袁起航, 王延奎, 李 乾, 齊中陽

(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)飛行器與空天動力創(chuàng)新研究中心, 浙江寧波 315800)

引 言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭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)特點而要求具有高機動性[3-4], 為保證高機動性能, 空空導(dǎo)彈通常在改變飛行方向時采用大迎角機動[5-6].目前空空導(dǎo)彈的彈身結(jié)構(gòu)多為鈍頭細(xì)長旋成體, 在彈身側(cè)面不同位置安裝彈翼、舵面, 各組翼面聯(lián)合操縱滿足導(dǎo)彈的機動需求.當(dāng)導(dǎo)彈大迎角飛行時, 彈身對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)彈大迎角機動的基本要求.此外, 在大迎角飛行時導(dǎo)彈周圍往往伴隨著大范圍的分離流動, 出現(xiàn)由分離面卷起的旋渦[7-10].研究表明, 大迎角下細(xì)長體表面的流動會逐步演化為非對稱流動(見圖 1), 這種非對稱流動通常不確定且不可預(yù)測, 導(dǎo)彈在這種流動的誘導(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)長旋成體大迎角非對稱流動

前人開展了大量關(guān)于細(xì)長旋成體大迎角非對稱繞流的研究.20世紀(jì)50年代初, Allen等在細(xì)長體大迎角無側(cè)滑繞流流場顯示實驗中首先觀察到細(xì)長體非對稱背渦的現(xiàn)象[12], 并指出產(chǎn)生側(cè)向力的原因為細(xì)長體的非對稱背渦結(jié)構(gòu).20世紀(jì)70年代后, 對飛行器大迎角機動性能的需求使得細(xì)長體大迎角繞流非對稱性問題成為空氣動力學(xué)界研究的熱點[13-16].由于繞流主控因素的多樣性, 研究很難獲得可重復(fù)的實驗結(jié)果, 大量的風(fēng)洞試驗結(jié)果表明, 大迎角繞流對各種模型頭部細(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稱流動的來源[15,17-21].鄧學(xué)鎣等[17-18]、Hartwich等[20]、馬寶峰[22]通過在模型頭部施加固定位置的顆粒擾動, 得到了確定的非對稱流動現(xiàn)象, 并且確定了非對稱流動結(jié)構(gòu)隨擾動顆粒的位置不同呈現(xiàn)出不同的穩(wěn)態(tài)流動形式, 即模型的非對稱流動受到頭部擾動顆粒的主控[23-27].

目前, 國內(nèi)外針對細(xì)長體大迎角非對稱流動的研究多集中在尖頭細(xì)長體模型, 而對鈍頭細(xì)長體, 尤其是帶有彈翼鈍頭細(xì)長體繞流的研究極少[28].本文在鈍頭細(xì)長體模型的頭部設(shè)置人工微擾動, 產(chǎn)生確定的非對稱流場, 在頭部附近安裝邊條翼, 通過改變邊條翼前緣后掠角, 測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均側(cè)向力系數(shù), 結(jié)合粒子圖像測速實驗獲得空間流場分布變化情況, 分析了邊條翼后掠角對繞模型非對稱流動的影響及原因.

1 模型與研究方法

本文實驗在北京航空航天大學(xué)D4低速回流式風(fēng)洞中完成, 風(fēng)洞實驗段截面尺寸為1.5 m ×1.5 m, 自由來流的湍流度小于0.08%.用于實驗的鈍頭細(xì)長旋成體模型尺寸、坐標(biāo)系定義及測壓截面位置如圖 2所示, 圖中長度單位為mm.模型總長為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160 mm處安裝了一組邊條翼, 每個邊條翼弦向長度為110 mm, 展向長度為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以保證大迎角條件下實驗結(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, 角度定義見圖 2.本文實驗中的人工微擾動周向角、子午角均唯一確定,θp=270°,σ=10°.測壓模型表面沿x軸方向布置6個測壓截面, 每個測壓截面沿周向均布24個垂直于模型當(dāng)?shù)乇砻娴臏y壓孔, 各孔的周向位置由周向角θ確定.本文的測壓實驗中傳感器的測量精度為滿量程(1 psi)的0.10%.實驗中的采樣頻率設(shè)置為50 Hz, 采樣時間為12 s.實驗中的自由來流條件均為Re=150 000(特征長度以模型等直段直徑D計算), 模型的迎角為α=50°, 側(cè)滑角為β=0°.

圖2 實驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D

粒子圖像測速(particle image velocimetry, PIV)實驗中片光與模型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, 兩束激光之間的時間間隔設(shè)置為30 μs.PIV實驗采集頻率為10 Hz, 采樣點為200個.拍攝視場尺寸為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)

僅展示流場中Q>0的部分以排除渦量中剪切層對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均壓力系數(shù)與時均渦量分布, 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)長旋成體頭部開始, 受到人工微擾動的作用, 流動發(fā)生非對稱分離形成前體非對稱渦, 產(chǎn)生局部側(cè)向力[24-27].在前體非對稱渦向下游發(fā)展的過程中, 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面基本呈對稱狀態(tài), 且其渦位比前體非對稱渦更靠近鈍頭細(xì)長旋成體左、右兩側(cè)物面, 使得鈍頭細(xì)長旋成體前體非對稱渦與邊條渦之間的誘導(dǎo)和耦合繞流對鈍頭細(xì)長旋成體物面的非對稱誘導(dǎo)作用減弱, 進(jìn)而導(dǎo)致鈍頭細(xì)長旋成體截面?zhèn)认蛄p小.

在邊條翼所在的3個截面(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, 圖 5(a)中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長旋成體數(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)減幅類正弦曲線式變化.邊條翼后掠角對側(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: 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.對于遠(yuǎn)離邊條翼的下游截面, 后掠角對截面?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截面的時均壓力分布及各測壓點對側(cè)向力的貢獻(xiàn), 其中包括了未安裝邊條翼的鈍頭細(xì)長旋成體數(shù)據(jù)作為參考[28].迎風(fēng)面(θ<90°及θ>270°)流動中, 邊條翼前緣后掠角增大時, 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)生流動分離, 而另外兩種后掠角條件下分離發(fā)生在θ=225°.

在各測壓點對側(cè)向力的貢獻(xiàn)中, 位于θ=0°，180°附近的測壓點對側(cè)向力貢獻(xiàn)接近0, 而對側(cè)向力貢獻(xiàn)較大的位置是θ=90°，270°附近的測壓點.隨著后掠角的增大, 模型左側(cè)受到的吸力逐漸增強而右側(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.

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

圖7 x/D=-1.8截面時均渦量分布

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)出一對邊條渦對稱分布于邊條翼側(cè)緣的背風(fēng)面, 而前體非對稱分離產(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面, 且邊條渦位置基本對稱, 同時邊條渦渦量的最大值有下降趨勢.

圖8 x/D=-1.8截面邊條渦的渦量最大值及對應(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, 對物面流動的誘導(dǎo)作用增強, 由于其自身關(guān)于模型縱向?qū)ΨQ面對稱發(fā)展, 因此誘導(dǎo)物面流動使流動趨于對稱化, 這一規(guī)律可以解釋圖 6在邊條翼開始前的x/D=-1.4截面壓力分布中χ=60°曲線θ=90°附近的吸力增大, 而θ=270°附近的吸力減小, 減弱了流動的非對稱性, 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展示了邊條翼中點位置x/D=-2.2截面的時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, 渦量僅保留渦量分布圖中Q>0的部分.

圖9 x/D=-2.2截面時均壓力系數(shù)

相比于上游截面,x/D=-2.2截面的3條壓力分布曲線重合較好.隨著邊條翼后掠角增大, 本截面迎風(fēng)面各點的壓力均略下降, 說明在此過程中邊條渦的誘導(dǎo)作用增強.從x/D=-2.2截面開始, 前體非對稱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)了非對稱現(xiàn)象; 受邊條渦影響, 前體渦遠(yuǎn)離模型縱向?qū)ΨQ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截面的時均壓力分布及各測壓點對截面?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截面時均渦量分布

圖11 x/D=-2.6截面時均渦量分布

(a)Time-averaged pressure coefficient

圖13 x/D=-3.0截面時均渦量分布

3種邊條翼后掠角條件下, 流動均在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，因此產(chǎn)生的負(fù)壓絕對值更大, 對截面?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稱渦與邊條渦產(chǎn)生耦合流動.隨著邊條翼后掠角增加, 耦合流動的非對稱性增強, 導(dǎo)致截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)增大(見圖 5), 這與邊條翼開始之前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, 對帶有邊條翼的鈍頭細(xì)長旋成體模型進(jìn)行風(fēng)洞實驗研究, 分析了邊條翼的前緣后掠角對鈍頭細(xì)長旋成體大迎角非對稱流動的影響.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身之間距離減小, 而且邊條渦的渦軸線基本平行于邊條翼后掠前緣, 與鈍頭細(xì)長旋成體的機體縱軸夾角減小, 因此不同后掠角的邊條渦對于不同流向位置處的鈍頭細(xì)長旋成體前體非對稱渦系的誘導(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)長旋成體物面且對稱性更好, 因此對前體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用更強, 使得前體物面的壓力分布更加對稱, 截面?zhèn)认蛄p小; 在邊條翼區(qū), 大后掠角邊條翼對前體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用也更強, 使得旋成體物面的壓力分布更加對稱且吸力更大; 在邊條翼下游區(qū), 大后掠角邊條渦渦位遠(yuǎn)離鈍頭細(xì)長旋成體物面, 因此對旋成體非對稱渦系的誘導(dǎo)作用減弱, 使得旋成體物面的壓力分布不對稱性加劇, 截面?zhèn)认蛄ψ兇?

致謝本文受到國家自然科學(xué)基金(11972060, 12002022)、國家自然基金創(chuàng)新群體(11721202)、寧波市自然科學(xué)基金(202003N4177)、非定?？諝鈩恿W(xué)與流動控制工業(yè)和信息化部重點實驗室開放課題(KLUAFC-E-201902)資助.