袁起航, 王延奎, 李 乾, 齊中陽(yáng)

(1.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191; 2.北京航空航天大學(xué)寧波創(chuàng)新研究院先進(jìn)飛行器與空天動(dòng)力創(chuàng)新研究中心, 浙江寧波 315800)

引 言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中精確打擊要求日益提高, 導(dǎo)彈的作用愈發(fā)明顯[1-2].用于奪取制空權(quán)的空戰(zhàn)中使用的空空導(dǎo)彈，由于其攻擊目標(biāo)特點(diǎn)而要求具有高機(jī)動(dòng)性[3-4], 為保證高機(jī)動(dòng)性能, 空空導(dǎo)彈通常在改變飛行方向時(shí)采用大迎角機(jī)動(dòng)[5-6].目前空空導(dǎo)彈的彈身結(jié)構(gòu)多為鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體, 在彈身側(cè)面不同位置安裝彈翼、舵面, 各組翼面聯(lián)合操縱滿(mǎn)足導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)需求.當(dāng)導(dǎo)彈大迎角飛行時(shí), 彈身對(duì)彈翼等控制面存在阻擋作用, 導(dǎo)致彈翼的控制效率大幅度降低, 因而高效飛行控制成為導(dǎo)彈大迎角機(jī)動(dòng)的基本要求.此外, 在大迎角飛行時(shí)導(dǎo)彈周?chē)殡S著大范圍的分離流動(dòng), 出現(xiàn)由分離面卷起的旋渦[7-10].研究表明, 大迎角下細(xì)長(zhǎng)體表面的流動(dòng)會(huì)逐步演化為非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)(見(jiàn)圖 1), 這種非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)通常不確定且不可預(yù)測(cè), 導(dǎo)彈在這種流動(dòng)的誘導(dǎo)下產(chǎn)生方向不確定的側(cè)向力, 造成了導(dǎo)彈在大迎角飛行時(shí)受到的控制不可靠, 極易導(dǎo)致導(dǎo)彈射擊任務(wù)失敗[11].

圖1 鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體大迎角非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)

前人開(kāi)展了大量關(guān)于細(xì)長(zhǎng)旋成體大迎角非對(duì)稱(chēng)繞流的研究.20世紀(jì)50年代初, Allen等在細(xì)長(zhǎng)體大迎角無(wú)側(cè)滑繞流流場(chǎng)顯示實(shí)驗(yàn)中首先觀(guān)察到細(xì)長(zhǎng)體非對(duì)稱(chēng)背渦的現(xiàn)象[12], 并指出產(chǎn)生側(cè)向力的原因?yàn)榧?xì)長(zhǎng)體的非對(duì)稱(chēng)背渦結(jié)構(gòu).20世紀(jì)70年代后, 對(duì)飛行器大迎角機(jī)動(dòng)性能的需求使得細(xì)長(zhǎng)體大迎角繞流非對(duì)稱(chēng)性問(wèn)題成為空氣動(dòng)力學(xué)界研究的熱點(diǎn)[13-16].由于繞流主控因素的多樣性, 研究很難獲得可重復(fù)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果, 大量的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明, 大迎角繞流對(duì)各種模型頭部細(xì)微的干擾(細(xì)微幾何偏差、表面粗糙度等)非常敏感, 其中模型頭部極小的加工偏差都可以成為非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的來(lái)源[15,17-21].鄧學(xué)鎣等[17-18]、Hartwich等[20]、馬寶峰[22]通過(guò)在模型頭部施加固定位置的顆粒擾動(dòng), 得到了確定的非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象, 并且確定了非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)結(jié)構(gòu)隨擾動(dòng)顆粒的位置不同呈現(xiàn)出不同的穩(wěn)態(tài)流動(dòng)形式, 即模型的非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)受到頭部擾動(dòng)顆粒的主控[23-27].

目前, 國(guó)內(nèi)外針對(duì)細(xì)長(zhǎng)體大迎角非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的研究多集中在尖頭細(xì)長(zhǎng)體模型, 而對(duì)鈍頭細(xì)長(zhǎng)體, 尤其是帶有彈翼鈍頭細(xì)長(zhǎng)體繞流的研究極少[28].本文在鈍頭細(xì)長(zhǎng)體模型的頭部設(shè)置人工微擾動(dòng), 產(chǎn)生確定的非對(duì)稱(chēng)流場(chǎng), 在頭部附近安裝邊條翼, 通過(guò)改變邊條翼前緣后掠角, 測(cè)量各截面的物面壓力, 積分得到不同邊條翼前緣后掠角條件下各截面時(shí)均側(cè)向力系數(shù), 結(jié)合粒子圖像測(cè)速實(shí)驗(yàn)獲得空間流場(chǎng)分布變化情況, 分析了邊條翼后掠角對(duì)繞模型非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的影響及原因.

1 模型與研究方法

本文實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D4低速回流式風(fēng)洞中完成, 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為1.5 m ×1.5 m, 自由來(lái)流的湍流度小于0.08%.用于實(shí)驗(yàn)的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體模型尺寸、坐標(biāo)系定義及測(cè)壓截面位置如圖 2所示, 圖中長(zhǎng)度單位為mm.模型總長(zhǎng)為1 240 mm, 等直段直徑D=100 mm, 頭部鈍度為0.82, 在距模型頭部頂點(diǎn)160 mm處安裝了一組邊條翼, 每個(gè)邊條翼弦向長(zhǎng)度為110 mm, 展向長(zhǎng)度為30 mm.模型共有3組可互換的邊條翼, 各組邊條翼的前緣后掠角χ分別為0°，30°，60°.模型頭部表面附有顆粒人工微擾動(dòng)以保證大迎角條件下實(shí)驗(yàn)結(jié)果的確定性[17-18,23-27].顆粒尺寸為直徑Dp=0.8 mm(Dp/D=0.008), 人工微擾動(dòng)的安裝位置由模型頭部子午角σ及周向角θp確定, 角度定義見(jiàn)圖 2.本文實(shí)驗(yàn)中的人工微擾動(dòng)周向角、子午角均唯一確定,θp=270°,σ=10°.測(cè)壓模型表面沿x軸方向布置6個(gè)測(cè)壓截面, 每個(gè)測(cè)壓截面沿周向均布24個(gè)垂直于模型當(dāng)?shù)乇砻娴臏y(cè)壓孔, 各孔的周向位置由周向角θ確定.本文的測(cè)壓實(shí)驗(yàn)中傳感器的測(cè)量精度為滿(mǎn)量程(1 psi)的0.10%.實(shí)驗(yàn)中的采樣頻率設(shè)置為50 Hz, 采樣時(shí)間為12 s.實(shí)驗(yàn)中的自由來(lái)流條件均為Re=150 000(特征長(zhǎng)度以模型等直段直徑D計(jì)算), 模型的迎角為α=50°, 側(cè)滑角為β=0°.

圖2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

粒子圖像測(cè)速(particle image velocimetry, PIV)實(shí)驗(yàn)中片光與模型x軸垂直, 為使診斷窗口中的粒子數(shù)量達(dá)到最佳(各診斷窗口中粒子個(gè)數(shù)不小于10)[29], 激光在拍攝區(qū)域內(nèi)的平均片光厚度調(diào)整為5 mm, 兩束激光之間的時(shí)間間隔設(shè)置為30 μs.PIV實(shí)驗(yàn)采集頻率為10 Hz, 采樣點(diǎn)為200個(gè).拍攝視場(chǎng)尺寸為350 mm×221 mm(3.5D×2.2D), CCD傳感器像素為1 920 pix×1 200 pix, 即采集圖像的分辨率為5.48 pix/mm, 互相關(guān)運(yùn)算的最終診斷窗口尺寸為 64× 64, 窗口重疊率為50%, 最終矢量圖中的每個(gè)矢量的尺寸為3.01 mm.除了x方向的渦量ωx=?w/?y-?v/?z分布以外, 本文還利用Q準(zhǔn)則計(jì)算了渦量分布[30]

Q=-0.5[(?v/?y)2+(?w/?z)2]-(?v/?z)(?w/?y)

僅展示流場(chǎng)中Q>0的部分以排除渦量中剪切層對(duì)判斷旋渦位置的干擾, 公式中的v,w分別表示y,z方向的速度分量.

2 結(jié)果及分析

2.1 邊條翼后掠角χ=0°

圖3, 4分別為χ=0°條件下不同截面的時(shí)均壓力系數(shù)與時(shí)均渦量分布, 其中僅保留渦量圖中Q>0的部分.

圖3 邊條翼χ=0°條件下的各截面壓力系數(shù)

從鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體頭部開(kāi)始, 受到人工微擾動(dòng)的作用, 流動(dòng)發(fā)生非對(duì)稱(chēng)分離形成前體非對(duì)稱(chēng)渦, 產(chǎn)生局部側(cè)向力[24-27].在前體非對(duì)稱(chēng)渦向下游發(fā)展的過(guò)程中, 與邊條渦之間產(chǎn)生復(fù)雜的誘導(dǎo)和耦合效應(yīng)[28].在邊條翼前緣產(chǎn)生的旋渦關(guān)于模型縱向?qū)ΨQ(chēng)面基本呈對(duì)稱(chēng)狀態(tài), 且其渦位比前體非對(duì)稱(chēng)渦更靠近鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體左、右兩側(cè)物面, 使得鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體前體非對(duì)稱(chēng)渦與邊條渦之間的誘導(dǎo)和耦合繞流對(duì)鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體物面的非對(duì)稱(chēng)誘導(dǎo)作用減弱, 進(jìn)而導(dǎo)致鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體截面?zhèn)认蛄p小.

在邊條翼所在的3個(gè)截面(x/D=-1.8,-2.2,-2.6), 兩片相鄰邊條翼之間的旋成體背風(fēng)區(qū)物面上存在由邊條翼與前體渦共同誘導(dǎo)產(chǎn)生的二次渦, 二次渦的強(qiáng)度較小且所在位置遠(yuǎn)離模型左、右兩側(cè)θ=90°，270°區(qū)域, 因此對(duì)截面?zhèn)认蛄Φ呢暙I(xiàn)較小.

2.2 邊條翼后掠角χ≠ 0°

圖 5所示為不同邊條翼前緣后掠角條件下的模型截面?zhèn)认蛄ρ伢w軸變化曲線(xiàn), 圖 5(a)中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 5(b)清晰展示了3種不同邊條翼后掠角條件下的截面?zhèn)认蛄ο禂?shù), 特將圖5(a)局部放大.

圖4 邊條翼χ=0°條件下的各截面渦量分布

(a)Time-averaged sectional side-force coefficient of a slender body with and without strakes of different swept leading edges

在不同邊條翼前緣后掠角的條件下, 側(cè)向力系數(shù)沿模型體軸從前至后均呈現(xiàn)減幅類(lèi)正弦曲線(xiàn)式變化.邊條翼后掠角對(duì)側(cè)向力系數(shù)的影響主要體現(xiàn)在邊條翼上下游截面.側(cè)向力系數(shù)隨邊條翼前緣后掠角的變化趨勢(shì): 在x/D=-1.4截面, 邊條翼前緣后掠角越大, 截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)越小; 在x/D=-3.0截面, 邊條翼前緣后掠角越大, 截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)越大.對(duì)于遠(yuǎn)離邊條翼的下游截面, 后掠角對(duì)截面?zhèn)认蛄Φ挠绊憳O小.

圖 6(a),(b)分別展示了邊條翼上游x/D=-1.4截面的時(shí)均壓力分布及各測(cè)壓點(diǎn)對(duì)側(cè)向力的貢獻(xiàn), 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].迎風(fēng)面(θ<90°及θ>270°)流動(dòng)中, 邊條翼前緣后掠角增大時(shí), 相同周向位置的物面壓力更低.隨著邊條翼前緣后掠角增大, 可能造成迎風(fēng)面逆壓梯度降低, 模型迎風(fēng)面相同周向位置的速度更大、物面壓力更低.

(a)Time-averaged pressure coefficient

模型背風(fēng)面(90°<θ<270°), 由于人工微擾動(dòng)位于θp=270°, 模型左側(cè)為前體高渦, 右側(cè)為前體低渦.前體高渦隨前緣后掠角變大而分離提前, 如在χ=60°條件下流動(dòng)在θ=90°附近發(fā)生分離, 另外兩種邊條翼發(fā)生分離的位置為θ=120°.前體低渦隨前緣后掠角變大分離也提前, 如在χ=60°條件下在θ=240°發(fā)生流動(dòng)分離, 而另外兩種后掠角條件下分離發(fā)生在θ=225°.

在各測(cè)壓點(diǎn)對(duì)側(cè)向力的貢獻(xiàn)中, 位于θ=0°，180°附近的測(cè)壓點(diǎn)對(duì)側(cè)向力貢獻(xiàn)接近0, 而對(duì)側(cè)向力貢獻(xiàn)較大的位置是θ=90°，270°附近的測(cè)壓點(diǎn).隨著后掠角的增大, 模型左側(cè)受到的吸力逐漸增強(qiáng)而右側(cè)逐漸減弱, 因此本截面模型受到的側(cè)向力隨著后掠角增大而減小.

為了觀(guān)察對(duì)側(cè)向力貢獻(xiàn)最大的周向位置流場(chǎng), 圖 7展示了x/D=-1.8截面的時(shí)均渦量分布, 僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.可以看出, 一對(duì)邊條渦位于對(duì)側(cè)向力貢獻(xiàn)最大的周向位置.

圖7 x/D=-1.8截面時(shí)均渦量分布

圖 8為x/D=-1.8截面的邊條渦渦量最大值及最大值處的展向位置隨后掠角變化.χ=0°邊條翼誘導(dǎo)出一對(duì)邊條渦對(duì)稱(chēng)分布于邊條翼側(cè)緣的背風(fēng)面, 而前體非對(duì)稱(chēng)分離產(chǎn)生的旋渦位于模型背風(fēng)區(qū)靠近θ=180° 處; 隨著邊條翼后掠角增大, 模型左右兩側(cè)的邊條渦均靠近模型縱向?qū)ΨQ(chēng)面, 且邊條渦位置基本對(duì)稱(chēng), 同時(shí)邊條渦渦量的最大值有下降趨勢(shì).

圖8 x/D=-1.8截面邊條渦的渦量最大值及對(duì)應(yīng)展向位置隨后掠角變化

隨邊條翼后掠角增大, 其產(chǎn)生的邊條渦更靠近物面, 對(duì)物面流動(dòng)的誘導(dǎo)作用增強(qiáng), 由于其自身關(guān)于模型縱向?qū)ΨQ(chēng)面對(duì)稱(chēng)發(fā)展, 因此誘導(dǎo)物面流動(dòng)使流動(dòng)趨于對(duì)稱(chēng)化, 這一規(guī)律可以解釋圖 6在邊條翼開(kāi)始前的x/D=-1.4截面壓力分布中χ=60°曲線(xiàn)θ=90°附近的吸力增大, 而θ=270°附近的吸力減小, 減弱了流動(dòng)的非對(duì)稱(chēng)性, 以及圖 5中x/D=-1.4 截面的截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)隨后掠角增大而減小.

圖 9, 10展示了邊條翼中點(diǎn)位置x/D=-2.2截面的時(shí)均壓力分布及渦量分布, 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 11為x/D=-2.6截面的渦量分布, 渦量?jī)H保留渦量分布圖中Q>0的部分.

圖9 x/D=-2.2截面時(shí)均壓力系數(shù)

相比于上游截面,x/D=-2.2截面的3條壓力分布曲線(xiàn)重合較好.隨著邊條翼后掠角增大, 本截面迎風(fēng)面各點(diǎn)的壓力均略下降, 說(shuō)明在此過(guò)程中邊條渦的誘導(dǎo)作用增強(qiáng).從x/D=-2.2截面開(kāi)始, 前體非對(duì)稱(chēng)渦與邊條渦的空間位置逐漸接近.

圖 11中的x/D=-2.6截面, 隨著邊條渦發(fā)展逐漸占據(jù)邊條翼背風(fēng)側(cè)的大部分區(qū)域, 前體渦與邊條渦繼續(xù)接近, 左(或右)側(cè)的前體渦與同側(cè)邊條渦之間相互誘導(dǎo): 受前體渦影響, 邊條渦出現(xiàn)了非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象; 受邊條渦影響, 前體渦遠(yuǎn)離模型縱向?qū)ΨQ(chēng)面向邊條渦靠近.邊條翼后掠角越大, 這種相互誘導(dǎo)的作用越明顯.

圖 12(a),(b)分別是邊條翼下游x/D=-3.0截面的時(shí)均壓力分布及各測(cè)壓點(diǎn)對(duì)截面?zhèn)认蛄Φ呢暙I(xiàn), 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].圖 13為該截面的渦量分布, 僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.

圖10 x/D=-2.2截面時(shí)均渦量分布

圖11 x/D=-2.6截面時(shí)均渦量分布

(a)Time-averaged pressure coefficient

圖13 x/D=-3.0截面時(shí)均渦量分布

3種邊條翼后掠角條件下, 流動(dòng)均在θ=105°，255°發(fā)生分離, 并在θ=135°，225°附近產(chǎn)生吸力峰, 低渦側(cè)的吸力峰更強(qiáng)，因此產(chǎn)生的負(fù)壓絕對(duì)值更大, 對(duì)截面?zhèn)认蛄ζ鹬饕暙I(xiàn)的是θ=135°，225°附近的吸力峰.該吸力峰是由前體非對(duì)稱(chēng)渦與邊條渦產(chǎn)生耦合流動(dòng).隨著邊條翼后掠角增加, 耦合流動(dòng)的非對(duì)稱(chēng)性增強(qiáng), 導(dǎo)致截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)增大(見(jiàn)圖 5), 這與邊條翼開(kāi)始之前x/D=-1.4截面的側(cè)向力隨后掠角變化規(guī)律相反.

3 結(jié)論

本文在亞臨界Reynolds數(shù)條件下, 對(duì)帶有邊條翼的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體模型進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究, 分析了邊條翼的前緣后掠角對(duì)鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體大迎角非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的影響.得到了以下結(jié)論:

(1)隨著邊條翼前緣后掠角的增大, 不僅邊條渦與旋成體機(jī)身之間距離減小, 而且邊條渦的渦軸線(xiàn)基本平行于邊條翼后掠前緣, 與鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體的機(jī)體縱軸夾角減小, 因此不同后掠角的邊條渦對(duì)于不同流向位置處的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體前體非對(duì)稱(chēng)渦系的誘導(dǎo)和耦合作用也不同.

(2)在邊條翼上游區(qū), 大后掠角邊條渦渦位更靠近鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體物面且對(duì)稱(chēng)性更好, 因此對(duì)前體非對(duì)稱(chēng)渦系的誘導(dǎo)作用更強(qiáng), 使得前體物面的壓力分布更加對(duì)稱(chēng), 截面?zhèn)认蛄p小; 在邊條翼區(qū), 大后掠角邊條翼對(duì)前體非對(duì)稱(chēng)渦系的誘導(dǎo)作用也更強(qiáng), 使得旋成體物面的壓力分布更加對(duì)稱(chēng)且吸力更大; 在邊條翼下游區(qū), 大后掠角邊條渦渦位遠(yuǎn)離鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體物面, 因此對(duì)旋成體非對(duì)稱(chēng)渦系的誘導(dǎo)作用減弱, 使得旋成體物面的壓力分布不對(duì)稱(chēng)性加劇, 截面?zhèn)认蛄ψ兇?

致謝本文受到國(guó)家自然科學(xué)基金(11972060, 12002022)、國(guó)家自然基金創(chuàng)新群體(11721202)、寧波市自然科學(xué)基金(202003N4177)、非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開(kāi)放課題(KLUAFC-E-201902)資助.