乘波体构型气动性能与实用性研究

张甲奇, 郑浩, 井立, 张泽宇

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

乘波体构型气动性能与实用性研究

张甲奇1, 郑浩1, 井立1, 张泽宇2

(1.中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089;2.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

为了进一步研究乘波体的气动性能和实用性,探究其在飞行器设计中的应用价值,针对影响乘波体气动性能的外形几何参数、非设计状态、前缘钝化半径等参数进行了数值计算和分析,并对乘波体外形进行了优化改进。研究结果表明:乘波体的前缘曲线决定了其外形参数和气动性能,而前缘曲线受自由流面影响;非设计状态下,乘波体依然具有较理想的升阻比;前缘钝化处理使得乘波体下表面高压气流上泄到上表面,降低了乘波体的升阻比;外形优化使乘波体的实用性得到显著提高,并保持较高的升阻比;乘波体构型具有应用于高超声速飞行器前体外形设计的优势和潜力。

乘波体; 升阻比; 前缘钝化; 容积效率

0 引言

乘波体因其在高超声速下具有更高的升阻比,成为飞行器前体设计的首选构型[1]。国内外学者已进行了大量的乘波体理论研究,美国等发达国家已开展了乘波体飞行器的相关飞行验证。研究结果均表明乘波体具有非常优良的气动性能,但同时也存在外形实用性差的缺点。

本文在对乘波体气动性能研究的基础上,结合其外形特点,对其外形进行合理优化,使得乘波体实用性显著提高,并维持较高的升阻比。

1 乘波体的设计原理和方法

1.1 设计原理

乘波体是一种前缘具有附体激波的超声速或高超声速构型,附着于乘波体前缘的激波可防止下表面的高压气流横向“泄露”到上表面;因此,设计状态下乘波体的上下表面能够维持很高的压差,产生很大的升阻比。通常根据生成方法,乘波体可以分为锥导乘波体[2]、吻切锥乘波体[3-4]及椭圆锥乘波体[5]等,其中锥导乘波体气动性能最好,研究也最为广泛。锥导乘波体的生成原理相对简单,确定设计马赫数和激波角后,由理论公式求解出锥导流场,得出激波面和激波面内的流场信息;然后,依据给定的自由流面与激波面相交确定出乘波体的前缘曲线;最后,由曲线上各点在圆锥流场形成的流线组成乘波体的下表面,同时经过曲线上各点的自由流线(平行自由来流的虚拟流线)形成乘波体的上表面。乘波体的生成原理如图1所示。图中:δ为半锥角;β为激波角。

图1 锥导乘波体生成原理示意图Fig.1 Principle of the cone-derived waverider design

1.2 圆锥流场的求解

圆锥流场求解需要确定来流马赫数和激波角,可利用Taylor-Maccoll方程[6]求解。考虑到锥导流场的轴对称特性,Taylor-Maccoll方程在任意过激波锥母线的平面内可简化为:

(1)

式中:c为当地声速;Vr和Vθ为流场任意一点的速度沿引自圆锥顶点的射线方向的分量和垂直分量。

对方程式(1)采用4阶Runge-Kutta法数值求解,可得到高精度的锥导流场信息。

1.3 下表面的求解

流线任意一点的切线,即为该点速度方向,在直角坐标系中,流线方程为:

(2)

(3)

同时,将式(3)转换到极坐标系下,可得圆锥流场的流线方程为:

(4)

由式(4)即可确定乘波体下表面的流线方程。

1.4 上表面的求解

乘波体上表面通常设计为平行于来流的自由面,这样设计确保乘波体具有高升阻比的同时也具有较理想的几何特性。此外,上表面也可根据实际需要设计成带有一定膨胀率或压缩率的曲面,来进一步提高乘波体升阻比或容积效率。

2 模型网格及数值计算

本文乘波体的基本流场由Ma=6和β=12°的圆锥形成。由文献[7]可知,此时得到的乘波体在设计状态下的升阻比最大,其设计状态为Ma=6,迎角α=0°。气动性能的数值计算采用Euler 方程,计算域设置为15×20×20×L(L为乘波体总长度),网格总量为330万,第一层网格距物面10-4d。乘波体三维图如图2所示,计算网格如图3所示。

图2 乘波体三维图Fig.2 3-D diagram of the waverider

图3 乘波体三维结构计算网格Fig.3 CFD calculation grid of the designed waverider

3 乘波体气动性能分析

3.1 前缘曲线对乘波体的影响

乘波体独特的外形特点决定了其在高马赫数下具有优良的气动性能。在给定的设计状态下,乘波体外形由前缘曲线决定,而前缘曲线通常由自由流面与基本流场的激波面相交形成。本文依据自由流面方程[8-10]生成4种乘波体外形,其外形尺寸如表1所示,尾部出口截面如图4所示。

表1 乘波体外形尺寸

图4 乘波体尾部截面Fig.4 Exit plane of waverider for leading edge curves

对比表1可以看出,乘波体具有相对厚度小、容积效率低、外形实用性差等不足。由图4可以看出,在基本流场给定的条件下,乘波体外形主要由自由流面形状决定,不同的自由流面与激波面相交形成不同前缘曲线,进而生成不同的乘波体外形。

在Ma=6,α=0°设计状态下,4种乘波体的升阻比依次为5.63,5.72,5.80和4.60,可见乘波体在设计状态下具有很高的升阻比。M3的压力云图如图5所示。

图5 M3压力云图Fig.5 Pressure contour of the M3

由图5可以看出,乘波体下表面为波后的高压区,上表面与自由来流静压相同。在尾部出口,激波完全附着于前缘曲线,使上下表面压力交换完全被前缘阻挡,下表面高压气流不能够横向上泄到上表面;因此，乘波体上下表面能够维持很大的压差,产生很高的升力。此外,乘波体形成的激波截面形状近似为圆形,符合圆锥流场激波截面形状要求。

3.2 非设计状态下的气动性能

通常,乘波体是由已知基本流场反设计得到的,具有确定的设计状态。然而,飞行器实际飞行状态是复杂多变的,迎角、速度和高度等均会不断地改变。因此,研究乘波体非设计状态下的气动性能,在实际应用中具有十分重要的意义。

图6为非设计迎角下的升阻比。

由图6可以看出：在2°迎角附近时,乘波体升阻比达到最大值;随着迎角的进一步增加,升阻比开始下降。图7为非设计马赫数下的升阻比。可以看出,升阻比随马赫数的增加而快速增大。

图7 非设计马赫数下的升阻比曲线(α=0°)Fig.7 Curve of L/D at off-design Ma(α=0°)

图8为非设计状态下的尾部截面等压线分布图。可以看出,Ma=4时,乘波体形成的激波角较大,激波距离前缘较远,不能附着于前缘,引起上下表面压力交换更强,下表面高压上泄,降低了上下表面压差。由非设计状态下Ma=8与设计状态Ma=6时的等压线分布对比可以看出,高于设计马赫数时形成的激波角更小,虽然没有形成较远的脱体激波,但激波位置却偏移到乘波体下表面,激波面更加扁平,激波更强,波阻更大,激波形状已经不再是圆锥流场的圆弧形。

图8 非设计马赫数下尾部截面的等压线分布(α=0°)Fig.8 Pressure contours for the exit plane at off-design Ma(α=0°)

3.3 前缘钝化半径对气动性能的影响

乘波体前缘曲线是其外形设计的关键,对气动性能有着重要影响。理论设计的乘波体前缘应是激波面上的一条曲线,来流激波附着于曲线上,阻挡上下表面压力交换。然而,高超声速飞行器前缘都需要进行钝化处理,以提高其耐热性和强度。因此,乘波体应用于高超声速飞行器外形设计,需要探究前缘钝化半径对其气动性能的影响。

通常,前缘钝化处理有两种方式,一是根据钝化半径RN,对前缘上下表面进行修形;二是下表面前缘不变,整体上移上表面直到满足钝化半径[11-12]。本文采用第一种方式对乘波体前缘进行钝化处理。设计状态下,不同钝化半径的升阻比如表2所示,尾部压力云图如图9所示。

表2 不同前缘钝化半径下的升阻比(RN=R/h)

图9 不同RN下乘波体尾部截面的压力云图Fig.9 Pressure contours in the exit plane for different RN

由表2可以看出,随着前缘钝化半径的增大,乘波体在设计状态下的升阻比降低。前缘半径在(1/100)h以内,升阻比降低量小于6%。由图9进一步看出,前缘钝化处理导致激波不再完全附着于前缘曲线,使得下表面高压气流横向泄漏到上表面,且钝化半径越大,下表面高压气流上泄越严重。

4 乘波前体构型研究

由前文可以看出,乘波体在高超声速条件下具有优良的气动特性,升阻比明显大于常规构型。然而,外形固有的整体扁平、前缘尖锐、侧边弯度大、相对厚度以及容积效率低等实用性差的不足,导致乘波体难以直接用来构造高超声速飞行器前体。为此,结合上述研究结果,对M1乘波体进行外形优化,以提高其外形实用性,探究乘波体应用于高超声速飞行器前体外形设计的可行性[13-14]。

为了最小程度地降低外形改进对乘波体固有特征的改变,并最大程度地提高外形实用性,本文对M1乘波体的外形优化主要有:前缘钝化处理R=(1/1000)h,头部1/3部分保持原始外形不变,侧边改进以降低弯度，增大相对厚度和容积效率。改进后的W1乘波前体构型如图10所示,侧缘修型部分占总长度1/3;外形尺寸如表3所示。

图10 W1乘波前体构型Fig.10 W1 waverider forebody

乘波体相对长度相对厚度容积效率M11.9000.1740.019W13.3700.3570.045

由图10和表3可以看出,外形优化后的W1前缘尖锐问题得以解决,侧边更为光顺、平整,结构上更易实现;相对厚度和容积效率均提高2倍多,实用性得到了显著提高。改进前后两种构型的升阻比如图11所示。可以看出,相比于改进前的M1乘波体,W1的升阻比只降低了8%,升阻比随迎角的变化趋势与M1一致。

图11 M1和W1乘波前体构型升阻比曲线(Ma=6)Fig.11 Curves of L/D for M1 and W1 (Ma=6)

5 结论

本文采用数值计算方法对影响乘波体气动性能的外形参数、非设计状态、前缘钝化半径等进行了全面研究,并结合数值结果对乘波体的外形进行合理优化,得到以下结论:

(1)乘波体外形主要由前缘曲线或由自由流面决定。相对厚度、容积效率对乘波体的升阻特性影响最大,相对厚度越大、容积效率越高，升阻比越小。

(2)设计状态下,来流激波完全附着于前缘曲线,使得上下表面压力完全被阻挡,维持很高的压差,因此具有较大的升阻比。非设计状态下,乘波体依然具有很高的升阻比,激波不再完全附着于前缘曲线;下表面高压气流部分上泄,导致乘波体升阻比降低,升阻比随迎角的增大先增加后减小,减小趋势较为平缓;随着马赫数的增大,升阻比快速增大。

(3)乘波体前缘钝化处理会导致升阻比的降低,钝化半径越大,下表面高压气流上泄越严重,升阻比的损失越大。选择合理的钝化半径,钝化处理对乘波体的升阻比影响轻微。

(4)采用合适的外形优化方法,能够明显改善乘波体外形,相对厚度和容积效率进一步增大,实用性显著提高;升阻比不会明显变差,减小量合理、可接受。

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(编辑：李怡)

Aerodynamic performance and practicability research on waverider configuration

ZHANG Jia-qi1, ZHENG Hao1, JING Li1, ZHANG Ze-yu2

(1.Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China;2.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

To further study the aerodynamic performance and practicability of the waverider, explor the value of use for hypersonic vehicle designs, numerial calculation and analysis for parameters such as the geometric shape, off-design conditions, and leading-edges bluntness radius were proceeded, which influence the aerodynamic characteristics of the waverider, and the shape was optimized. The analysis results show that leading edge curve of the waverider determine its shape parameters and aerodynamic performance, while it was influenced by freestream top surface. The aerodynamic properties at off-design conditions are satisfying in life-drag ratio(L/D). Leading-edges bluntness results in flow spillage from the higher-pressure lower-body surface to the lower-pressure upper-body surface and causes a reduction onL/D. Waverider has greatly advantages and potential for hypersonic vehicle forebody designs.

waverider; life-drag ratio; leading-edges bluntness; volumetric efficiencies

2016-05-04;

2016-09-05;

时间:2016-11-10 09:10

张甲奇(1989-)，男，陕西渭南人，助理工程师，硕士，研究方向为无人机与模型自由飞试验研究。

V211

A

1002-0853(2017)01-0080-04