張棟, 唐碩

(西北工業(yè)大學 航天飛行動力學技術重點實驗室, 陜西 西安 710072)

前緣鈍化對高超聲速飛行器氣動特性的影響

張棟, 唐碩

(西北工業(yè)大學 航天飛行動力學技術重點實驗室, 陜西 西安 710072)

為解決前緣鈍化后由于外形的變化引起周圍流場改變,導致激波形狀發(fā)生變化而影響飛行器氣動特性的問題,對前緣鈍化后的吸氣式高超聲速飛行器氣動特性進行了研究。對比分析了前緣鈍化對吸氣式高超聲速飛行器氣動特性的影響,得出了吸氣式高超聲速飛行器氣動性能參數(shù)隨著鈍化半徑的變化規(guī)律。研究結論可為乘波構型的高超聲速飛行器一體化設計提供一定的依據(jù)。

一體化設計; 前緣鈍化; 激波膨脹波; 耦合模型

0 引言

乘波構型具有高的升阻比特性,是吸氣式高超聲速飛行器(以下簡稱高超聲速飛行器)的理想構型。然而,基于圓錐的錐形激波生成的三維乘波體飛行器具有尖銳前緣,在高超聲速飛行時,自由來流會對飛行器的前緣產生嚴重的燒蝕[1],因此飛行器前緣需要鈍化處理。高超聲速飛行器乘波體機身/超燃沖壓發(fā)動機一體化設計,使得外形-氣動-推進系統(tǒng)相互耦合,前緣鈍化雖解決了氣動熱問題,但外形的改變會對氣動性能產生影響,怎樣解決這一矛盾是一個非常重要的問題。因此,有必要開展鈍化對氣動性能影響方面的研究,這對高超聲速飛行器一體化設計具有重要的現(xiàn)實意義。

隨著對乘波構型飛行器的深入研究,國內外研究人員開展了一系列鈍化對乘波構型性能影響研究。Travis等[2]采用CFD方法對前緣鈍化的乘波構型飛行器進行了研究。周忠平[3]通過CFD仿真計算,研究了鈍化對高超聲速進氣道性能的影響,總結了高超聲速二元進氣道性能與鈍化半徑的關系。張玉祥等[4]研究了鈍化對高超聲速乘波體飛行器升阻比的影響,研究表明隨著鈍化半徑的增大,升阻比下降幅度增大。

本文分析了前緣鈍化后激波形狀的變化,并且研究了鈍化后飛行器前緣上下表面壁面壓強的變化規(guī)律,基于此研究了前緣鈍化對高超聲速飛行器氣動性能的影響。研究結論對機體/超燃沖壓發(fā)動機一體化構型的高超聲速飛行器總體分析與設計具有重要的現(xiàn)實意義。

1 鈍化后氣流流動特性分析

1.1 激波站立位置及形狀

前緣鈍化會改變前緣的激波形狀和壓力分布,Billig[5]給出了鈍化后前緣激波形狀的計算式:

(1)

式中:x,y為激波形狀笛卡爾坐標,坐標原點為鈍化圓心;R為鈍化半徑;Δ為激波站立距離;θ為當?shù)丶げń?Rc為激波前緣點的曲率半徑。Δ,Rc的估算不但與鈍化半徑有關,還與鈍化形狀有關。

Anderson[6]從大量試驗數(shù)據(jù)中得到激波站立距離及前緣點的曲率半徑的經驗公式,即圓柱體鈍化的楔形面:

(2)

式中:Ma∞為來流馬赫數(shù)。

1.2 激波形狀變化規(guī)律

本文采用切割鈍化法[7],鈍化后的高超聲速飛行器二維構型如圖1所示。圖中只給出了鈍化后上表面的激波形狀,前體下表面第一級壓縮楔面的激波形狀可以類似得到。

圖1 前緣鈍化后高超聲速飛行器二維構型Fig.1 Two-dimensional hypersonic vehicle configuration after bluntness of leading edge

高超聲速飛行器的典型特點是機體/超燃沖壓發(fā)動機一體化設計,導致外形-氣動-推進相互耦合。前緣鈍化后外形的改變,會引起飛行器周圍激波結構的變化,進而影響整個飛行器外部流場,因此,其氣動特性會發(fā)生明顯變化。表1給出了高超聲速飛行器機體/推進一體化構型的參數(shù)定義。

表1 機體/推進一體化構型參數(shù)定義Table 1 Definition of airframe/propulsion integrated configuration parameters

圖2、圖3分別給出了前緣鈍化后飛行器上、下表面激波形狀的變化規(guī)律。

圖2 鈍化后表面激波形狀隨迎角的變化規(guī)律Fig.2 Shock wave shapes of the surface after bluntness at different AOA

圖3 表面激波形狀隨鈍化半徑的變化規(guī)律Fig.3 Shock wave shapes of the surface at different blunt radius

由圖2、圖3可以看出,由于前緣鈍化后飛行器頭部為半圓弧形,激波形狀隨著迎角的改變變化不大。隨著馬赫數(shù)的增大,激波形狀的變化不明顯,激波站立距離基本相等,而激波形狀對鈍化半徑的變化非常敏感。因此,研究鈍化及鈍化半徑對氣動性能的影響非常重要。

2 鈍化對氣動特性影響分析

為了研究鈍化對乘波構型的高超聲速飛行器氣動性能的影響,對圖1所示的鈍化模型氣動力進行計算與分析。

根據(jù)式(1)和式(2)計算激波角β:

(3)

(4)

根據(jù)激波理論,激波后壓強計算公式為:

(5)

式中:p∞為來流靜壓;γ為比熱比。

對于圖1所示的鈍化模型,由于A′B′,B′C′及C′后的激波形狀、激波角及飛行器表面外法線單位向量都不同,導致壓強的計算表達式不一樣,因此需要分別計算,然后進行疊加。

A′B′圓弧段飛行器表面氣動力為:

(6)

B′C′弓形激波持續(xù)影響段飛行器表面氣動力的計算:B′C′區(qū)表面斜率為tanτu,假設其上的一點坐標為(a,b),則B′C′區(qū)的外法線方程為:

y=(x+a)cotτu+b

(7)

外法線與激波形狀的交點為:

(8)

設飛行器表面A′B′與B′C′的交點為(a1,b1),則B′C′表面上點的坐標為:

b=tanτu(-a-a1)+b1

(9)

Rcotτu+tanτu(-a-a1)+b1+acotτu

(10)

求解y=y(a)并代入下式可以求得B′C′表面氣動力:

(11)

C′后飛行器表面氣動力的計算:壓強、激波角及表面外法線方向單位向量都為常值,其積分計算過程比較簡單,與鈍化前的計算方法一致。

上表面當?shù)丶げń铅鹊挠嬎闶綖?

(12)

式中:δu為鈍化前上表面氣流偏轉角,其表達式為δu=-α+τu。

根據(jù)激波膨脹波理論,可以求得激波后上表面壓強:

(13)

同樣,根據(jù)上面的計算過程可以求得鈍化后前體下表面氣動力。飛行器其他部件的氣動力計算方法與鈍化前的一致,詳細計算過程見文獻[8]。

3 仿真計算與分析

本文仿真計算模型為某高超聲速飛行器經過優(yōu)化后的模型(見圖1)。前體下表面壓縮角為(3.547°,1.872°,2.985°,4.523°),飛行器上表面擴張角τu=3°;自由來流條件為:Ma∞=6,飛行高度H=27.8 km,迎角α=0°,γ=1.4。

3.1 鈍化方法的對比驗證

吸氣式高超聲速飛行器前緣鈍化后,激波形狀及其站立距離的變化導致氣動特性變化。因此準確計算激波形狀與站立距離是分析飛行器氣動特性的重要前提。本文采用的激波形狀與站立距離計算方法是通過實驗得到的經驗公式,文獻[1,5]分別通過實驗分析與CFD計算驗證了這個經驗公式的準確性,保證了本文鈍化分析方法合理可行。

3.2 鈍化后飛行器表面壓強分布規(guī)律

圖4～圖6分別給出了前緣鈍化后,飛行器上表面壓力分布隨鈍化半徑、馬赫數(shù)以及迎角的變化規(guī)律。

圖4 鈍化后上表面壓強隨鈍化半徑的變化規(guī)律Fig.4 Pressure on the upper surface at different blunt radius

圖5 鈍化后上表面壓強隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律Fig.5 Pressure on the upper surface after bluntness at different Mach number

圖6 鈍化后上表面壓強隨迎角的變化規(guī)律Fig.6 Pressure on the upper surface after bluntness at different AOA

由圖4～圖6可以看出,隨著鈍化半徑的增大,前緣頭部受到的壓強增大,而前緣鈍化后飛行器表面受到的壓強隨著鈍化半徑的增大而減少,鈍化半徑越大其激波形狀變化越明顯,弓形激波持續(xù)影響段會越長(即B′C′越長)。前緣鈍化后飛行器表面壓強隨著馬赫數(shù)的增大而增大,并且其變化趨勢一致;同樣可以看到,飛行器表面壓強隨著迎角的增大而增大,并且變化趨勢一致。

3.3 鈍化對氣動性能的影響分析

為了研究鈍化對氣動性能的影響,分別就未鈍化和鈍化半徑為5 mm,7 mm,9 mm和10 mm五種情況下的飛行器上表面及前體下表面氣動力進行計算,飛行器其他部件鈍化前后的氣動力計算結果一致,因此不存在影響。計算結果如表2所示。

表2 前緣鈍化對氣動性能的影響分析Table 2 Influence of leading edge bluntness on aerodynamic performance

從表2可以看出,前緣鈍化后飛行器的總升力、總阻力相應增大,但阻力的增幅較大,在鈍化半徑為10 mm時,升阻比比鈍化前下降了11.5%。通過比較四種鈍化半徑下飛行器上表面、前體下表面及飛行器總升力和阻力的變化,可以看出,隨著鈍化半徑的增大,升力和阻力都增加,但是阻力的增幅較快,從而導致升阻比下降,鈍化半徑5 mm,7 mm和9 mm時的升阻比相對鈍化前分別下降了5.93%,6.38%和9.08%。升阻比的下降導致飛行器性能下降,使得乘波體構型高升阻比的優(yōu)勢不明顯。

4 結論

針對前緣鈍化對高超聲速飛行器氣動性能的影響開展了初步研究,得到以下結論:

(1)前緣鈍化后改變了激波系結構,由鈍化前的斜激波變成了正激波,而且激波位置也發(fā)生了變化。激波形狀及其位置的改變,使得流場參數(shù)發(fā)生變化,飛行器表面壓力等流場參數(shù)分布不均。

(2)前緣鈍化后,飛行器總升力、總阻力都增加,但阻力增加得更快,從而導致升阻比下降。隨著鈍化半徑的增加,飛行器的升力和阻力都有所增加,但升阻比有所下降,且下降幅度隨鈍化半徑的增大而增大。因此當對乘波構型的高超聲速飛行器進行前緣鈍化時,應選擇適當?shù)拟g化半徑,在氣動熱與氣動性能之間進行平衡,達到飛行器整體性能最優(yōu)。

[1] 劉濟民,侯志強,宋貴寶,等.乘波構型的鈍化方法及其對性能影響研究[J].宇航學報,2011,32(5):966-974.

[2] Travis W D,Ioannis N,Craham V C.Numerical simulation of the AEDC waverider at Mach 8[R].AIAA-2006-2816,2006.

[3] 周忠平.鈍化對高超聲速進氣道性能的影響[D].南京:南京航空航天大學,2007.

[4] 張玉祥,徐金標,王厚慶.鈍化對高超聲速乘波體飛行器升阻比的影響[J].彈箭與制導學報,2011,31(4):243-245.

[5] Billing F S.Shock wave shapes around spherical and cylindrical nosed bodies[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1967,4(6):822-823.

[6] Anderson J D.Hypersonic and high temperature gas dynamics[M].New York:McGraw-Hill,1989.

[7] Takashima N,Lewis M J.Navier-stokes computation of a viscous optimized waverider[R].AIAA-92-0305,1992.

[8] 車競.高超聲速飛行器乘波布局優(yōu)化設計研究[D].西安:西北工業(yè)大學,2006.

(編輯：李怡)

Influence of leading edge bluntness on aerodynamics performance of the hypersonic vehicle

ZHANG Dong, TANG Shuo

(National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

When the leading edge is blunted, the change of vehicle shape causes the change of the flow field around the vehicle, resulting the change of the shock wave shape, influencing the aerodynamic characteristics of the vehicle. In order to solve this problem, influence of the bluntness on aerodynamic performance of hypersonic vehicle was studied and analyzed. The variation of the hypersonic vehicle aerodynamic characteristics with the bluntness radius was obtained. The results can be used for the integrated design of wave-rider configuration hypersonic vehicle.

integration configuration; leading edge bluntness; shock waves and expansion waves; coupling modeling

2014-05-07;

2014-09-15;

時間:2014-11-04 08:27

航天支撐技術基金資助(2013-HT-XGD-014)；中央高?；究蒲袠I(yè)務費專項資金資助(3102014KYJD008)

張棟(1986-)，男，寧夏青銅峽人，講師，博士，研究方向為高超聲速飛行器動力學建模。

V211.5

A

1002-0853(2015)01-0021-05