头部形状对超声速飞行器力学性能影响分析

封贝贝, 陈大融, 汪家道, 杨星团

(1.清华大学 先进反应堆工程与安全教育部重点实验室, 北京 100084;2.清华大学 摩擦学国家重点实验室, 北京 100084)

头部形状对超声速飞行器力学性能影响分析

封贝贝1, 陈大融2, 汪家道2, 杨星团1

(1.清华大学 先进反应堆工程与安全教育部重点实验室, 北京 100084;2.清华大学 摩擦学国家重点实验室, 北京 100084)

飞行器超声速飞行时,头部会产生强烈激波及激波阻力,对飞行器力学性能产生较大影响,阻碍飞行器提高飞行速度和增大飞行距离,产生额外能源消耗。系统研究头部形状对超声速飞行器力学性能的影响,采用5种不同的头部形状研究了超声速飞行器在Ma=2.0和Ma=4.0飞行时的力学性能,以及激波阻力和特性。试验结果表明:通过头部形状优化设计,可显著降低激波阻力;弹头长宽比是影响飞行器力学性能最显著的因素,母线形状次之。通过风洞纹影系统分析了头部形状对激波角及激波阻力的影响,结果表明,激波角越小,激波阻力越小。

飞行力学; 形状优化; 减阻; 超声速飞行器; 风洞试验

引言

飞行器超声速飞行时,阻力主要来源于激波阻力、壁面摩擦阻力以及压力差造成的压差阻力[1]。当Ma=1.0～2.5时,激波阻力约占总阻力的70%～80%;当Ma>2.5时,激波阻力略有下降,但仍是气动阻力的主要组成部分[2]。因此,降低超声速飞行器的激波阻力,对减小飞行器的飞行阻力、节约能源、提高飞行器最大飞行速度和最远飞行距离尤为重要。

目前,通常采用加热激波层,或者对飞行器头部流场进行重构,以减小激波阻力[3-7]。尤其是气动支杆和逆向射流技术,通过增加弓形激波的脱体距离,变弓形激波为锥形激波,在钝头体前面形成低压回流区,可显著减小激波阻力[8-11]。然而,上述减小激波阻力的技术在工程中应用时,需要在超声速飞行器上添加额外复杂的系统,一定程度地限制了工程应用。通过控制飞行器头部形状,改变激波作用力的方向,可显著降低超声速飞行器的激波阻力,且具有良好的工程适用性。因此,2010年升空的超声速空天飞机验证机X-51A,对头部形状进行了优化,采用乘波体构型使飞行器在大气中以高超声速的速度穿过空气时,尖锐头部使激波系产生的所有压力直接作用于机体下方以提供升力,大大降低了飞行器超声速飞行时的激波阻力。

本文研究超声速飞行器头部形状对力学性能的影响,针对5种不同形状弹头进行风洞试验,对Ma=2.0和Ma=4.0时的力学性能及激波特性进行分析。

1 试验设备

采用FD06风洞对亚声速飞行器壁面沟槽的减阻性能进行测试。FD06风洞是暂冲式(指工作时间是短暂的、不是连续的)、半回流亚超声速风洞,试验段截面尺寸0.6 m×0.6 m,长度1.575 m。跨声速试验时,经声速喷管,通过改变前室压力来得到不同的马赫数(Ma=0.4～1.2);超声速试验时,通过更换喷管块得到不同的马赫数(Ma=1.5～4.5)。图1所示为FD06风洞结构示意图。

图1 FD06风洞结构示意图

通过六分力天平测量风洞试验模型亚声速飞行时的壁面摩擦阻力,如图2所示。六分力天平通过1∶5锥孔与试验模型相连,试验段多孔壁内布置压力传感器测量风洞压力。在试验模型尾部腔内距末端5 mm处布置压力传感器,以测量试验模型底部压力的大小。

图2 试验示意图

2 试验模型和试验条件

2.1 模型结构

试验模型由试验段、连接件和弹头组成,如图3所示。弹身(试验段)分为前段和后段,通过螺纹连接。弹身后段内孔为1∶5锥孔,与六分力天平相连接。

图3 模型结构示意图

2.2 头部形状曲线

本文选用5种不同的弹头形状曲线设计弹头,根据试验模型尺寸要求,对5种不同形状弹头作如下设计:

(1)1#弹头

(1)

(2)2#弹头

(2)

(3)3#弹头

(3)

(4)4#弹头

y=-17-x/17.9-1

(4)

图4为以上4种不同弹头曲线形状。

(5)5#弹头

5#弹头长宽比为7∶2,直径和母线夹角为81.9°,弹身母线为直线。

图4 弹头曲线形状

2.3 试验条件

试验在FD06风洞中进行,试验模型的阻塞比小于5%。由于试验模型尺寸相对风洞横截面积较小,因此,相同流速时,弹头形状对风洞流场品质的影响忽略不计,认为同一马赫数下试验模型处于相同的试验条件。Ma=2.0时,流场Re=2.48×107,动压q=66 208.3 Pa;Ma=4.0时,流场Re=2.79×107,动压q=41 221.3 Pa。

通过六分力天平测量试验模型x,y,z方向的力和力矩。

3 试验结果分析与讨论

3.1 来流马赫数对模型飞行力学性能的影响

前体轴向力(Fx)是评定试验模型受力大小的主要参量。前体轴向力随马赫数的变化情况如图5所示。

图5 前体轴向力随马赫数变化图

在Ma=0～1.0时,Fx主要包括壁面摩擦阻力和压差阻力。对于外形优化过的风洞试验模型,壁面摩擦阻力是Fx的主要组成部分。在Ma=0.4～0.9时,Fx由1.67 N增大为4.39 N,其主要原因是壁面摩擦阻力增加。

在Ma=1.0～2.5时,由于激波的出现,随之带来激波阻力,Fx在此速度段急剧升高。如Ma=1.0时,Fx=6.56 N;Ma=1.5时,Fx=26.93 N;同时,因为激波的出现,流场紊乱;此时,壁面摩擦阻力对Fx的影响较小。

在Ma>2.5时,Fx主要包括壁面摩擦阻力、压差阻力和激波阻力。突破音障后,随着马赫数的增大,激波阻力呈下降趋势,因此Fx随马赫数的升高呈下降趋势。如Ma=2.5时,Fx=28 N;Ma=4.0时,Fx=16.61 N。据估计,此速度段激波阻力约占Fx的70%～80%。

Ma=2.0和Ma=4.0时,头部形状对Fx的影响反映其对激波阻力的影响。此时,激波阻力是Fx的主要组成部分,头部形状对Fx的影响反映了对激波阻力的影响。

3.2 弹头形状对模型飞行力学性能的影响

超声速飞行时,头部形状对飞行器前体轴向力(激波阻力)的影响如图6所示。

图6 试验模型测力

Ma=2.0时,1#～5#曲线形状弹头所受的Fx分别为:15.29 N,15.83 N,18.62 N,28.41 N,14.46 N。Ma=4.0时,1#～5#曲线形状弹头所受的Fx分别为:6.73 N,7.06 N,8.85 N,16.61 N,5.24 N。弹头形状对试样激波阻力的影响显著。细长弹头在Ma=2.0和Ma=4.0时,可大幅度减小激波阻力。在钝弹头前端形成强烈的正激波,被认为是4#弹头Fx最大的主要原因。

以4#弹头为标准试样,表1所示为其余各弹头前体轴向力减阻率情况。

表1 Ma=2.0和Ma=4.0时弹头减阻率情况

从表1中可以看出,最为细长的5#弹头在Ma=2.0和Ma=4.0时,具有最大的减阻率;弹头形状在Ma=2.0和Ma=4.0时,对激波阻力的影响呈现出相同规律,即Ma=2.0时,激波阻力减阻效果显著的弹头,在Ma=4.0时也具有最佳的减阻效果。

试验结果表明:弹头长宽比是影响激波阻力最关键的因素;头部形状母线对激波阻力亦有一定的影响。

3.3 弹头形状对激波夹角及力学特性的影响

激波面与试样轴线夹角可用来衡量弹头形状对激波特性的影响。通过纹影测量系统测量激波纹影,结果如图7所示。可以看出,在模型头部形成两道激波面,其波面和运动方向成一定的斜角,激波依附在物体的尖端上。

图7 激波角测量

表2所示为飞行器超声速飞行时,5种不同弹头形状的激波角。可以看出,激波角与激波阻力相关,激波角越小,则激波阻力越小。对比4#弹头,Ma=2.0时,1#弹头激波角由41°降低为35°;Fx由28.41 N下降为15.29 N,减阻率为46.1%。

表2 Ma=2.0和Ma=4.0时各弹头激波角

4 结束语

本文研究头部形状对超声速飞行器力学性能的影响,对超声速飞行器头部形状进行减阻优化设计。试验结果表明,头部形状显著影响激波阻力的大小;头部长宽比是影响激波阻力最显著的因素;激波角与激波阻力呈一一对应关系,激波角越小,则激波阻力越小。

[1] 侯盼盼,张彬乾,陈真利.鸭式布局飞机超音速减阻设计方法研究[J].机械科学与技术,2009,28(6):760-763.

[2] 李向群,安亦然,王世安,等.高速飞机的全机气动力数值分析[J].水动力学研究与进展(A辑),2004,(S1):9-19.

[3] Vinayak Kulkarni,Hegde G M,Jagadeesh G.Aerodynamic drag reduction by heat addition into the shock layer for a large angle blunt cone in hypersonic flow[J].Physics of Fluids,2008,20(4):69-76.

[4] Viren M,Saravanan S,Reddy K P J.Shock tunnel study of spiked aerodynamic bodies flying at hypersonic Mach number [J].Shock Waves,2007,12(3):197-206.

[5] Venukumar B,Jagadeesh G,Reddy K P J.Counterflow drag reduction by supersonic jet for a blunt body in hypersonic flow[J].Physics of Fluids,2006,18(7):234-241.

[6] Satheesh K,Jagadeesh G.Effect of concentrated energy deposition on the aerodynamic drag of a blunt body in hypersonic flow[J].Physics of Fluids,2007,19(2):156-162.

[7] Reding J P,Jecmen D M.Effects of external burning on spike induced separated flows[J].Journal of Spacers Rockets,1983,20(9):132-137.

[8] ZONG Lin,JIANG Yun-feng,LIU Gui-lai.Experimental demonstration of a new concept of drag reduction and thermal protection for hypersonic vehicles [J].Acta Mechanica Sinica,2009,15 (3):45-51.

[9] 苏义.支板超声速混合增强技术及其阻力特性研究[D].长沙:国防科学技术大学,2006.

[10] Rogers R C,Capriotti D P,Guy R W.Experimental supersonic combustion research at NASA langley[R].AIAA-98-2506,1998.

[11] Zaman K B,Reeder M F,Samimy M.Control of an axisymmetric jet using vortex generators[J].Physics of Fluids,1994,6(2):778-793.

(编辑：崔立峰)

Affectofheadshapeonflightdynamicsofsupersonicvehicles

FENG Bei-bei1, CHEN Da-rong2, WANG Jia-dao2, YANG Xing-tuan1

(1.Key Laboratory of Advanced Reactor Engineering and Safety of Ministry of Education of China, Tsinghua University, Beijing 100084, China;2.State Key Laboratory of Tribology, Tsinghua University, Beijing 100084, China)

For supersonic vehicles,strong shock wave and shock drag would be induced in the head of vehicles which worked on the flight dynamics and hindered maximum voyage and cruising speed. To improve the mechanical properties of supersonic vehicles, we analyzed the influence of five different heads on characteristics of shock wave atMa=2.0 andMa=4.0 through FD06 wind tunnel. Result shows that: maximum drag reduction is achieved through optimization of heads. Length to width ratio of vehicle head is the most important factor on shock wave drag; secondly, shape of generatrix will also affect wave drag. Shock wave angles of five different heads were tested through wind tunnel schlieren system and result indicates that: wave drag reduction will decrease along with reduction of shock wave angle.

flight dynamics; shape optimization; drag reduction; supersonic vehicle; wind experiment

V211.7

A

1002-0853(2012)06-0537-04

2012-02-15;

2012-08-01; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2012-11-23 14∶01

国家自然科学基金创新群体基金资助(51021064)；国家自然科学基金青年科学基金资助(51105223)

封贝贝(1985-)，男，江苏徐州人，助理研究员，博士研究生，从事热工水力学研究。