王浩祥, 李廣利,*, 徐應(yīng)洲, 崔 凱

(1. 中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣動(dòng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100190； 2.中國科學(xué)院大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院, 北京 100049)

0 引 言

高超聲速飛機(jī)因可實(shí)現(xiàn)快速有效運(yùn)輸和全球快速打擊，而成為目前國內(nèi)外研究的熱點(diǎn)問題[1]。早在1986年美國發(fā)展的NASP計(jì)劃中，X-30空天飛機(jī)除了作為新一代航天運(yùn)輸工具外，也描述了其作為高超聲速飛機(jī)應(yīng)用的美好前景。近期繼洛馬公司提出SR-72之后，波音公司連續(xù)公布了軍用和民用兩種高超聲速飛機(jī)概念方案和研制計(jì)劃[2]。此外，Lobbia等[3]綜合考慮氣動(dòng)、動(dòng)力、質(zhì)量和容積等因素，通過多學(xué)科/多目標(biāo)優(yōu)化提出了一種高超聲速飛機(jī)概念構(gòu)型，歐洲聯(lián)合俄羅斯、澳大利亞和巴西等國，以高超聲速民用飛機(jī)為方向，開展了Hexafly-Int研究計(jì)劃[4]。國內(nèi)近期也開展了相關(guān)研究，其中文獻(xiàn)[5]和文獻(xiàn)[6]分別提出了雙旁側(cè)進(jìn)氣和背部進(jìn)氣方式的高超聲速飛機(jī)構(gòu)型方案。綜合來看，關(guān)于高超聲速飛機(jī)的研究仍處于概念探索階段。

從氣動(dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)角度而言，高超聲速飛機(jī)應(yīng)具有高升阻比特性以增加其巡航距離，同時(shí)應(yīng)具有較大的容積以容納乘客、貨物和燃料等，此外，也應(yīng)具有較大的升力系數(shù)以提供更好的升重平衡，從而可有效緩解結(jié)構(gòu)減重問題。然而，在高超聲速飛行中，激波阻力和摩擦阻力急劇增大，導(dǎo)致氣動(dòng)性能急劇下降，并且實(shí)際設(shè)計(jì)中升阻比與容積率、升阻比與升力系數(shù)之間均存在強(qiáng)烈的矛盾關(guān)系，因此同時(shí)滿足上述三種需求十分困難[7]。針對(duì)上述問題，文獻(xiàn)[8]提出了一種全新的高壓捕獲翼氣動(dòng)布局概念，對(duì)于有大容積需求的高速飛行器，通過在其上方添加高壓捕獲翼，可以有效利用機(jī)體壓縮激波所產(chǎn)生的高壓區(qū)，從而可大幅提高升力和升阻比。文獻(xiàn)[9]中的研究結(jié)果充分驗(yàn)證了該構(gòu)型在高超條件下的高升阻比、高容積率和高升力系數(shù)的“三高”特性。依據(jù)現(xiàn)有的研究結(jié)果，高壓捕獲翼構(gòu)型將可成為一種極具應(yīng)用前景的高超聲速飛機(jī)布局概念。

關(guān)于高壓捕獲翼構(gòu)型的前期研究主要集中于高超聲速飛行條件[10-12]，而對(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)注飛行過程中其他速域的氣動(dòng)性能，尤其是跨聲速飛行條件下[13-16]，在飛行器局部區(qū)域?qū)?huì)產(chǎn)生激波，導(dǎo)致飛行器阻力急劇增加，并且激波與壁面邊界層發(fā)生相互作用，使邊界層內(nèi)部存在較大的逆壓梯度。當(dāng)激波強(qiáng)度足夠強(qiáng)時(shí)將引起當(dāng)?shù)剡吔鐚拥姆蛛x和再附，或者完全破壞原來的流動(dòng)，產(chǎn)生大范圍的分離區(qū)，導(dǎo)致流動(dòng)分離一直延續(xù)到飛行器尾部，嚴(yán)重影響飛行器的氣動(dòng)性能。

根據(jù)高壓捕獲翼構(gòu)型的設(shè)計(jì)原理[10]，捕獲翼應(yīng)置于機(jī)體上方并與機(jī)體保持合理間距。同時(shí)，為了保證機(jī)體前部的足夠壓縮以及反射激波掠過機(jī)體后部，機(jī)體構(gòu)型一般采用先壓縮后擴(kuò)張的設(shè)計(jì)方式，這樣機(jī)體和捕獲翼之間可近似為一個(gè)先收縮后擴(kuò)張的內(nèi)流道。在跨聲速條件下，機(jī)體附近和捕獲翼附近的繞流流場(chǎng)將完全耦合，激波與分離區(qū)的相互作用使得機(jī)體與捕獲翼之間形成的開放通道內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜，所出現(xiàn)的氣動(dòng)干擾可能會(huì)對(duì)飛行器的升阻特性及穩(wěn)定特性均產(chǎn)生十分顯著的影響。因此，研究和分析該類新構(gòu)型跨聲速條件下的氣動(dòng)性能和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)十分有必要。

基于上述背景，本著由簡至繁的原則，本文基于一種簡化的高壓捕獲翼原理構(gòu)型，以馬赫數(shù)0.92、0°攻角為條件，利用CFD數(shù)值模擬開展了初步研究，并對(duì)結(jié)果進(jìn)行了分析。其中，重點(diǎn)探索典型跨聲速條件下機(jī)體和高壓捕獲翼間的強(qiáng)相互干擾區(qū)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及其對(duì)壁面壓力的影響，以期為后續(xù)的寬速域構(gòu)型設(shè)計(jì)和多點(diǎn)優(yōu)化等研究工作奠定基礎(chǔ)。

1 高壓捕獲翼原理和計(jì)算模型簡介

高壓捕獲翼在高速流動(dòng)條件下的設(shè)計(jì)原理如圖1所示[12]，圖中區(qū)域①為自由來流，高速來流經(jīng)過機(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下形成第二道激波S2，使壓力獲得進(jìn)一步提升，隨來流繼續(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流，區(qū)域⑤的壓力基本與自由來流壓力相等。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。

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：以機(jī)體長度為參考量，無量綱化的捕獲翼相對(duì)長度為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)[10]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：來流馬赫數(shù)為6.0，單位雷諾數(shù)為2.258×106/m，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面的壓力分布云圖Fig.3 Pressure contours in the symmetrical plane

2 CFD可靠性驗(yàn)證

本文數(shù)值模擬基于三維可壓縮流動(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。首先以O(shè)NERA M6 機(jī)翼標(biāo)模[17-18]對(duì)本文的CFD方法進(jìn)行驗(yàn)證。計(jì)算條件為來流馬赫數(shù)0.84，雷諾數(shù)為7.12×107/m，飛行攻角3.06°。為保證計(jì)算結(jié)果的可比性，計(jì)算網(wǎng)格選用NASA公布的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖4所示，總網(wǎng)格量約29.5萬，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)約30.5萬，物面法向第一層網(wǎng)格厚度為機(jī)翼翼展長度的10-5量級(jí)。

圖4 ONERA M6 機(jī)翼網(wǎng)格示意圖Fig.4 Illustration of computational grid for ONERA M6 wing

圖5給出了沿翼展方向不同截面的翼型表面壓力分布，圖中三組數(shù)據(jù)分別為NASA實(shí)驗(yàn)結(jié)果、NASA數(shù)值結(jié)果和本文計(jì)算結(jié)果。從圖中可以看出，本文數(shù)值結(jié)果與NASA數(shù)值結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果均符合較好，說明本文數(shù)值方法具有較高的可信度。

(a) y/b=0.20

3 計(jì)算結(jié)果及分析

采用上述數(shù)值方法分別對(duì)圓錐-圓臺(tái)體和圓錐-圓臺(tái)體組合高壓捕獲翼構(gòu)型進(jìn)行了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析，兩組構(gòu)型均采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行離散，近壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密，總網(wǎng)格量約為2900萬。圖6給出了后者的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖。計(jì)算條件為：馬赫數(shù)0.92，單位雷諾數(shù)1.334×107/m，攻角為0°。

圖6 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖Fig.6 Illustration of computational grid

為保證計(jì)算準(zhǔn)確性，選取了不同的網(wǎng)格尺度進(jìn)行計(jì)算。參考標(biāo)模計(jì)算參數(shù)，以整機(jī)長度為參考量，近物面首層網(wǎng)格尺度分別采用1×10-5和1×10-6。結(jié)果表明，升力和阻力系數(shù)的變化均在3%以內(nèi)。此外，圖7分別給出了兩種網(wǎng)格條件下的馬赫數(shù)云圖，可以看到流場(chǎng)結(jié)構(gòu)趨于一致，因此計(jì)算結(jié)果可信。后續(xù)計(jì)算均采用1×10-5網(wǎng)格尺度。

為進(jìn)行對(duì)比，同時(shí)對(duì)不加捕獲翼的圓錐-圓臺(tái)體(機(jī)體)繞流流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算，為保證可比性，兩個(gè)算例的網(wǎng)格分布和近物面第一層網(wǎng)格尺度等參數(shù)基本保持一致。計(jì)算結(jié)果如圖8所示。從圖中可以看出，來流經(jīng)錐體壓縮后不斷加速，到達(dá)圓錐和圓臺(tái)體轉(zhuǎn)折處流體達(dá)到超聲速，并產(chǎn)生一道弱激波。在尾部收縮段(圓臺(tái)部分)出現(xiàn)了大面積的流動(dòng)分離，由于分離區(qū)的存在，波后亞聲速氣流繼續(xù)被壓縮，并產(chǎn)生了二次激波，形成了類似于收縮管道的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，隨氣流馬赫數(shù)的不斷變化，出現(xiàn)了“超聲速舌”現(xiàn)象[16]。

圖8 圓錐-圓臺(tái)體對(duì)稱面上的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.8 Flow field structure on the symmetrical plane of referred configuration

圖9給出了增加高壓捕獲翼后的對(duì)稱面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。構(gòu)型上方添加高壓捕獲翼后，在其上表面前半部分達(dá)到超聲速，并產(chǎn)生了一道激波，該激波與上壁面邊界層發(fā)生相互作用，但未引起流動(dòng)分離；圓臺(tái)上方受高壓捕獲翼影響，產(chǎn)生了較下方區(qū)域更大范圍的流動(dòng)分離區(qū)；對(duì)于高壓捕獲翼和圓錐-圓臺(tái)體中間區(qū)域，在二者強(qiáng)烈的相互干擾作用下，流場(chǎng)變得更為復(fù)雜。

圖9 圓錐-圓臺(tái)體組合高壓捕獲翼對(duì)稱面上的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.9 Flow field structure on the symmetrical plane of the HCW configuration

3.1 高壓捕獲翼對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

增加高壓捕獲翼后，對(duì)構(gòu)型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響主要體現(xiàn)在其附近區(qū)域。圖10給出了三組不同展向截面高壓捕獲翼附近的馬赫數(shù)分布?？梢钥闯?，由于捕獲翼的影響，機(jī)體尾部分離區(qū)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)。隨展向位置增加，盡管等效通道的寬度增大，但仍一直保持收縮狀態(tài)。

(a) y/L=0

圖11為x/L=0.69(右上角給出了位置示意圖)截面上的馬赫數(shù)分布。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，機(jī)體下側(cè)的流場(chǎng)基本未受到高壓捕獲翼的影響，即與二維軸對(duì)稱流場(chǎng)基本一致。而上表面受高壓捕獲翼影響，呈現(xiàn)出明顯的三維特征。此外，由于在對(duì)稱面附近壓縮最強(qiáng)，所以對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)數(shù)值相對(duì)較高。隨展向位置不斷增加，高壓捕獲翼的影響逐漸減弱，馬赫數(shù)分布也逐漸趨于均勻，直至與二維軸對(duì)稱流場(chǎng)基本一致。圖12給出了z/L=0.123截面(靠近捕獲翼下表面的縱向位置)上不同展向位置的馬赫數(shù)分布，其中橫坐標(biāo)的位置范圍為捕獲翼前緣到尾緣?？梢钥闯鲈诓东@翼與機(jī)體之間的通道內(nèi)均出現(xiàn)了激波串現(xiàn)象，而且隨展向位置增加，通道的等效寬度逐漸增加，導(dǎo)致激波強(qiáng)度逐漸減弱，同時(shí)激波位置也逐漸后移。

圖11 x/L=0.69截面上的馬赫數(shù)分布圖Fig.11 Mach number distribution on the cross-section at x/L=0.69

圖12 z/L=0.123截面上不同展向位置的馬赫數(shù)分布Fig.12 Curves of Mach number variation at different positions at y direction (z/L=0.123)

3.2 壁面壓力分布特性

圖13給出了不同展向位置截面中高壓捕獲翼上下表面的壓力分布曲線比較。由圖中可見，捕獲翼上表面的壓力分布與跨聲速機(jī)翼類似，受激波影響，在前半部分壓力急劇增加，激波之后為亞聲速區(qū)域，并且流動(dòng)趨于均勻，壓力基本保持不變。隨展向位置增加，由于翼邊緣三維效應(yīng)的影響，激波強(qiáng)度逐漸減弱，導(dǎo)致上表面對(duì)應(yīng)的最大壓力相應(yīng)減小。在捕獲翼下表面由于壓縮影響，馬赫數(shù)增加，因此壓力逐漸減小，之后受激波串影響，壓力呈現(xiàn)明顯的波動(dòng)。在過激波串以后，馬赫數(shù)緩慢減小，因此壁面壓力緩慢增加。并且隨展向位置增加，最小壓力值增大、最大壓力值減小，且對(duì)應(yīng)位置后移。

圖13 高壓捕獲翼不同展向位置上下表面的壓力分布Fig.13 Curves of pressure coefficient distribution on the wall of the HCW at different cross-sections in y direction

圖14為不同展向位置截面中機(jī)體上下表面的壓力分布曲線比較，圖中橫坐標(biāo)給定的范圍為高壓捕獲翼的前緣到后緣。依據(jù)圖中曲線可知，機(jī)體物面壓力沿流向先減小后增大。結(jié)合圖12的馬赫數(shù)分布可知，其主要原因是來流經(jīng)過捕獲翼與圓錐之間的收縮通道時(shí)受到壓縮作用，來流速度增大，物面壓力逐漸減小，在拐點(diǎn)附近來流加速至聲速，同時(shí)由于機(jī)體的轉(zhuǎn)折形成膨脹波，受其作用來流速度迅速增加，導(dǎo)致物面壓力急劇下降，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。而在后部收縮段，由于分離區(qū)的存在，流動(dòng)速度減小，所以壁面壓力逐漸增加。此外，機(jī)體受高壓捕獲翼干擾區(qū)域主要為上表面的對(duì)稱面附近。下表面受干擾較小，仍接近于軸對(duì)稱流動(dòng)，所以壁面壓力分布除了y/L=0和y/L=0.05截面的上表面，其余四條曲線基本重合。在對(duì)稱面上，高壓捕獲翼的影響最為明顯，在其前緣駐點(diǎn)附近，馬赫數(shù)減小，所以機(jī)體上表面對(duì)應(yīng)的壓力要高于下表面，并隨展向位置增加，二者趨于一致。

圖14 機(jī)體不同展向位置上下表面的壓力分布Fig.14 Curves of pressure coefficient distribution on the wall of the fuselage at different cross-sections in y direction

4 結(jié)論和討論

本文基于一種簡化的原理性構(gòu)型，對(duì)高壓捕獲翼新型氣動(dòng)布局在跨聲速條件下的基本流動(dòng)特性進(jìn)行了初步研究，獲得了這類新型布局在跨聲速條件下的基本特性。得到如下基本結(jié)論：

1) 在跨聲速條件下，高壓捕獲翼與機(jī)體之間的氣動(dòng)耦合比較明顯，這導(dǎo)致機(jī)體與捕獲翼之間的通道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相對(duì)較為復(fù)雜，通道內(nèi)產(chǎn)生的激波串導(dǎo)致捕獲翼下表面的壁面壓力出現(xiàn)明顯的波動(dòng)。對(duì)于實(shí)際飛行器而言，這種壓力波動(dòng)可能會(huì)導(dǎo)致在跨聲速飛行條件下俯仰力矩出現(xiàn)較為明顯的變化，進(jìn)而影響其俯仰通道的穩(wěn)定特性。

2) 捕獲翼與機(jī)體之間的氣動(dòng)干擾主要集中于機(jī)體上半部分附近的區(qū)域，且越靠近對(duì)稱面附近干擾越強(qiáng)烈，對(duì)于機(jī)體下半部分及其遠(yuǎn)離對(duì)稱面的區(qū)域影響相對(duì)較弱，其原因主要是二者間距離增加所致。對(duì)于實(shí)際的飛行器而言，盡管機(jī)體下表面一般也會(huì)增加升力面并形成雙翼布局，但由于雙翼間距離較大，因此相互的耦合干擾應(yīng)相對(duì)較弱。但對(duì)于具體實(shí)例，特別是在姿態(tài)發(fā)生變化或有誘導(dǎo)渦產(chǎn)生的條件下仍需開展更加全面和細(xì)致的分析。

為簡化構(gòu)型，本文中捕獲翼采用平板外形，但從計(jì)算結(jié)果看，其流動(dòng)結(jié)構(gòu)仍與跨聲速機(jī)翼基本一致。在實(shí)際中，從減弱上表面激波的角度而言，對(duì)于捕獲翼截面形狀可考慮超臨界翼型的設(shè)計(jì)思路，在綜合考慮亞/跨/超/高超飛行條件下開展多點(diǎn)優(yōu)化，使其在寬速域條件下均具有良好的氣動(dòng)性能。此外，為摸清基本流動(dòng)特性，本文的分析僅考慮了一種跨聲速工況。下一步擬進(jìn)一步拓展流動(dòng)條件，包括馬赫數(shù)范圍、不同的姿態(tài)角以及不同雷諾數(shù)條件等，以進(jìn)一步探究相關(guān)流動(dòng)特性和機(jī)理。