng)外形優(yōu)化提供了依據(jù)。

3.4 導(dǎo)流板氣動(dòng)性能隨馬赫數(shù)變化規(guī)律

為研究馬赫數(shù)對(duì)火箭橇導(dǎo)流板的氣動(dòng)特性影響，對(duì)外形M4N20N20、M5N20N20、M6N20N20和M8N20N20進(jìn)行了氣動(dòng)計(jì)算，在導(dǎo)流板幾何完全相同的情況下，使其來流Ma分別為4、5、6、8。其升阻力特性如表6所示，導(dǎo)流板切面的密度云圖如圖13所示。

圖13 不同馬赫數(shù)下導(dǎo)流板切面密度云圖

由表6可知，隨著馬赫數(shù)的增大，前導(dǎo)流板負(fù)升力及阻力增大較明顯，后導(dǎo)流板負(fù)升力及阻力增長較緩慢。原因如圖13所示，隨著馬赫數(shù)增大，橇體頭部圓錐激波的激波角變小，其作用位置越來越靠近前導(dǎo)流板上表面。因此除了馬赫數(shù)增大導(dǎo)致空氣壓縮提供的升阻力增大外，橇體頭部及滑靴產(chǎn)生的激波干擾也為前導(dǎo)流板的負(fù)升力和阻力增加產(chǎn)生了較大貢獻(xiàn)。相反的，由圖13可知，由于激波角的改變，后導(dǎo)流板受地面反射激波的影響越來越小，因此其升阻力變化程度不如前導(dǎo)流板。

表6 外形9、12、13、14的升阻力特性

4 結(jié)論

本文對(duì)14種高超聲速火箭橇導(dǎo)流板的氣動(dòng)外形進(jìn)行了CFD仿真，從導(dǎo)流板氣動(dòng)效果、流場特性、外形優(yōu)化和速度影響四個(gè)方面進(jìn)行了研究。主要結(jié)論如下：

(1)當(dāng)Ma=6時(shí)，相比于無導(dǎo)流板火箭橇，帶導(dǎo)流板的火箭橇負(fù)升力增大，提高了火箭橇的穩(wěn)定性，其中前導(dǎo)流板增大負(fù)升力的效果更明顯。

(2)火箭橇流場存在大量激波反射、激波干擾行為，影響著導(dǎo)流板周圍流場的密度、溫度、速度、湍動(dòng)能與渦線分布。當(dāng)Ma=6時(shí)，后滑靴表面溫度高于前滑靴；前導(dǎo)流板前緣湍動(dòng)能較后導(dǎo)流板更大，其下方的漩渦較后導(dǎo)流板更密集。地面及軌道效應(yīng)對(duì)火箭橇導(dǎo)流板的氣動(dòng)影響十分明顯。

(3)當(dāng)Ma=4時(shí)，在一定范圍內(nèi)，加大導(dǎo)流板的尺寸會(huì)使其產(chǎn)生的負(fù)升力更大；對(duì)前、后導(dǎo)流板增大相同的尺寸，后導(dǎo)流板所受負(fù)升力的變化更明顯。改變安裝角比改變尺寸更容易影響導(dǎo)流板的氣動(dòng)特性。在一定范圍內(nèi)，增大安裝角可迅速提升導(dǎo)流板所受負(fù)升力；超過此范圍，增大安裝角會(huì)使導(dǎo)流板所受負(fù)升力有所損失。

(4)當(dāng)Ma=4～8時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增大，前導(dǎo)流板負(fù)升力及阻力增大較明顯，后導(dǎo)流板負(fù)升力及阻力增長較緩慢。