前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响

张栋, 唐硕

(西北工业大学 航天飞行动力学技术重点实验室, 陕西 西安 710072)

前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响

张栋, 唐硕

(西北工业大学 航天飞行动力学技术重点实验室, 陕西 西安 710072)

为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。

一体化设计; 前缘钝化; 激波膨胀波; 耦合模型

0 引言

乘波构型具有高的升阻比特性,是吸气式高超声速飞行器(以下简称高超声速飞行器)的理想构型。然而,基于圆锥的锥形激波生成的三维乘波体飞行器具有尖锐前缘,在高超声速飞行时,自由来流会对飞行器的前缘产生严重的烧蚀[1],因此飞行器前缘需要钝化处理。高超声速飞行器乘波体机身/超燃冲压发动机一体化设计,使得外形-气动-推进系统相互耦合,前缘钝化虽解决了气动热问题,但外形的改变会对气动性能产生影响,怎样解决这一矛盾是一个非常重要的问题。因此,有必要开展钝化对气动性能影响方面的研究,这对高超声速飞行器一体化设计具有重要的现实意义。

随着对乘波构型飞行器的深入研究,国内外研究人员开展了一系列钝化对乘波构型性能影响研究。Travis等[2]采用CFD方法对前缘钝化的乘波构型飞行器进行了研究。周忠平[3]通过CFD仿真计算,研究了钝化对高超声速进气道性能的影响,总结了高超声速二元进气道性能与钝化半径的关系。张玉祥等[4]研究了钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响,研究表明随着钝化半径的增大,升阻比下降幅度增大。

本文分析了前缘钝化后激波形状的变化,并且研究了钝化后飞行器前缘上下表面壁面压强的变化规律,基于此研究了前缘钝化对高超声速飞行器气动性能的影响。研究结论对机体/超燃冲压发动机一体化构型的高超声速飞行器总体分析与设计具有重要的现实意义。

1 钝化后气流流动特性分析

1.1 激波站立位置及形状

前缘钝化会改变前缘的激波形状和压力分布,Billig[5]给出了钝化后前缘激波形状的计算式:

(1)

式中:x,y为激波形状笛卡尔坐标,坐标原点为钝化圆心;R为钝化半径;Δ为激波站立距离;θ为当地激波角;Rc为激波前缘点的曲率半径。Δ,Rc的估算不但与钝化半径有关,还与钝化形状有关。

Anderson[6]从大量试验数据中得到激波站立距离及前缘点的曲率半径的经验公式,即圆柱体钝化的楔形面:

(2)

式中:Ma∞为来流马赫数。

1.2 激波形状变化规律

本文采用切割钝化法[7],钝化后的高超声速飞行器二维构型如图1所示。图中只给出了钝化后上表面的激波形状,前体下表面第一级压缩楔面的激波形状可以类似得到。

图1 前缘钝化后高超声速飞行器二维构型Fig.1 Two-dimensional hypersonic vehicle configuration after bluntness of leading edge

高超声速飞行器的典型特点是机体/超燃冲压发动机一体化设计,导致外形-气动-推进相互耦合。前缘钝化后外形的改变,会引起飞行器周围激波结构的变化,进而影响整个飞行器外部流场,因此,其气动特性会发生明显变化。表1给出了高超声速飞行器机体/推进一体化构型的参数定义。

表1 机体/推进一体化构型参数定义Table 1 Definition of airframe/propulsion integrated configuration parameters

图2、图3分别给出了前缘钝化后飞行器上、下表面激波形状的变化规律。

图2 钝化后表面激波形状随迎角的变化规律Fig.2 Shock wave shapes of the surface after bluntness at different AOA

图3 表面激波形状随钝化半径的变化规律Fig.3 Shock wave shapes of the surface at different blunt radius

由图2、图3可以看出,由于前缘钝化后飞行器头部为半圆弧形,激波形状随着迎角的改变变化不大。随着马赫数的增大,激波形状的变化不明显,激波站立距离基本相等,而激波形状对钝化半径的变化非常敏感。因此,研究钝化及钝化半径对气动性能的影响非常重要。

2 钝化对气动特性影响分析

为了研究钝化对乘波构型的高超声速飞行器气动性能的影响,对图1所示的钝化模型气动力进行计算与分析。

根据式(1)和式(2)计算激波角β:

(3)

(4)

根据激波理论,激波后压强计算公式为:

(5)

式中:p∞为来流静压;γ为比热比。

对于图1所示的钝化模型,由于A′B′,B′C′及C′后的激波形状、激波角及飞行器表面外法线单位向量都不同,导致压强的计算表达式不一样,因此需要分别计算,然后进行叠加。

A′B′圆弧段飞行器表面气动力为:

(6)

B′C′弓形激波持续影响段飞行器表面气动力的计算:B′C′区表面斜率为tanτu,假设其上的一点坐标为(a,b),则B′C′区的外法线方程为:

y=(x+a)cotτu+b

(7)

外法线与激波形状的交点为:

(8)

设飞行器表面A′B′与B′C′的交点为(a1,b1),则B′C′表面上点的坐标为:

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′表面气动力:

(11)

C′后飞行器表面气动力的计算:压强、激波角及表面外法线方向单位向量都为常值,其积分计算过程比较简单,与钝化前的计算方法一致。

上表面当地激波角θ的计算式为:

(12)

式中:δu为钝化前上表面气流偏转角,其表达式为δu=-α+τu。

根据激波膨胀波理论,可以求得激波后上表面压强:

(13)

同样,根据上面的计算过程可以求得钝化后前体下表面气动力。飞行器其他部件的气动力计算方法与钝化前的一致,详细计算过程见文献[8]。

3 仿真计算与分析

本文仿真计算模型为某高超声速飞行器经过优化后的模型(见图1)。前体下表面压缩角为(3.547°,1.872°,2.985°,4.523°),飞行器上表面扩张角τu=3°;自由来流条件为:Ma∞=6,飞行高度H=27.8 km,迎角α=0°,γ=1.4。

3.1 钝化方法的对比验证

吸气式高超声速飞行器前缘钝化后,激波形状及其站立距离的变化导致气动特性变化。因此准确计算激波形状与站立距离是分析飞行器气动特性的重要前提。本文采用的激波形状与站立距离计算方法是通过实验得到的经验公式,文献[1,5]分别通过实验分析与CFD计算验证了这个经验公式的准确性,保证了本文钝化分析方法合理可行。

3.2 钝化后飞行器表面压强分布规律

图4～图6分别给出了前缘钝化后,飞行器上表面压力分布随钝化半径、马赫数以及迎角的变化规律。

图4 钝化后上表面压强随钝化半径的变化规律Fig.4 Pressure on the upper surface at different blunt radius

图5 钝化后上表面压强随马赫数的变化规律Fig.5 Pressure on the upper surface after bluntness at different Mach number

图6 钝化后上表面压强随迎角的变化规律Fig.6 Pressure on the upper surface after bluntness at different AOA

由图4～图6可以看出,随着钝化半径的增大,前缘头部受到的压强增大,而前缘钝化后飞行器表面受到的压强随着钝化半径的增大而减少,钝化半径越大其激波形状变化越明显,弓形激波持续影响段会越长(即B′C′越长)。前缘钝化后飞行器表面压强随着马赫数的增大而增大,并且其变化趋势一致;同样可以看到,飞行器表面压强随着迎角的增大而增大,并且变化趋势一致。

3.3 钝化对气动性能的影响分析

为了研究钝化对气动性能的影响,分别就未钝化和钝化半径为5 mm,7 mm,9 mm和10 mm五种情况下的飞行器上表面及前体下表面气动力进行计算,飞行器其他部件钝化前后的气动力计算结果一致,因此不存在影响。计算结果如表2所示。

表2 前缘钝化对气动性能的影响分析Table 2 Influence of leading edge bluntness on aerodynamic performance

从表2可以看出,前缘钝化后飞行器的总升力、总阻力相应增大,但阻力的增幅较大,在钝化半径为10 mm时,升阻比比钝化前下降了11.5%。通过比较四种钝化半径下飞行器上表面、前体下表面及飞行器总升力和阻力的变化,可以看出,随着钝化半径的增大,升力和阻力都增加,但是阻力的增幅较快,从而导致升阻比下降,钝化半径5 mm,7 mm和9 mm时的升阻比相对钝化前分别下降了5.93%,6.38%和9.08%。升阻比的下降导致飞行器性能下降,使得乘波体构型高升阻比的优势不明显。

4 结论

针对前缘钝化对高超声速飞行器气动性能的影响开展了初步研究,得到以下结论:

(1)前缘钝化后改变了激波系结构,由钝化前的斜激波变成了正激波,而且激波位置也发生了变化。激波形状及其位置的改变,使得流场参数发生变化,飞行器表面压力等流场参数分布不均。

(2)前缘钝化后,飞行器总升力、总阻力都增加,但阻力增加得更快,从而导致升阻比下降。随着钝化半径的增加,飞行器的升力和阻力都有所增加,但升阻比有所下降,且下降幅度随钝化半径的增大而增大。因此当对乘波构型的高超声速飞行器进行前缘钝化时,应选择适当的钝化半径,在气动热与气动性能之间进行平衡,达到飞行器整体性能最优。

[1] 刘济民,侯志强,宋贵宝,等.乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究[J].宇航学报,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.钝化对高超声速进气道性能的影响[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[4] 张玉祥,徐金标,王厚庆.钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响[J].弹箭与制导学报,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] 车竞.高超声速飞行器乘波布局优化设计研究[D].西安:西北工业大学,2006.

(编辑：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;

时间:2014-11-04 08:27

航天支撑技术基金资助(2013-HT-XGD-014)；中央高校基本科研业务费专项资金资助(3102014KYJD008)

张栋(1986-)，男，宁夏青铜峡人，讲师，博士，研究方向为高超声速飞行器动力学建模。

V211.5

A

1002-0853(2015)01-0021-05