带减阻杆高超声速飞行器外形气动特性研究

姜 维，杨云军，陈河梧

（1.国防科学技术大学航天与材料工程学院，长沙 410073；2.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

带减阻杆高超声速飞行器外形气动特性研究

姜 维1，2，杨云军2，陈河梧2

（1.国防科学技术大学航天与材料工程学院，长沙 410073；2.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

采用高超声速风洞测力试验方法测量钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性，研究减阻杆的气动减阻原理，分析了多组不同构型减阻杆的减阻效果。结果表明，减阻杆显著减少了钝头飞行器高超声速的阻力，最大的减阻率达到60%之多；减阻效果与减阻杆构型和迎角状态密切相关；减阻杆会诱发稳定性、“热斑”以及非定常脉动等不利问题。

高超声速流；风洞实验；钝头飞行器；减阻杆；弓形激波

0 引 言

飞行器在超声速或高超声速飞行时，钝头体前端将产生强弓形激波，端头表面产生高温高压，形成气动阻力与气动加热。如果在钝头体前端安装一针状或杆状结构，穿透正激波而形成斜激波结构，将使弹头表面压力大大降低。这个概念早在20世纪60年代就已提出，主要目的是利用斜激波波后压力和焓值低于正激波波后压力和焓值，来实现减小阻力和气动加热。

减阻杆的优化选型是当前工程应用中研究者关注的焦点之一。使用顶端带圆盘的减阻杆，在弹头前端产生分离区域，该分离流动与减阻杆产生的斜激波构成复杂干扰。通过分离区使得钝头体头部与主气流相隔离，达到减阻和热防护目的。合适的减阻杆长度及构型将产生有利于减阻的空气动力学环境［1－4］。

在高超声速风洞中对钝头飞行器头部减阻杆的高超声速气动特性进行了实验研究，分析减阻杆的气动减阻原理，研究减阻杆及其构型，以及迎角状态对钝头体飞行器气动力特性的影响，系统分析不同减阻杆的减阻效果。

1 实验方法

1.1 实验设备与流场条件

实验是在中国航天空气动力技术研究院FD－07高超声速风洞（见图1）中完成的。该风洞是暂冲、下吹自由射流式。喷管出口直径为0.5m，设计马赫数范围为5～12，采用更换喷管的办法改变马赫数；喷管采用水冷却系统，防止喷管结构受热喉道产生变形。实验段侧壁开有通光口径为Φ350mm光学玻璃窗口，供纹影仪观察和记录流场使用。

实验马赫数M∞与总温T0总压P0条件见表1。

图1 FD－07高超声速风洞Fig.1 FD－07hypersonic wind tunnel

表1 实验参数Table 1 Flow conditions of experiment

1.2 实验模型与测试天平

实验模型的基本形为2.5倍直径长的半球－圆柱体，柱段直径为80mm（图2）。模型设计为从半球端头顶点向前伸出减阻杆。减阻杆分为两种：尖头和顶端固结圆盘疏流板状结构，其圆盘直径有3组；减阻杆长度有3组（详见表2）。图3为基本形模型与部分减阻杆的照片；图4为模型在风洞中的安装照片。

模型气动力通过六分量应变式天平测量。天平的俯仰力矩、法向力、轴向力单元校测精度分别为0.1‰、0.2‰、0.9‰。

图2 带减阻杆钝头体模型尺寸Fig.2 Dimensions of the spike－tipped blunt body

表2 实验模型特征尺寸Table 2 Dimensions of model with disk－tip spike

图3 基本形模型与减阻杆照片Fig.3 Photo of basic model and tip spikes

图4 模型在风洞中的安装照片Fig.4 Model in wind tunnel

2 实验结果与讨论

2.1 基本流动结构

图5是在Ma＝4.937实验条件下典型状态的流场纹影照片，显示了钝头体带减阻杆后引起的高超声速流场结构变化。

图5 基本形模型与减阻杆模型纹影流场结构（α＝0°）Fig.5 Schlieren photos of hypersonic flow around basic model and the spike－tipped models at zero angle of attack

比较模型O和模型A0的纹影照片发现：尖头减阻杆刺穿钝头体的强弓形激波，自顶端生成锥形激波；在锥形激波、减阻杆与头部之间形成分离区域；锥形激波与头部分离激波相交形成三叉点结构。

比较模型A0和模型A1的纹影照片发现：减阻杆顶端带圆盘时，减阻杆产生的激波影响区域更大，减阻杆激波与头部分离激波相交形成三叉点位置更靠外。

通过顶端带圆盘减阻杆钝头体的纹影照片（图6）可清楚看到 ：减阻杆顶端带圆盘，在圆盘弓形激波后伴随显著的膨胀扇区；在圆盘弓形激波、减阻杆与头部之间形成明显的分离区域。图7的示意图给出了这一典型的流动结构。

总体看来，减阻杆减阻原理是通过流场重构，增加飞行器有效长细比，实现减阻目的。

图6 顶端带圆盘减阻杆钝头体的流场结构Fig.6 Flow structure over a spike－tipped blunt body

图7 绕圆盘减阻杆钝头体的流场结构示意图Fig.7 Schematic flow structure over a spike－tipped blunt body

2.2 减阻杆顶端圆盘对减阻效果的影响

装有减阻杆的半球－柱体外形，其气动特性主要受制于两个因素，其一是杆长；其二，杆端尖还是带圆盘状疏流板。图8分别为A系列模型、B系列模型以及基本外形O的阻力CD在Ma＝4.937条件下随迎角的变化曲线。

可以看出，加装减阻杆确实使阻力出现明显下降的变化，最小阻力发生在0°迎角，而且在－4°≤α≤4°之间，CD对于α呈对称趋势变化；α＞4°之后，减阻的趋势逐渐变缓，凸显这种球柱外形阻力变化的典型特征。

图8还显示，杆长与杆端圆盘直径的不同组合，都影响到阻力的大小。在与球头直径一定比例的范围内，大杆长和大盘径，均对减阻有利。

图8 不同圆盘直径减阻杆的模型阻力对比曲线Fig.8 Drag variation with angle of attack for a spiketipped blunt body with different nose discs

定义带杆模型相对于基本外形阻力减小的百分比为减阻率＝（1.0－CDspike／CDbasic）×100%。图9是A、B系列模型的减阻率随迎角的变化曲线。

图9 不同圆盘直径减阻杆的减阻率－迎角曲线Fig.9 Variation of reduced drag with angle of attack for the spike－tipped blunt body

图9（a）表明尖头减阻杆A0的减阻效果明显不如相同长度下顶端带圆盘的减阻杆减阻效果；顶端尖头的减阻杆在0°迎角的减阻率只有12%；在实验迎角区域内，尖头减阻杆的最大减阻效率也达不到15%。

图9还表明：（1）相同长度的减阻杆，随着顶端圆盘直径依次增大，减阻率提高，但呈现饱和的趋势（小迎角最明显）；（2）0°迎角时，顶端带圆盘的减阻杆减阻率最大；圆盘尺寸从小到大（依次φ＝10、14、18mm），A系列模型的减阻率分别为40%、46%、49%，而B系列模型的减阻率分别达到56%、60%、60%；3）迎角状态显著影响减阻效果，以B3为例，迎角依次增加（0°、6°、12°），减阻率依次迅速降低（60%、33%、12%）。

图10是A系列模型流场纹影照片。在相同减阻杆长度下，随着圆盘尺寸从小到大，弓形激波与头部分离激波相交形成三叉点位置向外、向后迁移，圆盘产生弓形激波的波后影响区域也逐渐变大；其结果是钝头体头部受影响范围扩大，因此不难理解图9（a）所示的零迎角减阻率随圆盘直径增大而增大的规律。

图10 A系列模型高超声速流场纹影照片（α＝0°）Fig.10 Schlieren photos of hypersonic flow around model group A（α＝0°）

上述分析表明，减阻杆的减阻效果与其顶端圆盘尺寸和迎角状态密切相关，其根源取决于减阻杆对流场重构作用的程度。

2.3 减阻杆长度对减阻特性的影响

减阻杆长度是减阻设计中的重要参数。图11给出不同减阻杆模型的流场纹影照片表明：在相同圆盘尺寸下，减阻杆长度越长，圆盘产生弓形激波的波后影响区域越大。

图11 不同长度减阻杆模型高超声速流场纹影照片（α＝0°）Fig.11 Schlieren photos of hypersonic flow around models with the different length spike（α＝0°）

图12是不同长度减阻杆的钝头体模型减阻率－迎角曲线。顶端圆盘相同的条件下，减阻杆长度从短到长（依次L＝40、65、80mm），0°迎角下的减阻率分别为49%、60%、64%，6°迎角下的减阻率分别为31%、38%、40%；12°迎角下的减阻率依次为14%、12%、8%。

图12 带不同长度减租杆的钝模型减阻率－迎角曲线Fig.12 Variation of reduced drag with angle of attack for blunt body with the different length spike

图13是不同迎角下减阻杆长度－减阻率曲线。顶端圆盘相同，随减阻杆长度增加，在小迎角区域减阻率逐渐增加且趋于饱和；在迎角超过10°之后，增加减阻杆的长度减阻率不但没有增加，反而呈下降趋势。

图13 不同迎角下减阻杆长度－减阻率曲线Fig.13 Variation of reduced drag with spike length at different angle of attack

上述研究表明，在一定的迎角范围内，减阻杆起到降低高超声速钝头体阻力的作用；且随着减阻杆长度越长，减阻效果越明显。然而，在减阻的同时，气动稳定性将会受到影响；实际上减阻需要反复优化设计减阻杆长度。

2.4 减阻杆衍生的气动效应

减阻杆的设计是通过流动结构的改变实现减阻目的，但是流动结构的改变会引起其它的气动效应。

减阻杆不仅能减少阻力，同时使飞行器的升力也有所提高，能明显提升钝头体飞行器的升阻比。图14是带不同圆盘直径减阻杆模型压力中心Xcp随迎角的变化曲线（压心以球头顶点为参考点，以基本形模型O的全长为参考长度）。减阻杆的存在使得飞行器的压心前移；减阻杆顶端圆盘越大压心前移量越大。在0°～4°的小迎角区域，压心前移非常突出；B3模型在0°迎角压心前移量达到0.1全长之多。总之，改变流动结构，减阻效果越明显，纵向稳定性受到的影响越显著。

图14 不同圆盘直径B系列减阻杆的压心－迎角曲线Fig.14 Variation of pressure center with angle of attack for model group B

图15是带减阻杆钝头体模型迎角12°时的流场的纹影照片。表明在迎角较大时，减阻杆诱导迎风面激波紧贴减阻杆壁面，且与球头弓形激波相互作用形成典型的三叉激波结构，马赫盘直接作用到钝头体表面，将导致极高的局部压力和"热斑"（有可能超过驻点热流），此时减阻杆不仅起不到减阻和降低热流的目的，反而使结构面临严重烧蚀的危险。

图15 模型A3高超声速大迎角流场纹影照片（α＝12°）Fig.15 Schlieren photo of hypersonic flow around model A3at 12°angle of attack

此外，在减阻杆根部与钝头体球头表面，激波干扰与反射、激波／边界层干扰、激波与分离旋涡的干扰将诱导复杂的流场非定常脉动现象［5－6］（作者将另文阐述）。

归纳起来，减阻杆衍生的气动效应主要包括流动结构改变带来的飞行器纵向稳定性弱化、斜激波入射到球头引起的“热斑”、流动结构相互干扰诱导的流场非定常脉动等相关问题。

3 结 论

通过钝头体头部安装减阻杆的高超声速风洞实验研究，可以归纳得到的结论为：

（1）减阻杆前伸穿透钝体端头脱体弓形激波生成斜激波的流场重构，主导着钝头体阻力减小的明显变化。加减阻杆的最大减阻率可达到60%以上。

（2）带减阻杆钝头体的高超声速流场结构对杆长、盘径，乃至迎角都较为敏感，因而产生不同的减阻效果。在与球头直径一定比例的范围内，在小迎角区域，减阻杆越长、顶端圆盘越大，减阻效果越明显；但随减阻杆长度和顶盘半径等物形参数的变化，减阻效果会出现饱和趋势。

（3）减阻杆也会衍生出一系列不利的气动问题。诸如气动稳定性弱化、局部“热斑”、流场非定常脉动等问题，有待于深入探讨。因此，减阻杆的实际工程应用中需要反复优化设计，以保证综合性能的提高。

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姜 维（1978－），女，黑龙江依安人，工程师，主要从事高超声速实验技术及应用研究。通讯地址：北京7201信箱14分箱（100074）；电话：13651250100，（010）88532880；E－mail：jiangwei701＠126.com

Investigations on aerodynamics of the spike－tipped hypersonic vehicles

JIANG Wei1，2，YANG Yun－jun2，CHEN He－wu2
（1.College of Aerospace and Material Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China；2.China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

In this paper，aerodynamics of the spike－tipped vehicles has been investigated utilizing hypersonic wind tunnel experiment to analyze rules of drag reduction.The results indicate that the drag of hypersonic vehicle is reduced sharply with a spike which changes flow structure.The maximum of drag reduction is higher than 60%.Drag reduction is tightly releated to angle of attack and the configurations of spike.However，the spike－tipped vehicle will bring about some disadvantages such as weak stability，heat spot and unsteady flow fluctuation.

hypersonic flow；wind tunnel test；blunt body vehicle；drag－reduction spike；bow shock wave

V211.73

A

1672－9897（2011）06－0028－06

2011－01－21；

2011－06－13

国家自然科学基金重大研究计划资助项目（90916001）