头部和后体对钝头体侧向力的影响

齐中阳， 王延奎， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

头部和后体对钝头体侧向力的影响

齐中阳， 王延奎*， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象，引起不确定的较大侧向力，进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构，得到确定的侧向力，以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上，模型后体对侧向力影响的存在性问题，在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下，利用实验对周向角为90° 和270°、子午角为10° 的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上，后体对非对称流动的影响不会消失，且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位，但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时，还需要减小模型后体对流场的影响，对其结构和加工质量进行优化，以更好地通过人工扰动主控流场结构。

钝头体； 非对称流动； 主控； 大迎角； 人工扰动

现代战斗机和战术导弹等的高机动性及高敏捷性是通过大迎角飞行实现的，而钝头体作为战术导弹的基本形状之一，大迎角飞行条件下其背风区会出现方向具有随机性的非对称涡结构[1]。对于以钝头体为基本形状的战术导弹而言，这种大迎角绕流的非对称性所诱导出的偏航力矩甚至大于导弹方向舵的控制能力，严重降低导弹的可控性，使其偏离飞行轨道，致使任务失败。针对大迎角非对称问题的研究由来已久，但因为其流动本身复杂多变且其影响因素众多，人们还不能完全认识和掌握这一流动现象的本质和规律，还不能就这一现象进行准确地预测和实施有效的控制和利用。

在众多的研究中，非对称流动的根源问题一直存在着较大的争议。主要存在头部主控非对称流动[2]及模型后体主控非对称流动[3]两种观点。对于后体主控非对称流动的研究主要集中于不同雷诺数下流动在模型表面的分离形式对非对称流动造成的影响[4-8]，其影响的传递形式并不明确。相比较而言，钝头体头部主控非对称流动的研究更加充分[9-13]。

目前大量的风洞试验表明，大迎角绕流对各种模型头部细微的干扰(如流场湍流度、细微几何偏差、表面粗糙度等)非常敏感[14]，其中模型头部的加工偏差、微小细纹等都是非对称流动的主要来源[15]，进一步验证了头部主控钝头旋成体的大迎角非对称流动。邓学蓥等利用头部主控的理论，通过在模型头部施加扰动颗粒，成功得到了确定的非对称流动现象[16]，并且确定了非对称流动结构随扰动颗粒的位置不同呈现出不同的稳态流动形式，即模型的非对称流动完全受到头部扰动颗粒的主控，也进一步印证了头部主控非对称流动理论。此外，还有研究表明头部扰动颗粒的扰动形状对流场结构也有较大的影响[17]，对于在模型头部的同一扰动位置，扰动颗粒大小相同，但当颗粒形状不同时得到的非对称流动结构也不相同。即进一步得到结论，头部的扰动颗粒可以主控非对称流动。但在模型前体主控非对称流动的基础上，关于模型后体对非对称流动的影响，还存在很多问题需要研究，如模型后体是否也对非对称流动存在贡献，是否会影响头部的主控作用，其对于模型头部主控作用的影响又是什么，在钝头体非对称流动中，模型前体和后体的流动耦合关系又是什么等。

为了回答以上问题，本文利用风洞试验的方法，在雷诺数ReD=1.54×105条件下，通过在钝头体头部扰动位置(周向角为90°/270°，子午角为10°)施加直径d=0.6 mm的球形扰动颗粒使其主控流场结构，利用测压实验测量分别分析了迎角为50° 时钝头体模型的前体和后体对非对称流动的影响。

1 试验设备及测量方法

1.1 风洞和钝头体模型

本文试验在北京航空航天大学D4风洞中完成。D4风洞是低湍流度、低噪声、回流式低速风洞，开口试验段为长2.5 m×宽1.5 m×高1.5 m，来流湍流度为0.08%，本文试验设定基于钝头体等直段直径D的雷诺数为ReD=1.54×105。

试验模型如图1(a)所示，为钝头旋成体，其头部为球体的一部分，且其钝度B=80%(钝度=头部圆弧半径/模型后体等直段半径)。为了分别研究钝头旋成体头部与后体的影响，本试验的研究模型有两个：模型1总体长度为X=1 060 mm，后体直径D=66 mm，总长细比X/D=16，其前体和后体为整体，不能产生相对运动；模型2总体长度为X=1 230 mm，后体直径D=100 mm，总长细比X/D=12.3，其头部和后体可以相对转动。此外，因为头部对于模型大迎角的非对称流动具有主控作用，本文定义模型球头部分为前体，锥面和等直段为后体。

图1 模型与人工扰动Fig.1 Model and artificial perturbation

人工扰动位置定义如图1(b)所示，其周向位置用周向角θ表示，定义为从模型尾端向前看，扰动位置到x轴的垂线与z轴负方向的顺时针夹角。扰动轴向位置用子午角γ表示，其定义为扰动位置到钝头球心的连线与x轴负向的夹角。本文计算模型固定扰动位置周向角θ=90°、子午角γ=10°。

1.2 模型安装

模型通过迎角机构安装在风洞的测试段，如图2所示，迎角机构调控迎角范围为0°～70°，本文试验迎角固定在α=50°。

模型1通过一强迫摇滚支杆(图3)与迎角机构相连，通过控制支杆转动改变模型的滚转角。支杆通过PCI-1240控制卡对一个伺服电机进行运动控制实现滚转角改变。强迫摇滚支杆的滚转角控制转动误差在3%以内。模型2通过一个固定支杆与迎角机构相连，其中模型圆头部分可以通过一步进电机控制转动。

图2 模型在风洞中安装示意图Fig.2 Schematic of model setup in wind tunnel

图3 强迫摇滚支杆示意图Fig.3 Schematic of force-to-roll sting support

1.3 压力测量系统和测量方法

测压实验通过模型表面测压孔连接PSI公司生产的ESP测压模块，并通过DTC压力扫描阀传输测压数据到计算机实现。模型1表面设置如图4(a)所示的7个测压截面，每个测压截面等距设置24个测压孔。模型2表面设置如图4(b)所示的9个测压截面，同样每个测压截面等距设置24个测压孔。测压数据处理得到Cp为测压孔压力系数(见式(1))，Cy为测压截面的侧向力系数(见式(2))。

(1)

(2)

图4 模型测压截面布置Fig.4 Arrangement of measuring pressure cross-section on model

2 结果与分析

2.1 侧向力影响因素

对于大迎角下的钝头体而言，在头部施加人工扰动颗粒可以得到确定的非对称背涡结构，即头部扰动颗粒对整个流场起到了主控作用[14]。本文针对这一特点进行讨论，研究在钝头体头部主控的基础上模型后体对侧向力贡献的比重。图5 所示为雷诺数ReD=1.54×105，模型迎角α=50°，直径d=0.6 mm的球形颗粒作为人工扰动粘贴在子午角γ=10° 的条件下，两个模型分别在扰动块周向位置对称(θ=90° 和270°)时，截面侧向力沿轴向的演化。其中模型1为整体绕体轴旋转180°，即模型滚转角改变180°，扰动块与模型的相对位置没有发生改变；模型2为后体保持不动，头部绕体轴旋转180°，即模型头部滚转角改变180°，扰动块相对于模型头部保持不变，相对于模型后体周向位置改变180°。

图5 截面侧向力系数沿体轴的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.5 Distribution of cross-section side force coefficients along body axis (α=50°, ReD=1.54×105)

从图5中可以看出，对于模型1而言，当模型整体滚转角改变180° 时(扰动位置相对于模型纵截面对称)，在头部扰动颗粒主控下截面侧向力沿轴向的演化几乎完全对称；而当模型2仅是模型头部滚转角改变180° 时(扰动位置相对于模型纵截面也对称)，在头部扰动颗粒主控下截面侧向力沿轴向的演化尽管也呈现对称趋势，但其侧向力呈现出下移的趋势(以侧向力最大截面x/D=3为例)。可以发现模型2在试验过程中存在一个负的侧向力，其导致了在头部扰动颗粒主控下截面侧向力沿轴向的演化不能完全对称。所以可以得到结论：钝头体模型的头部对流场结构有主控作用，进而可以控制模型所受到的侧向力，但模型后体也会产生某一方向的侧向力，且该侧向力对整机的侧向力会产生影响。

为了分析钝头体后体对侧向力的贡献比重，选取图5中截面侧向力最大位置(x/D=3)进行分析。图6分别给出了模型1的扰动块随模型整体滚转角改变一周的情况下截面侧向力的变化曲线，以及模型2的扰动块随着模型头部滚转角改变一周的情况下截面侧向力的变化曲线。可以发现x/D=3截面侧向力随滚转角的变化曲线呈现类方波的单周期形式变化，扰动块位于模型两侧较大的跨度时，其侧向力值保持不变，且以扰动块位于模型纵截面上的特殊扰动位置(θ=0° 和180°)为侧向力方向切换点。对于模型1，当扰动块随着模型整体转动时，扰动块位于模型纵截面两侧所产生的侧向力大小几乎相等，而模型2中的扰动位置位于模型纵截面两侧时，其侧向力大小则存在差值。

图6 x/D=3截面侧向力系数随扰动块周向位置的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.6 Distribution of x/D=3 cross-section side force coefficients vs circumferential angle of perturbation (α=50°, ReD=1.54×105)

模型1扰动块随模型整体滚转角一起转动，其所有产生侧向力的因素都随滚转角发生周期性变化，并且这个过程中扰动块发挥主控作用，以至于当扰动块位于模型纵轴两侧时，其侧向力完全对称。下面取典型的对称扰动位置进行分析，此时设扰动位置θ=90° 的x/D=3截面的侧向力大小为-Cym1，则扰动位置θ=270° 的x/D=3截面的侧向力大小为Cym1。模型2扰动块随模型头部滚转一周，其位于模型纵截面左右两边时，侧向力大小存在差值，此时设扰动位置θ=90° 时x/D=3截面的侧向力大小为-Cym2-L，扰动位置θ=270° 的x/D=3截面的侧向力大小为Cym2-R。如图6所示，两个模型相同扰动位置(θ=90° 和270°)时，x/D=3截面的侧向力大小的差值分别设为ΔCyL和ΔCyR，则有

ΔCyL=Cym1-Cym2-L

(3)

ΔCyR=Cym1-Cym2-R

(4)

由图6可知，模型2后体在试验状态下产生的方向为负的侧向力，设其大小为Cym2-D，此外设两个模型因加工情况以及试验条件等造成的固定差异为ΔCym，则ΔCyL和ΔCyR还可以表示为

ΔCyL=ΔCym+Cym2-D

(5)

ΔCyR=ΔCym-Cym2-D

(6)

整理可得

2Cym2-D=Cym2-R-Cym2-L

(7)

根据式(7)可以发现，模型后体对侧向力具有贡献，只有控制模型后体所引起的侧向力在一定范围以内，才能保证钝头体头部发挥更好的主控作用。

2.2 钝头体头部影响

因为模型头部对非对称流动具有主控作用，为了进一步分析其对大迎角下侧向力的贡献，选取刚离开模型头部的下游截面进行讨论，所以图7 和图8分别给出了两个模型在x/D=0.5截面的压力系数Cp分布情况。图中，θs为测压孔周向角，表示测压孔的周向位置。从图中可以看出两条曲线分别在150° 和210° 存在压力降的现象，这是由头部扰动颗粒引起的微涡形成的[17]，其对钝头体大迎角下的非对称流场起到了主控作用。同时对于两个模型而言，在相对于模型纵截面对称的两个扰动位置下所产生的截面侧向压力分布几乎完全对称，主要是因为两个模型扰动块都与模型头部整体发生滚转角改变，且截面位置的影响还没有发挥作用。

图9为扰动位置θ=90°时，两个模型截面x/D=0.5的压力系数分布对比。从图中可以看出两个模型的分离点都在θs=115° 和270°，分离方式在θs=115° 位置不相同，而在θs=270° 位置相同。此外，因为扰动块相对于模型头部的位置相同，所以在模型背涡区域其引起的微涡位置也相同，都在θs=195°。图中还可以发现在背涡区域，其压力系数值不同，这主要取决于模型尺寸的差异及表面加工误差。

图7 模型1对称扰动位置x/D=0.5截面压力系数分布对比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.7 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

图8 模型2对称扰动位置x/D=0.5截面压力系数分布对比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.8 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

图9 两个模型x/D=0.5截面压力系数分布对比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.9 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section between two models (α=50°, ReD=1.54×105)

2.3 钝头体后体影响

以图5中侧向力最大截面x/D=3为例分析后体对整机侧向力的影响，如图10所示，模型1中扰动块位置根据模型滚转角的改变而改变的情况，保证了模型头部和后体整体的位置切换，所以当扰动块位置相对于模型纵截面对称时，其头部引起的侧向力和模型后体引起的侧向力方向均发生转变，且大小相等。反映到图中可以发现无论吸力峰的位置，还是分离点的位置和形式都相对于纵截面具有对称性。

图10 模型1对称扰动位置x/D=3截面压力系数分布对比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.10 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

图11所示为模型2中扰动位置相对于模型纵截面对称的情况下x/D=3截面的压力分布对比，模型2扰动位置随头部滚转角改变，且模型后体一直保持不变。从图中可以发现两种状态下的压力分布曲线变化趋势对称，主要是由于头部的主控作用。但模型1在θs=90° 和模型2在θs=270° 时尽管分离方式相同，但呈现了不同的压力值，且两条曲线在背涡区域的吸力峰也完全不同。图8所示两个扰动位置的模型头部诱导的x/D=0.5截面的压力分布是对称的，而随着流动沿轴向向后发展到x/D=3出现明显的非对称性，其主要为模型后体的影响。可以推测出头部扰动产生的非对称涡主控了整个流场，模型后体在大迎角下会发生周向流动并进入背涡流场，而周向流动会受到模型后体因为加工等原因造成的微小非对称的影响，最终影响整个流场结构。只有模型头部转动时，后体的微小非对称呈现一个固定形式影响着非对称流动，其会因为前体非对称的变化呈现不同的影响比重，所以得到的压力分布如图11所示；当模型整体转动时，整体的微小非对称呈现一个固定形式对非对称流动产生影响，且整体随着模型的滚转角变化而变化，所以得到压力分布如图10所示。因此在通过钝头体头部施加扰动得到确定流场结构的同时，模型后体也需要通过提高加工质量等方法降低其影响。

图11 模型2对称扰动位置x/D=3截面压力系数分布对比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.11 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

3 结 论

1) 钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上，后体对非对称流动也具有影响，并且为影响头部扰动主控作用的重要因素。

2) 试验模型的后体会诱导出一部分侧向力，主要原因是因为其表面的加工误差。通过提高模型后体表面的加工精度，可以降低模型后体诱导的侧向力在整体侧向力中的比重，进而提升模型头部对侧向力的主控地位。

通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时，还需要减小模型后体对流场的影响，如提高后体表面的加工质量，改变扰动块的参数以增大扰动的主控影响等，以更好地通过人工扰动主控流场结构。

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(责任编辑： 李明敏)

*Corresponding author. E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

Effects of nose and afterbody of blunt body on side force

QI Zhongyang, WANG Yankui*, WANG Lei, SHA Yongxiang

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The random asymmetric flow over its blunt-nose body is generated when it flies at high angles of attack, thus resulting in unexpected side-forces, which leads to the trajectory deviation. The pattern of asymmetric flow and its corresponding side-force are determined by attaching an artificial perturbation on the nose of the blunt-nose body at high angle of attack, which is helpful to improve the flight characteristics and maneuverability of blunt-nose body. Based on the major control effect of the artificial perturbation on the asymmetric flow, the effect of the afterbody of the model is discussed in this paper. Experimental tests are conducted to investigate influence factor of side force at high angle of attack 50° andReD=1.54×105, with the perturbation locations of circumferential angles 90°/270° and meridian angle 10°. It is found that the effect of afterbody is still existent as an important effect factor, which effects the major control of the nose of the model to the asymmetric flow. Though the status of the main control from perturbation cannot be changed by the afterbody, the accuracy of control of perturbation on the nose is decreased. Therefore, the processing quality of afterbody should be enhanced to intensify the major effect of artificial perturbation on the asymmetric flow over the blunt-nose body.

blunt body; asymmetric flow; main control; high angle of attack; artificial perturbation

2017-01-10； Revised： 2017-02-21； Accepted： 2017-03-28； Published online： 2017-04-01 13:41

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

s： National Natural Science Foundation of China (11472028); China Aerospace Science and Technology Corporation Innovation Fund (CASC01); Equipment Pre-research Fund 2015

V221.3

A

1000-6893(2017)09-121117-08

2017-01-10； 退修日期： 2017-02-21； 录用日期： 2017-03-28； 网络出版时间： 2017-04-01 13:41

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

国家自然科学基金(11472028)； 中国航天科技集团公司航天科技创新基金(CASC01)； 2015装备预研基金

*通讯作者.E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

齐中阳， 王延奎， 王磊， 等. 头部和后体对钝头体侧向力的影响[J]. 航空学报， 2017， 38(9)： 121117. QI Z Y, WANG Y K, WANG L, et al. Effects of nose and afterbody of blunt body on side force[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 121117.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121117