王浩祥 李廣利 楊 靖 肖 堯 王小永 *徐應(yīng)洲 許先貴 崔 凱

* (中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190)

? (中國(guó)科學(xué)院大學(xué)工程科學(xué)學(xué)院，北京 100049)

引言

高超聲速飛行器近年來(lái)已成為國(guó)際研究熱點(diǎn)，以美國(guó)為代表的發(fā)達(dá)國(guó)家先后開(kāi)展了大量研究[1]-[3]，其中高超聲速飛機(jī)[2]因具有水平起降和寬速域飛行等優(yōu)勢(shì)，在軍事和民用方面均具有巨大潛力.2013 年，美國(guó)洛克希德-馬丁公司公布了SR-72 高超聲速無(wú)人偵察飛機(jī)概念[4]，以此作為SR-71 的后繼機(jī).2018 年，波音公司在美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)科技大會(huì)上，公開(kāi)展示了一個(gè)偵察/打擊型高超聲速飛機(jī)模型和初始概念方案以及相關(guān)技術(shù)細(xì)節(jié)，這是美國(guó)首次公開(kāi)高超聲速民用飛機(jī)領(lǐng)域進(jìn)展動(dòng)向[5].2019年5 月，美國(guó)的Hermeus 公司披露要研制最大巡航速度馬赫5、載客20 人左右、航程4000 海里的高超聲速民用飛機(jī)，并計(jì)劃在21 世紀(jì)20 年代末投入商業(yè)運(yùn)營(yíng).歐洲聯(lián)合俄羅斯、澳大利亞和巴西等國(guó)，以高超聲速民用飛機(jī)為方向，開(kāi)展了Hexafly-Int 研究計(jì)劃[6].日本學(xué)者Lobbia 等以乘波體為基礎(chǔ)提出了一種高超聲速商用飛機(jī)等概念[7].同時(shí)，國(guó)內(nèi)學(xué)者針對(duì)高超聲速氣動(dòng)外形也展開(kāi)了相關(guān)研究，分別提出了旁側(cè)進(jìn)氣[8]和背部進(jìn)氣[9]等先進(jìn)氣動(dòng)布局方案.從現(xiàn)有研究結(jié)果來(lái)看，關(guān)于高超聲速飛機(jī)的研制仍處于概念探索階段，距離真正的實(shí)際飛行和商業(yè)運(yùn)營(yíng)還有著較長(zhǎng)的發(fā)展道路.

從氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)角度來(lái)看，高超聲速飛機(jī)主要追求的性能指標(biāo)包括高升阻比、高升力系數(shù)和高容積率.然而上述性能指標(biāo)之間存在著強(qiáng)烈的矛盾關(guān)系，對(duì)于常規(guī)構(gòu)型而言，容積的增大通常會(huì)導(dǎo)致升力系數(shù)和升阻比的降低，而且在高超條件下還存在“升阻比屏障”[10]問(wèn)題，使常規(guī)構(gòu)型很難同時(shí)滿足“三高”需求.針對(duì)上述問(wèn)題，崔凱等[11-12]提出了一種高壓捕獲翼新型氣動(dòng)布局概念，其基本原理是通過(guò)在機(jī)體上方引入捕獲翼的方式，來(lái)改變機(jī)體激波的傳播方向，利用機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)干擾來(lái)產(chǎn)生高壓區(qū)，進(jìn)而提升整機(jī)的升力與升阻比.目前針對(duì)高壓捕獲翼新概念構(gòu)型的研究主要集中在高超聲速條件下的性能評(píng)估與設(shè)計(jì)方法研究，如捕獲翼位置的確定方法[13]、捕獲翼前緣線外形優(yōu)化[14]和高升阻比外型設(shè)計(jì)[15-16]，研究結(jié)果表明高壓捕獲翼氣動(dòng)布局可在高超聲速條件下有效緩解升阻比與容積率、升阻比與升力系數(shù)間的矛盾關(guān)系，具有較好的應(yīng)用前景，為未來(lái)高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供了新的思路.

對(duì)于水平起降的高超聲速飛機(jī)而言，不僅要關(guān)注巡航狀態(tài)下的高速性能，還需關(guān)注飛行過(guò)程中其他速域的氣動(dòng)性能.在亞、跨、超、高超聲速飛行條件下，飛行器的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生明顯改變，導(dǎo)致其氣動(dòng)性能出現(xiàn)較大差異[17].針對(duì)上述問(wèn)題，Zhao 等[18]總結(jié)了幾種寬速域乘波體設(shè)計(jì)方法以提升其在非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下的氣動(dòng)性能;羅浩等[19-20]和焦子涵等[21]提出了幾種寬速域變構(gòu)型高超聲速飛行器，通過(guò)連接裝置的收放改變飛行器的展弦比和后掠角，以此來(lái)兼顧高低速的氣動(dòng)性能;孫祥程等[22]和張陽(yáng)等[23]通過(guò)優(yōu)化算法得到新翼型，研究結(jié)果表明，該翼型相比于常規(guī)的高超聲速翼型，在跨聲速和高超聲速下具有更加優(yōu)良的氣動(dòng)特性，配置新翼型的機(jī)翼在寬速域范圍內(nèi)整體氣動(dòng)性能更優(yōu);Zhao 等[24]中對(duì)幾種乘波體在亞跨超飛行條件的氣動(dòng)性能進(jìn)行了綜合比較，結(jié)果表明在亞跨超飛行條件下尖前緣乘波體升阻比要優(yōu)于通常的密切錐乘波體，三角翼乘波體除小攻角和負(fù)攻角外升阻比也優(yōu)于普通的密切錐乘波體，此外通過(guò)比較尖前緣乘波體在亞跨超飛行條件下能夠產(chǎn)生更大的渦升力.綜上所述，對(duì)于水平起降和寬速域飛行的高超聲速飛機(jī)，開(kāi)展亞、跨、超飛行條件的氣動(dòng)性能研究是十分必要的.

由高壓捕獲翼的設(shè)計(jì)原理[13]可知，捕獲翼置于機(jī)體上方，在機(jī)體與捕獲翼之間會(huì)形成一個(gè)開(kāi)放的等效通道，在高超聲速設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下，機(jī)體激波經(jīng)過(guò)捕獲翼后所形成的反射激波剛好掠過(guò)機(jī)體尾部，此時(shí)機(jī)體基本不受捕獲翼干擾.但在亞跨超條件下，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生本質(zhì)改變，隨著馬赫數(shù)的增大，通道內(nèi)氣動(dòng)干擾會(huì)逐漸增強(qiáng)，會(huì)出現(xiàn)類(lèi)似于Busemann 雙翼構(gòu)型在低速下的壅塞現(xiàn)象[25-26].為研究高壓捕獲翼構(gòu)型在寬速域內(nèi)的流動(dòng)特征，王浩祥等[27]基于高壓捕獲翼概念構(gòu)型對(duì)馬赫0.92 條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了細(xì)致分析，結(jié)果表明通道的壓縮-擴(kuò)張會(huì)造成機(jī)體轉(zhuǎn)折點(diǎn)與尾部之間產(chǎn)生較大的壓差，導(dǎo)致圓臺(tái)上表面產(chǎn)生分離區(qū)，機(jī)體后半段處產(chǎn)生的激波與分離區(qū)作用會(huì)產(chǎn)生二次激波，機(jī)體與捕獲翼的流場(chǎng)會(huì)耦合在一起，使整機(jī)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變的復(fù)雜，并且激波串會(huì)導(dǎo)致捕獲翼下表面的物面壓力出現(xiàn)明顯的波動(dòng)現(xiàn)象，初步證實(shí)了跨聲速條件下，高壓捕獲翼構(gòu)型存在復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和較為強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾特性，因此有必要對(duì)高壓捕獲翼構(gòu)型亞跨超速域流動(dòng)特性展開(kāi)更加深入的研究.

基于上述研究背景，本文在文獻(xiàn)[27]的基礎(chǔ)上，基于一種簡(jiǎn)化的高壓捕獲翼概念構(gòu)型，對(duì)高壓捕獲翼氣動(dòng)布局在亞跨超典型來(lái)流條件下的流動(dòng)特性展開(kāi)細(xì)致研究，重點(diǎn)關(guān)注機(jī)體與捕獲翼之間開(kāi)放通道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)隨馬赫數(shù)的演化機(jī)理，以及其對(duì)飛行器壁面的壓力分布影響特性.以期為后續(xù)寬速域飛行器氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)與優(yōu)化奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ).

1 高壓捕獲翼原理和計(jì)算模型簡(jiǎn)介[27]

高壓捕獲翼在高超聲速流動(dòng)條件下的設(shè)計(jì)原理如圖1 所示，圖中區(qū)域①為自由來(lái)流，高速來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體上表面壓縮，產(chǎn)生第一道斜激波S1，在激波S1后壓力增加，流動(dòng)方向與機(jī)體上表面平行，之后在捕獲翼的壓縮作用下形成第二道激波S2，使壓力獲得進(jìn)一步提升，隨來(lái)流繼續(xù)前進(jìn)，在機(jī)體尾部產(chǎn)生膨脹波，經(jīng)前馬赫線(FML)后壓力逐漸減小，然后流向下游，由于捕獲翼平行于來(lái)流，區(qū)域⑤的壓力基本與自由來(lái)流壓力相等.由上述描述可知區(qū)域③經(jīng)兩次壓縮，捕獲翼下表面的壓力明顯高于上表面，因此捕獲翼可為飛行器提供較大的升力，當(dāng)采用薄翼設(shè)計(jì)時(shí)，其阻力增加較小，飛行器的升阻比也可獲得大幅提升.

圖1 高壓捕獲翼設(shè)計(jì)原理Fig.1 Design principle of the HCW

為突出重點(diǎn)，本文依據(jù)上述設(shè)計(jì)原理采用了一種簡(jiǎn)化外形，使用一個(gè)圓錐-圓臺(tái)組合體作為概念機(jī)體，在其上方設(shè)置高壓捕獲翼，其外形為具有一定厚度的平板，前緣進(jìn)行鈍化.外形主要參數(shù)如下:機(jī)體長(zhǎng)L為1.5 m，以機(jī)體長(zhǎng)度為參考量，無(wú)量綱化的捕獲翼相對(duì)長(zhǎng)度為0.431;相對(duì)寬度為0.333;相對(duì)厚度為2.667 × 10-3.捕獲翼與機(jī)體間的相對(duì)位置依據(jù)文獻(xiàn)[13]中的捕獲翼位置設(shè)計(jì)方法給定.按上述方法生成的計(jì)算模型如圖2 所示.

圖2 構(gòu)型三維視圖和三視圖Fig.2 Three-dimensional and three view of the configuration

為驗(yàn)證該構(gòu)型的效果，在設(shè)計(jì)條件下對(duì)其流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算，條件如下:來(lái)流馬赫數(shù)為6，單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)為2.258 × 106m-1，飛行攻角為0°.圖3 給出了該構(gòu)型在設(shè)計(jì)條件下的物面和縱向?qū)ΨQ(chēng)面壓力云圖，從圖中可以看到，機(jī)體壓縮產(chǎn)生的激波打在捕獲翼前緣附近，并且反射激波剛好掠過(guò)機(jī)體最高點(diǎn)，符合高壓捕獲翼構(gòu)型的基本設(shè)計(jì)原則.

圖3 縱向?qū)ΨQ(chēng)面的壓力分布云圖Fig.3 Pressure contour in the symmetrical plane

2 CFD 可靠性驗(yàn)證與計(jì)算外形數(shù)值求解

本文數(shù)值模擬基于可壓縮流動(dòng)N-S 方程，數(shù)值方法采用TVD (total variation diminishing)格式，時(shí)間推進(jìn)選用隱式格式，湍流模型為SST 模型.為驗(yàn)證CFD 數(shù)值方法的可靠性，分別計(jì)算了跨聲速翼身組合體標(biāo)模、超聲速航天飛機(jī)標(biāo)模和超聲速激波邊界層干擾典型案例.

圖4 為翼身組合體的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，其中壁面法向第一層網(wǎng)格厚度為S(× 10-5)，其中S為翼身組合體總長(zhǎng)度，總網(wǎng)格量約1100 萬(wàn).計(jì)算馬赫數(shù)為0.75，單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)為2.125 × 107m-1，攻角為0.49°.圖5 給出了機(jī)翼不同展向截面的壓力系數(shù)Cp隨x/c的變化曲線，其中x和y分別代表流向距離和展向距離，c為弦長(zhǎng)，b為機(jī)體半模展長(zhǎng)，下同.計(jì)算結(jié)果表明，CFD 計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[28]基本保持一致，且能夠比較精確的預(yù)測(cè)出激波出現(xiàn)的位置.

圖4 翼身組合體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.4 Illustration of structure grid of wing-body combination

圖5 機(jī)翼不同展向位置壓力系數(shù)Cp 變化曲線Fig.5 Curve of Cp at different spanwise section of wing

圖6 給出了航天飛機(jī)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，其中壁面法向第一層網(wǎng)格厚度為H(× 10-5)，其中H為航天飛機(jī)總長(zhǎng)度，總網(wǎng)格量約1024 萬(wàn).計(jì)算馬赫數(shù)為4.94，單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)為3.15 × 107m-1，攻角為0°.圖7 給出了典型截面物面壓力系數(shù)對(duì)比結(jié)果，其中c表示y/H=0.13 處截面機(jī)翼弦長(zhǎng)，計(jì)算結(jié)果表明，CFD 計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[29]吻合良好.

圖6 航天飛機(jī)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.6 Illustration of structure grid of space shuttle

圖7 航天飛機(jī)機(jī)身物面壓力系數(shù)Cp 變化曲線Fig.7 Curve of Cp at different spanwise section of space shuttle

此外為驗(yàn)證當(dāng)前所使用的CFD 求解器對(duì)于激波的模擬精度，計(jì)算了典型的激波邊界層干擾構(gòu)型.該構(gòu)型由兩部分組成，分別是上方的楔形平板和下方的圓錐-圓柱組合體.圖8 給出了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖.其中壁面法向第一層網(wǎng)格厚度為W(× 10-5)，其中W為圓錐-圓柱組合體長(zhǎng)度，總網(wǎng)格量約2543 萬(wàn).計(jì)算馬赫數(shù)為3，單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)為3.67 × 107m-1，攻角為0°.圖9 給出了典型截面物面壓力系數(shù)對(duì)比結(jié)果，其中D表示圓柱直徑，θ表示圓柱軸向截面周向角度，計(jì)算結(jié)果表明，CFD 計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[30]中給出的數(shù)值仿真結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好.此外圖10 給出的計(jì)算云圖和風(fēng)洞試驗(yàn)紋影圖高度一致，能夠準(zhǔn)確的捕捉到流場(chǎng)中主要波系結(jié)構(gòu).

圖8 激波邊界層構(gòu)型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.8 Illustration of structure grid of shock-wave boundary-layer interactions

圖10 CFD 結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比Fig.10 Comparison of CFD with wind tunnel test

綜上所述，本文采用的CFD 數(shù)值方法具有較高的可信度.

采用上述數(shù)值方法對(duì)圓錐-圓臺(tái)體組合捕獲翼概念構(gòu)型進(jìn)行求解，圖11 為計(jì)算構(gòu)型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，近壁面邊界層區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行加密，總網(wǎng)格量約為2900 萬(wàn)，壁面法向第一層網(wǎng)格厚度為L(zhǎng)(× 10-5m)，其中L是機(jī)體總長(zhǎng)度1.5 m.選取馬赫0.3 至3 范圍內(nèi)的典型狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，來(lái)流馬赫數(shù)分別為0.3，0.5，0.7，0.92，1.1，1.3，1.5，2 和3，來(lái)流單位長(zhǎng)度雷諾數(shù)均取為1.334 × 107m-1，計(jì)算攻角均為0°.

圖11 計(jì)算構(gòu)型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.11 Illustration of computational grid of calculation configuration

針對(duì)不同的來(lái)流馬赫數(shù)，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)大致分為亞聲速流場(chǎng)、跨聲速流場(chǎng)和超聲速流場(chǎng).下面對(duì)不同來(lái)流馬赫數(shù)下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分別進(jìn)行分析與討論，重點(diǎn)關(guān)注捕獲翼與機(jī)體之間的氣動(dòng)干擾以及捕獲翼下表面與機(jī)體上表面的物面壓力變化規(guī)律.

3 亞聲速條件下流動(dòng)特性分析

3.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

當(dāng)Ma＜0.7 時(shí)，流場(chǎng)中最大馬赫數(shù)小于1，整個(gè)流場(chǎng)為亞聲速流動(dòng).圖12 給出了Ma=0.3，0.5 和0.7來(lái)流條件下縱向?qū)ΨQ(chēng)面和軸向截面的馬赫數(shù)等值線分布，來(lái)流受到機(jī)體圓錐段的壓縮加速，靠近捕獲翼前緣時(shí)，受到捕獲翼前緣干擾而減速，隨后進(jìn)入機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)區(qū)域.經(jīng)過(guò)圓錐-圓臺(tái)交界點(diǎn)之前，因?yàn)闄C(jī)體與捕獲翼之間垂向距離不斷減小，來(lái)流受到壓縮而加速，在垂向距離最小處附近馬赫數(shù)達(dá)到最大值.通過(guò)圓錐-圓臺(tái)交界點(diǎn)后，隨著機(jī)體與捕獲翼之間垂向距離增大，來(lái)流受到膨脹不斷減速，直至達(dá)到機(jī)體尾部并且與外部流場(chǎng)相匹配.

圖12 縱向?qū)ΨQ(chēng)面和圓臺(tái)中點(diǎn)處軸向截面馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.12 Contour of Mach number of symmetric plane and axial cross section

捕獲翼的存在對(duì)圓臺(tái)上表面附近的流動(dòng)產(chǎn)生明顯的干擾.圖12 給出了x/L=0.833 處截面馬赫數(shù)等值線圖，由圖可知Ma=0.3 時(shí)，機(jī)體附近的流場(chǎng)基本保持了二維軸對(duì)稱(chēng)流動(dòng)特性，僅在機(jī)體上表面對(duì)稱(chēng)面附近受到捕獲翼干擾，干擾區(qū)范圍相對(duì)較小;Ma=0.5 時(shí)，二者之間的氣動(dòng)干擾增強(qiáng)，干擾區(qū)范圍沿著垂向和展向發(fā)展擴(kuò)大，并且主要集中在機(jī)體上表面;Ma=0.7 時(shí)，干擾區(qū)的范圍進(jìn)一步擴(kuò)大，機(jī)體與捕獲翼的流場(chǎng)逐漸耦合在一起，二者的氣動(dòng)干擾更加強(qiáng)烈.綜上所述，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)干擾逐漸增強(qiáng)，干擾區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大，導(dǎo)致圓臺(tái)上表面分離區(qū)的出現(xiàn)和發(fā)展.

來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)先加速后減速，會(huì)導(dǎo)致來(lái)流壓力先減小后增大，因此流場(chǎng)中機(jī)體尾端出口處壓力高于上游圓錐-圓臺(tái)交界點(diǎn)處的壓力，機(jī)體上表面尾部出口處與圓錐-圓臺(tái)交界點(diǎn)之間存在逆壓梯度，并且隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大逆壓梯度增大，機(jī)體圓臺(tái)段上表面附近出現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象.圖13中給出了機(jī)體尾段不同位置軸向截面的流線分布，如圖所示Ma=0.3 時(shí)，機(jī)體軸向截面流線分布均近似于二維軸對(duì)稱(chēng)分布，捕獲翼對(duì)機(jī)體干擾相對(duì)較弱，圓臺(tái)附近流場(chǎng)沒(méi)有分離現(xiàn)象;Ma=0.5 時(shí)，圓臺(tái)上表面分離區(qū)開(kāi)始出現(xiàn)，圓臺(tái)上表面左右兩側(cè)各產(chǎn)生一個(gè)分離渦，并且沿流向渦核逐漸向?qū)ΨQ(chēng)面附近運(yùn)動(dòng)，同時(shí)沿垂向發(fā)展逐漸脫離機(jī)體上表面;Ma=0.7 時(shí)，分離渦產(chǎn)生的位置更加遠(yuǎn)離對(duì)稱(chēng)面，由于逆壓梯度的增大，在相同截面下分離渦范圍擴(kuò)大，渦核的運(yùn)動(dòng)規(guī)律與Ma=0.5 情況類(lèi)似.

圖13 軸向不同位置流線分布Fig.13 Streamline distribute at different axial cross section

3.2 物面壓力分布

圖14 分別給出了機(jī)體上表面和捕獲翼下表面不同展向位置壓力系數(shù)Cp分布曲線，圖中橫坐標(biāo)給定的范圍為高壓捕獲翼的前緣至后緣，下同.由圖可知，由于機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)對(duì)來(lái)流的壓縮-擴(kuò)張作用，捕獲翼下表面與機(jī)體上表面壓力系數(shù)沿流向均先減小后增大，在機(jī)體圓錐-圓臺(tái)交界點(diǎn)附近達(dá)到極小值.

圖14 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面Cp 分布曲線Fig.14 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface

圖14 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面Cp 分布曲線 (續(xù))Fig.14 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface (continued)

捕獲翼下表面壓力系數(shù)分布具有明顯的三維效應(yīng)，具體表現(xiàn)為沿展向位置機(jī)體與捕獲翼之間垂向距離增大，二者之間的氣動(dòng)干擾逐漸減弱，捕獲翼下表面壓力系數(shù)最小值逐漸增大.隨著馬赫數(shù)的增大，機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)干擾逐漸增強(qiáng)，機(jī)體與捕獲翼之間的干擾區(qū)沿展向擴(kuò)大，捕獲翼下表面不同展向截面物面壓力曲線逐漸趨于一致.

圓臺(tái)上表面物面壓力分布與捕獲翼下表面分布規(guī)律相似，即沿流向先減小后增大，但由于圓臺(tái)段受到分離區(qū)的影響，機(jī)體拐點(diǎn)處壓力系數(shù)極小值沿展向的變化規(guī)律略有不同.具體表現(xiàn)為，Ma=0.3 時(shí)流場(chǎng)中無(wú)分離現(xiàn)象，圓臺(tái)上表面干擾區(qū)主要集中在對(duì)稱(chēng)面附近，因此不同截面壓力系數(shù)極小值沿展向逐漸回升;Ma=0.5 與0.7 時(shí)，由于圓臺(tái)上表面出現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象，不同展向截面處壓力系數(shù)分布趨于一致，但由于分離渦產(chǎn)生的位置在機(jī)體兩側(cè)，受此影響遠(yuǎn)離對(duì)稱(chēng)面的x/L=0.10 截面的壓力系數(shù)極小值與兩外兩個(gè)截面相比要更小.

4 跨聲速條件下流動(dòng)特性分析

4.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

來(lái)流馬赫數(shù)繼續(xù)增大，流場(chǎng)中開(kāi)始出現(xiàn)激波逐漸演化為跨聲速流場(chǎng)，圖15 依次給出了Ma=0.92，1.1，1.3 和1.5 條件下縱向?qū)ΨQ(chēng)面和軸向截面馬赫數(shù)等值線分布圖.Ma=0.92 時(shí)，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體前段的壓縮開(kāi)始加速，隨后進(jìn)入到機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)區(qū)域，在達(dá)到機(jī)體圓錐-圓臺(tái)分界點(diǎn)之前一直加速，在機(jī)體拐點(diǎn)附近馬赫數(shù)達(dá)到1，當(dāng)來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)后受到擴(kuò)張段的膨脹作用繼續(xù)加速直至產(chǎn)生激波，激波與圓臺(tái)上表面的分離區(qū)相互作用，使分離區(qū)范圍增大，并且在激波后產(chǎn)生若干的二次激波[30];Ma=1.1，1.3 和1.5 時(shí)，來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體圓錐段和捕獲翼前緣產(chǎn)生的兩道弱激波作用后減速至亞聲速流動(dòng)，隨后進(jìn)入到捕獲翼與機(jī)體之間的流場(chǎng)區(qū)域，來(lái)流在到達(dá)機(jī)體圓錐-圓臺(tái)分界點(diǎn)之前再次加速至聲速，經(jīng)過(guò)分界點(diǎn)之后受到膨脹繼續(xù)加速直至產(chǎn)生激波.

圖15 縱向?qū)ΨQ(chēng)面和圓臺(tái)中點(diǎn)處軸向截面馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.15 Contour of Mach number of symmetric plane and axial cross section

激波的出現(xiàn)并且與分離區(qū)相互作用使得機(jī)體與捕獲翼之間的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變的更加復(fù)雜，也加劇了機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)干擾強(qiáng)度，由圖15 中給出的x/L=0.833 處軸向截面馬赫數(shù)分布等值線圖可知，受到激波的干擾，Ma=0.92 時(shí)機(jī)體上下表面均出現(xiàn)了流動(dòng)分離現(xiàn)象，此時(shí)圓臺(tái)上下表面的分離區(qū)相互連通，分離區(qū)的范圍進(jìn)一步增大;Ma=1.1，1.3 和1.5時(shí)，馬赫數(shù)的增大通道內(nèi)超聲速區(qū)域逐漸擴(kuò)大激波出現(xiàn)的位置后移，激波后的分離區(qū)范圍逐漸縮小，由馬赫數(shù)等值線圖可知，機(jī)體與捕獲翼之間的干擾區(qū)主要集中在機(jī)體與捕獲翼之間開(kāi)放通道對(duì)稱(chēng)面附近.

由上述分析可知，跨聲速來(lái)流下機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)內(nèi)激波出現(xiàn)的位置及其空間分布直接影響激波后的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，尤其是分離區(qū)的范圍和主激波后的二次激波位置.圖16(a)給出了3 組Ma=0.92 來(lái)流條件下不同展向截面高壓捕獲翼附近的馬赫數(shù)分布，由于捕獲翼的影響，機(jī)體尾部分離區(qū)范圍上表面相較于下表面明顯增大，由此導(dǎo)致高壓捕獲翼和機(jī)體之間一直呈現(xiàn)出等效的收縮形狀.在跨聲速來(lái)流條件下，收縮通道內(nèi)出現(xiàn)了激波串現(xiàn)象，進(jìn)而形成了多個(gè)超聲速區(qū)和亞聲速區(qū)[30].

圖16 機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)內(nèi)的馬赫數(shù)分布Fig.16 Contour of Mach number between fuselage and HCW

圖16(b)中給出了不同來(lái)流馬赫數(shù)下機(jī)體與捕獲翼之間流場(chǎng)區(qū)域?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)馬赫數(shù)分布，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，機(jī)體與捕獲翼之間超聲速區(qū)域范圍增大，激波出現(xiàn)的位置逐漸后移，激波后分離區(qū)的范圍相應(yīng)減小.同時(shí)由對(duì)稱(chēng)面內(nèi)z/L=0.123 處馬赫數(shù)分布曲線可知，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，激波強(qiáng)度增強(qiáng)、激波首次出現(xiàn)位置后移并且二次激波現(xiàn)象逐漸消失.

4.2 物面壓力分布

圖17 給出了捕獲翼下表面和機(jī)體上表面不同展向截面位置的壓力系數(shù)分布曲線，受到激波及其誘導(dǎo)的二次激波影響，Ma=0.92 和1.1 時(shí)捕獲翼下表面出現(xiàn)明顯的壓力波動(dòng)現(xiàn)象;Ma=1.3 時(shí)，超聲速區(qū)域擴(kuò)大，激波位置后移二次激波現(xiàn)象基本消失，壓力波動(dòng)現(xiàn)象逐漸減弱;Ma=1.5 時(shí)捕獲翼前緣激波反射導(dǎo)致前緣下表面附近產(chǎn)生高壓區(qū)，隨后來(lái)流不斷加速導(dǎo)致捕獲翼下表面壓力逐漸減小，在靠近機(jī)體尾部受到激波作用導(dǎo)致壓力有小幅增大.另外沿展向發(fā)展可知，跨聲速流動(dòng)狀態(tài)下激波位置逐漸后移且二次激波現(xiàn)象逐漸消失，壓力波動(dòng)現(xiàn)象逐漸減弱.

圖17 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面不同展向位置Cp 分布曲線Fig.17 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface

圖17 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面不同展向位置Cp 分布曲線 (續(xù))Fig.17 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface (continued)

機(jī)體上表面由于受到分離區(qū)的影響壓力系數(shù)變化較為平緩，Ma=0.92 時(shí)，來(lái)流經(jīng)過(guò)捕獲翼與圓錐之間的收縮通道時(shí)受到壓縮的作用，來(lái)流速度增大，物面壓力逐漸減小，在拐點(diǎn)附近來(lái)流加速至聲速，同時(shí)由于機(jī)體的轉(zhuǎn)折形成膨脹波，受其作用來(lái)流速度迅速增加，導(dǎo)致物面壓力急劇減小，隨后在圓臺(tái)上表面回流區(qū)的作用下流速逐漸減小，物面壓力逐漸回升[30];Ma=1.1 時(shí)，機(jī)體與捕獲翼之間的超聲速區(qū)域范圍逐漸增大，激波位置后移，因此在機(jī)體交界點(diǎn)和激波位置之間產(chǎn)生了一個(gè)低壓區(qū)間，經(jīng)過(guò)激波的作用壓力劇增，隨后在分離區(qū)的影響下壓力緩慢增大;Ma=1.3 時(shí)，物面壓力變化規(guī)律與Ma=1.1 大體一致，機(jī)體與捕獲翼之間的區(qū)域內(nèi)超聲速范圍進(jìn)一步擴(kuò)大，激波出現(xiàn)的位置更加靠后，因此低壓區(qū)間范圍更大，隨后經(jīng)過(guò)激波的作用壓力增大，最后在分離區(qū)的影響下壓力逐漸回升;Ma=1.5 時(shí)，捕獲翼前緣激波打在機(jī)體上表面導(dǎo)致機(jī)體上表面物面壓力有明顯的升高現(xiàn)象，隨后來(lái)流不斷加速，機(jī)體物面壓力逐漸減小，直至機(jī)體尾段產(chǎn)生激波，受到激波作用物面壓力有小幅的增大.

5 超聲速條件下流動(dòng)特性分析

5.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

隨著來(lái)流馬赫數(shù)繼續(xù)增大，整個(gè)流場(chǎng)呈現(xiàn)以激波為主導(dǎo)的結(jié)構(gòu)形式，圖18 中給出了Ma=2 和3 來(lái)流下的縱向?qū)ΨQ(chēng)面和軸向截面馬赫數(shù)等值線分布圖.如圖所示，Ma=2 時(shí)來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)體激波和捕獲翼前緣激波減速后，進(jìn)入到機(jī)體與捕獲翼之間的通道內(nèi)，隨后經(jīng)過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)處的膨脹波加速直至機(jī)體尾部，Ma=3 情況與之類(lèi)似.

圖18 縱向?qū)ΨQ(chēng)面和圓臺(tái)中點(diǎn)處軸向截面馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.18 Contour of Mach number of symmetric plane and axial cross section

機(jī)體與捕獲翼之間的通道內(nèi)氣動(dòng)干擾仍然主要存在機(jī)體上表面附近，圖18 中給出了x/L=0.833 處軸向截面馬赫數(shù)分布圖，超聲速來(lái)流條件下，由于捕獲翼的存在限制了機(jī)體上表面來(lái)流的膨脹，進(jìn)而使機(jī)體上表面產(chǎn)生的激波位置較機(jī)體下表面更加靠后，而且捕獲翼對(duì)機(jī)體上表面來(lái)流膨脹的限制在對(duì)稱(chēng)面附近最為強(qiáng)烈，沿展向發(fā)展這種限制作用逐漸減弱.

超聲速來(lái)流條件下，捕獲翼前緣會(huì)產(chǎn)生弓形激波，激波會(huì)作用在機(jī)體壓縮段上表面，導(dǎo)致捕獲翼前緣與機(jī)體附近流場(chǎng)產(chǎn)生激波邊界層干擾和機(jī)體反射等現(xiàn)象.如圖19 所示，Ma=2 時(shí)，捕獲翼前緣激波S1 打在機(jī)體上表面，反射激波S2 打在捕獲翼下表面，隨后反射激波S3 作用在機(jī)體拐點(diǎn)附近，S3 的反射激波受到機(jī)體拐點(diǎn)附近的膨脹波E1 作用而弱化消失.Ma=3 時(shí)捕獲翼前緣激波S1 強(qiáng)度增大，S1 打在機(jī)體上表面后反射激波S2 作用在捕獲翼下表面，隨后反射激波S3 穿過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)膨脹波E1 打在機(jī)體上表面，最后反射激波S4 打到通道外.

圖19 捕獲翼前緣與機(jī)體上表面附近的激波干擾波系結(jié)構(gòu)Fig.19 Shock interference between the leading edge of HCW and fuselage upper surface

5.2 物面壓力分布

圖20 給出了Ma=2 和3 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面壓力系數(shù)分布曲線，Ma=2 時(shí)捕獲翼前緣激波經(jīng)過(guò)機(jī)體反射重新作用在捕獲翼下表面，捕獲翼下表面在拐點(diǎn)前壓力會(huì)出現(xiàn)明顯增大現(xiàn)象，隨后經(jīng)過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)來(lái)流受到膨脹加速，捕獲翼下表面壓力逐漸減小，而且膨脹段已經(jīng)沒(méi)有明顯的激波現(xiàn)象;Ma=3 時(shí)與Ma=2 情況類(lèi)似，但激波反射點(diǎn)更靠后，導(dǎo)致壓力峰值也更加靠后.分別是此外不同展向位置壓力系數(shù)分布也說(shuō)明了捕獲翼前緣激波面的三維效應(yīng)，沿展向激波強(qiáng)度逐漸減弱且出現(xiàn)的位置逐漸后移.

圖20 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面不同展向位置Cp 分布曲線Fig.20 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface

圖20 捕獲翼下表面和機(jī)體上表面不同展向位置Cp 分布曲線 (續(xù))Fig.20 Curve of Cp at different spans of HCW lower surface and fuselage upper surface (continued)

捕獲翼前緣激波作用在機(jī)體上表面也會(huì)對(duì)其物面壓力分布產(chǎn)生顯著影響，由圖20 可知Ma=2 時(shí)，捕獲翼前緣激波增強(qiáng)，機(jī)體上表面受此干擾物面壓力急劇增大，隨后經(jīng)過(guò)機(jī)體拐點(diǎn)，來(lái)流受到膨脹，物面壓力持續(xù)減小直至機(jī)體尾部;Ma=3 時(shí)機(jī)體上表面會(huì)有兩個(gè)壓力峰值，分別是兩次激波反射導(dǎo)致的.

6 氣動(dòng)力特性分析

為分析圓錐-圓臺(tái)組合平板構(gòu)型在寬速域內(nèi)的氣動(dòng)力特性，圖21 給出了升力系數(shù)(Cl)、阻力系數(shù)(Cd)和俯仰力矩系數(shù)(Cmy)隨馬赫數(shù)(Ma)變化曲線，其中參考面積為整機(jī)俯視投影面積0.318 m2，參考長(zhǎng)度為整機(jī)全長(zhǎng)1.5 m，力矩參考點(diǎn)選在原點(diǎn)即機(jī)體前緣點(diǎn).圖中all 代表整機(jī)，HCW 代表高壓捕獲翼部件，body 代表圓錐-圓臺(tái)機(jī)體.

如圖21 所示，在寬速域內(nèi)整機(jī)的阻力系數(shù)主要由機(jī)體提供，由于在0°攻角下捕獲翼與來(lái)流方向平行，捕獲翼的阻力系數(shù)相對(duì)較小.隨來(lái)流馬赫數(shù)增加，整機(jī)阻力系數(shù)先增大后減小，在Ma=1.1 附近達(dá)到最大值.當(dāng)Ma＜1.1 時(shí)，隨來(lái)流馬赫數(shù)增大機(jī)體與捕獲翼之間的通道內(nèi)會(huì)逐漸出現(xiàn)流動(dòng)分離且分離區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大，整機(jī)阻力系數(shù)隨之增大;當(dāng)Ma＞1.1 后，隨馬赫數(shù)增大通道內(nèi)激波出現(xiàn)的位置逐漸后移，分離區(qū)的范圍逐漸縮小直至消失，整機(jī)阻力系數(shù)隨之減小.

圖21 氣動(dòng)力參數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.21 Variation of aerodynamic parameters with Mach number

整機(jī)升力系數(shù)主要由捕獲翼提供，機(jī)體貢獻(xiàn)的升力系數(shù)占比較小，由于當(dāng)前計(jì)算狀態(tài)僅考慮了0°攻角，因此在亞跨超來(lái)流條件下整機(jī)基本處于負(fù)升力狀態(tài).當(dāng)Ma=0.3 至0.7 時(shí)，整機(jī)升力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大逐漸減小，這是由于機(jī)體與捕獲翼之間通道內(nèi)逐漸出現(xiàn)分離區(qū)并且范圍逐漸增大，分離區(qū)的出現(xiàn)會(huì)導(dǎo)致捕獲翼下表面附近的來(lái)流被壓縮加速，進(jìn)而使捕獲翼下表面產(chǎn)生的低壓區(qū)范圍逐漸增大，導(dǎo)致升力系數(shù)逐漸減小;Ma=0.92 至1.3 時(shí)，整機(jī)的升力系數(shù)會(huì)急劇減小，這主要是因?yàn)橥ǖ纼?nèi)激波位置逐漸后移，通道內(nèi)激波前的超聲速區(qū)域產(chǎn)生的低壓范圍逐漸擴(kuò)大，同時(shí)捕獲翼上表面也會(huì)出現(xiàn)激波，使得整機(jī)產(chǎn)生的升力急劇減小;Ma＞1.3 之后，捕獲翼前緣激波打在機(jī)體上并且發(fā)生反射，反射激波會(huì)作用在捕獲翼下表面進(jìn)而產(chǎn)生額外的升力，此時(shí)整機(jī)升力系數(shù)逐漸增大.

俯仰力矩系數(shù)受壓力分布特性和升力系數(shù)影響，整機(jī)俯仰力矩系數(shù)主要由捕獲翼提供，機(jī)體的貢獻(xiàn)較小.由于整機(jī)升力主要由捕獲翼提供，且捕獲翼相對(duì)力矩參考點(diǎn)距離較大，因此整機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變化規(guī)律基本與升力系數(shù)變化規(guī)律呈鏡像對(duì)稱(chēng).

7 結(jié)論和展望

本文基于一種圓錐-圓臺(tái)組合平板原理性構(gòu)型，重點(diǎn)關(guān)注機(jī)體與捕獲翼之間的氣動(dòng)干擾，對(duì)高壓捕獲翼新型氣動(dòng)布局在亞跨超速域下的典型流動(dòng)特性進(jìn)行了研究.結(jié)果表明，二者之間的氣動(dòng)干擾存在明顯的三維效應(yīng)，從對(duì)稱(chēng)面向展向逐漸減弱，其流動(dòng)特性隨馬赫數(shù)的增加發(fā)生明顯改變，具體如下:

(1)亞聲速來(lái)流在經(jīng)過(guò)機(jī)體與捕獲翼之間通道時(shí)先加速后減速，產(chǎn)生逆壓梯度.在Ma=0.5 時(shí)開(kāi)始出現(xiàn)分離，且分離區(qū)隨馬赫數(shù)的增加而逐漸向展向擴(kuò)展;

(2)跨聲速來(lái)流在機(jī)體拐點(diǎn)膨脹波的作用下沿流向加速至超聲速，隨后受到分離區(qū)的影響產(chǎn)生激波以及二次激波，在捕獲翼下表面產(chǎn)生明顯的壓力波動(dòng).隨著馬赫數(shù)的增加，激波后移，分離區(qū)縮小;當(dāng)Ma=1.5 時(shí)，二次激波基本消失，分離區(qū)退至機(jī)體尾部;

(3)超聲速來(lái)流時(shí)，捕獲翼前緣激波在通道內(nèi)發(fā)生多次正規(guī)反射，并與機(jī)體拐點(diǎn)膨脹波相互干擾.受來(lái)流馬赫數(shù)的影響，呈現(xiàn)不同的波系結(jié)構(gòu).

總體來(lái)看，捕獲翼與機(jī)體之間在不同速域下呈現(xiàn)出明顯不同的典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu).在亞聲速時(shí)，有分離區(qū)產(chǎn)生;跨聲速時(shí)，出現(xiàn)了激波-分離區(qū)干擾結(jié)構(gòu);超聲速時(shí)，以激波-膨脹波波系干擾為主.上述流場(chǎng)結(jié)構(gòu)均會(huì)對(duì)氣動(dòng)力特性產(chǎn)生顯著影響，在寬速域來(lái)流條件下，整機(jī)阻力系數(shù)主要由機(jī)體貢獻(xiàn)，并且隨馬赫數(shù)先增大后減小;整機(jī)升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)主要由捕獲翼貢獻(xiàn).

為初步摸清高壓捕獲翼布局在亞跨超條件下的流動(dòng)特性，本文僅對(duì)簡(jiǎn)化原理構(gòu)型定攻角狀態(tài)進(jìn)行了分析，暫未考慮下翼面、外形優(yōu)化以及攻角的影響.下一步擬在本文研究基礎(chǔ)上，重點(diǎn)考慮在亞聲速時(shí)如何有效抑制分離、在跨聲速時(shí)如何改善激波-分離干擾、以及在超聲速時(shí)如何優(yōu)化波系結(jié)構(gòu)等問(wèn)題，綜合考慮氣動(dòng)力和力矩特性，開(kāi)展構(gòu)型設(shè)計(jì)與優(yōu)化，進(jìn)一步探究相關(guān)流動(dòng)特性和機(jī)理.