高超声速风洞多体干扰与分离试验技术

吴继飞,王元靖,罗新福,钱丰学

(1.空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000)

0 引 言

在现代飞机和武器设计中,航空航天器的多体安全分离一直是人们关注的重要问题[1-4]。这些多体包括机载武器、副油箱、保护头罩等等,由于外挂物处于载机复杂干扰流场中,在分离过程中如果出现意外,往往容易导致外挂物与载机发生碰撞,严重危及载机和飞行人员的安全。多体干扰与分离涉及到流动分离、激波/旋涡干扰、激波/激波干扰等复杂流动现象,因此,利用CFD对该问题进行模拟存在较大困难。为了准确获得多体干扰与分离的气动力数据,必须依靠风洞试验进行研究。

气动中心高速所于2008年针对某典型构型航天飞行器的多体干扰与分离在FL-31高超声速风洞中进行了相关研究,在该风洞中发展了相应的试验技术,并进行了试验验证。研究结果表明,该系统设计合理,达到了预期目标。

1 研究模型及风洞

研究模型由再入体模型与助推器模型组成,再入体模型由头部、后段、尾翼组成,全长342.55mm,翼展192.73mm。助推器模型为钝头旋成体,等直段直径37.27mm,模型总长为190.37mm。模型示意图如图1。

试验名义马赫数为7,再入体迎角为0°,助推器迎角为0°、-2°、2°,助推器模型相对再入体模型向前运动(逆来流方向),直至基本脱离再入体模型的头部激波对其的干扰。

图1 试验模型示意图Fig.1 Sechematic of test models

在气动中心高速所的FL-31高超声速风洞中进行研究,该风洞是中国设计建造的第一座暂冲、下吹、引射式高超声速风洞。风洞出口直径 Φ 0.5m,试验段为半开口自由射流式,在上下驻室内分别设有模型支撑机构,均可快速插入试验段。试验名义马赫数范围为5～12。

2 关键技术及解决措施

在高超声速风洞中建立多体干扰与分离试验技术成功与否取决于两个关键因素：(1)能否对多体间的分离进行准确模拟;(2)能否对多体分离时的干扰特性进行精确测量。

为在FL-31风洞实现对多体分离的模拟,经过反复研究,制定了以下总体方案。试验方案结构示意图如图2所示。

图2 试验方案结构示意图Fig.2 Sechematic of test system

(2)某些条件下,下机构为了满足助推器模型分离行程要求,需将其提升至喷管轴线附近,因此再入体模型也应相应向上提升一定的高度,使再入体模型纵轴在风洞轴线上方;

(3)采用水冷天平对再入体模型的气动力进行测量,并使模型的安装位置处于风洞光学观察窗可见范围之内;

(4)由于助推器模型尺寸以及所受载荷都比较小,因此需研制加工中温、小载荷天平,必须充分考虑其热防护问题;

(5)为实现助推器模型迎角变化并减小尾支杆对分离特性的干扰,设计加工带有一定角度的拐臂支架;

(6)利用风洞纹影系统观测并记录再入体模型与助推器模型分离过程中的激波干扰情况。

通过上述方案实现多体干扰与分离在FL-31风洞中的准确模拟和精确测量。

3 试验系统设计

为实现再入体模型从风洞试验段流场中心线上移且保证其处于风洞流场均匀区的目的,设计并加工了与风洞上投放机构相连接的支架替换原有支架;采用尾支撑安装方式,模型反装,利用5N6-22C型号水冷天平测量再入体模型的气动力;为保证安全并节省试验时间,再入体模型采用非投放方式进行试验。该天平图片如3所示。

其中mk代表了第k个采样的芯片，M是采样的总和，其基数是仿真中采样的数量.在上述模型中，缓冲器延迟下限ri是变量，并由解算器决定.约束式(12)要求延迟范围包括0在内.在每一次解决完优化问题式(7)～(12)以后，我们标记第mk采样的缓冲器调整数目是nk.

图3 5N6-22C天平Fig.3 Photo of 5N6-22Cbalance

采用上述方式对再入体模型完成安装以后,模型中心线在风洞中心线上方90mm,模型头部距离风洞喷管出口61mm,通过风洞侧壁的光学观察窗基本上能观测到整个模型。

助推器模型安装在风洞5自由度下投放机构上。针对助推器模型所受载荷小、尺寸小、无法对天平实现水冷的特点,研制了5N6-14B小量程中温天平;在热防护方面,设计并加工了隔热套对天平进行隔热保护,隔热套材料为耐高温玻璃纤维。天平如图4所示。

为了减小分离过程中助推器模型尾支撑的干扰影响,设计并加工了助推器模型专用拐臂支架,如图5所示。

图4 5N6-14B天平Fig.4 Photo of 5N6-14B balance

图5 助推器模型支架Fig.5 Bracket of booster model

拐臂支架的A-A截面为危险截面,根据细长旋成体理论对助推器模型的气动载荷进行了估算,并以此对A-A截面进行了强度计算,计算结果表明上述载荷在该截面产生的应力远远小于材料(35CrMnSiA)的许用应力,而且拐臂的弹性变形很小,完全满足试验要求。为了减弱天平支杆对天平元件的传热,对天平支杆也进行了热防护,具体做法是在天平支杆上喷涂耐高温漆并包裹耐高温材料。

多体干扰与分离特性与其相对位置密切相关,在该系统中,以风洞喷口中心为参照确定模型位置及姿态,并通过风洞下投放机构的运动实现模型间相对位置的变化。先通过地面联调确定模型间的初始位置,并模拟两者的相对运动过程,之后再进行风洞试验。

研究共进行了4种不同状态下分离试验：①再入体模型迎角(α1)、助推器模型迎角(α2)均为 0°,先确定再入体模型的位置,其头部距离风洞喷口61mm,其轴线与风洞轴线重合,之后,确定助推器模型位置,通过下机构运动使其头部与风洞喷口之间的距离为158.1mm,模型轴线在风洞轴线下方54.6mm处,分离时,助推器模型逆气流方向运动,步长为8mm,网格点数30个;②试验模型迎角均为0°不变,通过更换上投放机构的连接支架,使再入体模型上移90mm,其余条件不变,通过下机构运动调整助推器模型的初始位置,使其轴线处于风洞轴线下方1.82mm处,其头部距离喷管出口158.1mm,分离步长调整为6mm,网格点数不变;③/④状态模型初始位置定义如下：在状态②初始位置的基础上,通过下机构的运动改变助推器模型的迎角,迎角调整为2°/-2°(由于模型反装,因此规定迎角向下为正,向上为负),之后根据助推器模型质心与下机构旋心之间的距离以及迎角对模型位置进行适当调整,使模型质心位置与0°迎角时相同,模型运动方式与状态②相同。

4 地面校准

再入体模型所用的5N6-22C天平静校结果如表1,其中X、Y、Z分别表示天平轴向力、法向力、侧向力,Mx、My、Mz分别表示天平滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩。

表1 5N6-22C天平静校结果Table 1 Static calibration results of 5N6-22Cbalance

助推器模型所用的5N6-14B天平静校结果如表2。

表2 5N6-14B天平静校结果Table 2 Static calibration results of 5N6-14B balance

静校结果表明天平指标满足相关技术指标要求。

采用风洞下投放机构实现助推器模型的运动,对该机构投放方向(Y轴方向)以及模拟助推器模型分离方向(X方向)进行了静态调试与测量,定义机构收缩状态下Y=0,模型处于初始分离状态下X=0,调试结果如表3。

根据调试结果计算下机构的定位标准差如下：Δ|Y=70=0.035mm,Δ|X=80=0.033mm, Δ|X=160=0.032mm。表明风洞下机构的定位精确满足多体分离试验要求。

表3 下机构定位精度调试结果(单位 ：mm)Table 3 Static debugging results of down installing system(unit：mm)

5 风洞试验验证

对不同状态下的模型进行分离干扰试验,试验获得的曲线如图6所示。

助推器模型采用的是中温天平,必须考核其热防护效果,考察天平吹风前后的初末读数并进行计算,其回零误差在天平1σ误差范围之内,表明天平工作正常,热防护措施有效。

图6中的曲线表明再入体和助推器之间的相互气动干扰在法向间距Y为54.6mm时随X的变化较为剧烈,对各自的俯仰力矩系数影响也比较大,当法向间距Y增大为91.8mm后,其相互气动干扰随X的变化相对平缓。曲线同时表明该试验系统准确测量了多体间的干扰情况,系统工作正常,试验结果真实 、可信 。

图7为典型分离位置时模型间激波干扰的纹影图像,其中M=7,基于助推器模型最大直径的雷诺数为6×105。图中表明,模型间的激波干扰清晰可见,风洞纹影系统能够满足试验要求。

图6 模型间的气动干扰特性Fig.6 Interference characteristics between test models

图7 典型状态下的纹影照片Fig.7 Schlieren of typical test condition

6 结 论

通过该项研究,在FL-31风洞中建立了多体干扰与分离试验技术。整套试验系统设计合理,能准确模拟物体间的分离过程,并能精确测量多体干扰的气动力特性,风洞纹影系统能记录多体间的激波干扰情况。

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