典型尾翼布局的类乘波体气动与流场特性研究*

李晓鹏,宋文萍,宋　科

(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室,西安　710072)

典型尾翼布局的类乘波体气动与流场特性研究*

李晓鹏,宋文萍,宋科

(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室,西安710072)

摘要:通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理。研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好。最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理。文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考。

关键词:气动特性;干扰流动机理;乘波构形机身;典型尾翼布局

0引言

高超声速飞行器是一种飞行速度高于5倍声速的飞行器[1]。以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器前体主要采用了类乘波体布局,其最大的优势是具有低阻、高升阻比的特性[2],从而可以实现长距离的高超声速飞行。

美国X-51A作为吸气式高超声速飞行器的代表,成功地进行了飞行验证试验,其在气动外形设计中就采用了类乘波体布局[3]。国内对这类布局的研究工作主要包括:飞行器一体化外形的升阻特性研究[4];飞行器气动加热的工程计算[5-6];飞行器一体化设计研究等方面[7]。然而对类乘波体飞行器尾翼布局设计和机身对尾翼的干扰特性方面缺乏较深入细致的研究。

对于类乘波体布局,飞行器前体的下表面会产生很大的升力,这也给飞行器带来了很大的抬头力矩,导致其纵向静稳定度变得较差[8]。因此为了增加飞行器的纵向静稳定度与可操纵性,同时考虑飞行器航向静稳定度的要求,需要在机身后部配置尾翼。但尾翼的配置会对飞行器的气动性能产生重要影响,故研究典型尾翼布局下飞行器的气动性能与机身对尾翼的干扰流动机理具有重要的实际指导意义。

文中针对类乘波体机身带3种典型尾翼布局的构型,深入对比研究了单垂尾、双垂尾、三垂尾3种尾翼布局的气动性能,并揭示了机身与尾翼之间的干扰流动机理。文中的研究结果对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供了有价值的参考。

1数值方法及校验

1.1　控制方程及其求解

积分守恒形式的三维雷诺平均N-S方程表达式如下:

(1)

式中,Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE)T为守恒变量。ρ为密度,u、v、w分别为直角坐标系下x、y、z三个方向的速度分量,E为单位质量总能;∂V为某一固定区域V的边界;n为边界的外法向量;Fc为对流矢通量,Fv为粘性矢通量。

利用有限体积法求解上述控制方程,数值求解的时间推进采用隐式格式,空间离散采用二阶TVD格式,采用k-ωSST湍流模型,物面边界条件为绝热壁条件。

1.2　数值方法校验

以某方形截面导弹[9]为例进行数值方法校验,校验结果详见文献[10]。校验结果表明,计算值与试验值吻合较好,表明计算方法与网格生成策略可行。

2计算模型及计算网格

计算外形采用的尾翼外形如图1所示,尾翼采用的翼型为前缘倒圆半径为2 mm、相对厚度4%c的六边形翼型,c为当地展向位置处的翼型剖面弦长。尾翼的前缘后掠角为45°。计算时力矩参考点取在50%机身长度处。

图1　尾翼几何外形示意图

机身与尾翼组合体的几何外形如图2所示,其中图2(a)、(b)、(c)分别为单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局几何示意图。

图2　3种典型尾翼布局的几何外形示意图

流场模拟采用多块结构网格,机身带尾翼的表面网格如图3所示,全模的网格量约为1 100万。

图3　三垂尾布局表面网格示意图

33种布局气动特性对比与分析

3.1　3种布局下全机的气动特性对比分析

首先给出了3种布局下全机的纵向静稳定度,全机的纵向静稳定度的计算公式如下:

(2)

表1为3种布局下全机的纵向静稳定度比较,由表1可知,在Ma=6的状态下,单垂尾布局由于没有倾斜翼的存在,纵向是静不稳定的;双垂尾与三垂尾布局的纵向静稳定度约为-2%。从Ma=6到Ma=2,由于压心前移,全机的纵向稳定度逐渐增强。

表1　3种布局下全机的纵向静稳定度比较

其次给出了3种布局下全机的航向静稳定度,全机的航向静稳定度计算公式如下:

(3)

表2为3种布局下全机的航向静稳定度比较,在Ma=6状态下,从单垂尾布局到三垂尾布局,航向稳定性逐渐增强。相对于单垂尾布局的航向静稳定度,双垂尾与三垂尾的航向静稳定度的绝对值分别增加12%和44%,在Ma=2状态下,双垂尾与三垂尾的航向静稳定度的绝对值分别增加24%和46%。

表2　3种布局下全机的航向静稳定度比较

图4为Ma=6状态下全机的升力系数、阻力系数随攻角变化曲线,主要规律如下:双垂尾与三垂尾布局全机的升力系数较为接近,单垂尾上的升力系数略小;由单垂尾到三垂尾布局,全机的阻力系数逐渐增加。

图4　3种布局下全机的气动特性对比(Ma=6)

图5为Ma=2状态下全机的升力系数、阻力系数随攻角变化曲线,主要规律如下:双垂尾布局的升力系数较大,三垂尾布局升力系数略小,单垂尾上的升力系数最小;由单垂尾到三垂尾布局,全机的阻力系数逐渐增加。

图5　3种布局下全机的气动特性对比(Ma=2)

从以上对比分析中可以得出,在3种布局中,双垂尾布局纵向静稳定度较好,航向静稳定度居中,升力系数较大,唯一不足的是阻力系数较单垂尾布局略大。故综合比较3种布局全机的气动特性,双垂尾布局全机的气动性能最优。

3.2　3种布局下尾翼上的气动特性对比分析

为了更加深入细致的比较研究3种布局尾翼上的气动特性,本节针对尾翼本身的气动力进行了对比分析。

表3为Ma=6与Ma=2状态下,3种布局的翼面在水平方向上单位投影面积提供的纵向静稳定度,通过对比可知,双垂尾与三垂尾布局翼面上提供的较为接近,而单垂尾上翼面提供的绝对值较大。故从纵向操作角度衡量,单垂尾布局纵向气动效率最高。

表3　3种布局下翼面上提供的纵向静稳定度

图6为Ma=6状态下,尾翼在水平方向单位投影面积上的升力系数、阻力系数随攻角的变化曲线,主要规律如下:双垂尾与三垂尾布局单位投影面积上的升力系数较为接近,单垂尾上的升力系数略大;由单垂尾到三垂尾布局,双垂尾布局的阻力系数较小,单垂尾布局阻力系数较大。

图6　尾翼在水平方向单位投影面积上的气动力(Ma=6)

图7为Ma=2状态下,尾翼在水平方向单位投影面积上的升力系数、阻力系数随攻角的变化曲线,主要规律如下:双垂尾与三垂尾布局单位投影面积上的升力系数较为接近,单垂尾上的升力系数略大;由单垂尾到三垂尾布局,双垂尾布局的阻力系数较小,单垂尾布局阻力系数较大。

图7　尾翼在水平方向单位投影面积上的气动力(Ma=2)

综上所述,通过比较3种布局下水平方向单位投影面积翼面上的纵向气动特性,可以得出,在3种布局中,单垂尾布局下的翼面在水平方向单位投影面积上提供的纵向静稳定度最大,其升力系数最大,唯一不足的是阻力较大,故综合比较纵向方面的气动特性,布局一的翼面纵向气动性能最优,布局二的翼面纵向气动性能其次,布局三的翼面纵向气动性能最差。

4机身对尾翼干扰机理分析

图8为三垂尾布局在Ma=6,α=4°状态下,机身与垂直翼、倾斜翼、水平翼的干扰流场结构及动压云图,从图8中可以看出,垂直翼、倾斜翼、水平翼都受到机身的干扰,机身对翼面的干扰主要来源于三个方面,一是机身背风区与附面层形成的低动压区(同样也是低马赫数区),二是机身产生的波系干扰区,三是机身产生的涡系干扰区。垂直翼受到机身背风面产生的低动压区的干扰,干扰较强。倾斜翼受到机身附面层形成较薄低动压区的干扰,干扰较弱;水平翼受到机身产生的漩涡流动的干扰,干扰较强。

图8　机身与尾翼干扰流场结构示意图

图9为单垂尾、双垂尾、三垂尾布局在Ma=6,α=4°状态下,经过水平翼根部1/2弦长处横截面的动压云图,从图9中可以看出,垂直翼受到机身背风面产生的低动压区的干扰,干扰较强;倾斜翼也受到机身产生较薄低动压区的干扰,相比于垂直尾翼所受到的干扰,倾斜翼受到的干扰较弱;水平翼主要受到机身产生涡系结构的干扰,干扰主要集中在翼面根部附近,干扰较强。

图9　经过水平翼根部1/2弦长处横截面的总压云图(Ma=6)

图10为单垂尾、双垂尾、三垂尾布局在Ma=2,α=4°状态下,经过水平翼根部1/2弦长处横截面的动压云图,从图10中可以看出,垂直翼受到机身背风区产生的低动压区的干扰,干扰较强;倾斜翼也受到机身产生较薄低动压区的干扰,倾斜翼受到的干扰较弱;水平翼也受到机身产生涡系结构的干扰,随着马赫数的减小,涡系对水平翼的干扰区增加,干扰程度增强。

图10　经过水平翼根部1/2弦长处横截面的总压云图(Ma=2)

综上所述,机身对垂直翼、倾斜翼、水平翼都有一定程度的干扰。垂直翼受到机身背风面产生的低总压区的较强干扰;倾斜翼也受到机身产生较薄低总压区的较弱干扰;水平翼主要受到机身产生涡系的干扰,并且干扰较强。

5结论

文中对比研究了3种尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰机理,得出如下结论:

1)通过全机的气动性能分析,双垂尾布局的纵向静稳定度高,航向静稳定度较好,升力系数较大,因此双垂尾布局气动性能最优。

2)通过翼面在水平方向上单位投影面积的纵向

气动性能分析,单垂尾布局下的翼面提供的纵向静稳定度绝对值最大,其升力系数最大,单垂尾布局下的翼面纵向气动性能最优。

3)垂直翼、倾斜翼、水平翼都受到机身的干扰,机身对翼面的干扰主要来源于三个方面,一是机身背风区与附面层形成的低动压区,二是机身产生的波系,三是机身前体处产生的涡系。

4)垂直翼受到机身背风面产生的低总压区的较强干扰;倾斜翼也受到机身产生较薄低总压区的较弱干扰;水平翼主要受到机身产生涡系的干扰。

参考文献:

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收稿日期:2015-01-20

作者简介:李晓鹏(1982-),男,陕西佳县人,博士研究生,研究方向:气动设计与计算流体力学。

中图分类号:V211.3

文献标志码:A

Numerical Investigation of Aerodynamic Characteristics and Fuselage-tail
Interference for a Waverider-derived Vehicle with Typical Tail Layouts

LI Xiaopeng,SONG Wenping,SONG Ke

(Key Laboratory of National Defense Science and Technology of Airfoil，the Cascade Aerodynamic, Northwestern

Polytechnical Universty, Xi’an 710072, China)

Abstract:Based on RANS solver, the hypersonic flow around waverider-derived vehicle has been numerically simulated to find out the aerodynamic characteristics of three typical tail layouts, furthermore, the interference mechanism between fuselage and tails was revealed. According to the simulation results, by analyzing the aerodynamic performance of the whole vehicle, it shows that the aerodynamic performance of twin vertical tails layout is better than the other two. By analyzing the longitudinal aerodynamic performance per unit area projected to the horizontal direction, the single vertical tail layout is better than the other two layouts. Finally, the interference flow mechanism between fuselage and vertical tail, oblique tail, horizontal tail is revealed. Conclusions of this paper, are of some quantitative and qualitative value to hypersonic vehicle's tail layout design.

Keywords:aerodynamic characteristics; interference flow mechanism; waverider; typical tail layout