一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究

李 乾, 赵忠良, 叶友达, 陶 洋, 马 上, 李玉平, 王晓冰(. 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所, 四川 绵阳 6000; . 空气动力学国家重点试验室 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 6000)

一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究

李 乾1,*, 赵忠良1, 叶友达2, 陶 洋1, 马 上1, 李玉平1, 王晓冰1
(1. 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所, 四川 绵阳 621000; 2. 空气动力学国家重点试验室 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000)

临近空间飞行器典型气动布局给其气动特性尤其是飞行稳定性带来诸多问题，危及飞行安全。为此，针对类HTV-2飞行器布局方案，开展了高超声速飞行时的气动特性研究。通过数值计算和试验结果的对比可见，两者具有较好的一致性，同时看出飞行器具有较高的升阻比，纵横向为静态稳定，并且给出了气动特性在不同飞行速度和高度条件下的变化规律；飞行器单自由度运动具有动态稳定性特性，但是通过风洞试验进行的两自由度耦合运动动态特性试验可以看出，在强迫俯仰运动下滚转出现振荡运动。

临近空间；高超声速；升阻比；稳定性

0 引 言

临近空间高超声速飞行器一般指在距地面高度20～100 km之间空域活动的飞行器，具有高速度、高机动、长航程等特点，研究表明该类飞行器将在未来战争中发挥重大作用，具有特殊的军事战略意义及科技、经济价值[1-3]。为充分利用其优势，世界各军事大国均投入大量人力物力发展临近空间高超声速飞行器。其中美国在这一领域处于领先位置，开展了一系列高超声速飞行器研究工作，从较早提出的国家空天飞机计划(NASP)，以及2002年实施的高超声速飞行计划(HyFly)，还有最近几年研制的X-37B和X-51A等，都取得了瞩目的成就[4-6]。

高超声速飞行器的机动飞行要求良好的气动特性，这是控制、伺服、防热等设计方向的基础，因此合理的气动布局设计是其研制的关键一环，而且是一个复杂的迭代优化过程，面临着升阻比、操稳、容积率等多方面综合的严峻挑战。目前在用的常规高超声速飞行器布局包括翼身组合体构型、翼身融合布局构型和升力体构型三大类型[7]。翼身组合体构型容积率相对较小，且高超声速飞行时升阻比不高[8]；翼身融合布局是一种外形是流线形，翼身之间没有明显界限，所有的前缘都具有附体激波的高超声速飞行器，具有较高的升阻比，且内部容积相对较大；升力体构型没有明显的主要升力部件机翼，而是用三维设计的机身升力面来产生升力。这种设计可消除机身等部件所产生的附加阻力和机翼与机身间的干扰，从而有可能在较低的速度下获得较高的升阻比，但是随着马赫数的增加升阻比有所下降，需要对布局合理设计以获取高超声速下高升阻比特性[9-11]。不过上述常规气动布局都会遇到高超声速升阻比屏障，而乘波体外形是突破屏障的有效途径，具有高升阻比，适合高超声速飞行器的气动外形设计[12]。对于上述高超声速气动布局，基本属于面对称构型，虽然满足高升阻比特点，但是各通道稳定性不匹配会导致耦合运动失稳现象[13]。特别是高超声速飞行器一般具有典型的细长体几何特征[14]，质量向体轴集中，纵横向稳定性不匹配的问题特别突出,给飞行器机动运动时的稳定性和飞行安全带来了严峻的挑战。

本文采用的是中国空气动力研究与发展中心国家重点实验室叶友达所提出的类HTV-2模型，外形如图1所示。该外形具有典型的融合体布局、升力体布局和乘波体布局特点，拥有较大的升阻比；且飞行器尾部设计有操纵控制舵面，也可以在翼尖增加设计方向控制舵面，以实现安全操控。为了解飞行器在不同状态下的气动力特性，分别进行了数值分析和风洞试验，并在高超声速风洞中实现了飞行器两自由度耦合运动试验验证，研究其稳定性。

图1 飞行器布局Fig.1 Aero layout of vehicle

1 数值计算及风洞试验方法

1.1 数值计算方法

对于三维可压缩流动，计算坐标系下无量纲化的三维Navier-Stokes控制方程守恒形式为[15]

控制方程采用的是基于多块结构网格的有限体积法进行离散，无黏通量差分采用Roe的通量差分格式，界面变量使用MUSCL插值获得，黏性通量离散则采用中心差分格式。非定常问题的计算采用Jameson提出的双时间步法，湍流模型为S-A一方程湍流模型。

1.2 风洞试验模型

在模型设计过程中要求外形相似、质心相似、惯量相似，故将模型质心位置调整到力矩参考点，并使模型的每个自由度都满足质量和惯量的试验要求。最终模型选用航空铝材7075，缩比为1∶12，模型全长383.33 mm，展长167.66 mm，尾部内径为40 mm，力矩参考中心距离模型头部230.00 mm，模型俯仰、偏航及滚转方向参考长度为383.33 mm，参考面积为0.005694 m2。模型实物在风洞中的安装见图2。

图2 模型在风洞中安装照片Fig.2 Photograph of the model mounted on the wind tunnel

1.3 风洞试验方法

风洞验证试验是在中国空气动力研究与发展中心Φ0.5 m高超声速风洞中进行的，试验状态为M=4.95。试验除了常规气动力的测量，还要研究模型的稳定性，以此探索HTV-2试飞失败所揭示的动稳定性问题，并初步研究高超声速飞行器的两自由度耦合运动稳定性问题。因此，为了验证飞行器的动稳定特性，建立了超声速条件下的双自由度动稳定性试验技术，研制了满足试验需要的支撑系统以及驱动系统。

在风洞建立稳定流场后，通过驱动系统及连杆机构控制模型俯仰运动频率，利用摇滚装置上的锁定释放机构控制滚转运动，模拟飞行器机动过程中的俯仰、滚转两自由度耦合运动，并由编码器记录模型的滚转运动的时间历程，研究其动稳定特性。

2 静态特性

对于飞行器静态气动力特性，通过数值方法开展了固定马赫数变飞行高度及固定高度变马赫数研究。图3给出了M=5不同飞行高度对气动特性参数的影响，其升力线斜率随着高度的增加而逐渐减小，从升阻比来看随着高度的增加最大升阻比逐渐减小，最大升阻比对应的迎角在6°～9°之间；图4给出了H=26km时不同飞行马赫数对气动特性参数的影响，其升力线斜率随着马赫数的增加而逐渐减小，从升阻比来看随着马赫数的增加最大升阻比逐渐减小，最大升阻比对应的迎角在5°～8°之间；同时可以从两图俯仰力矩系数的变化规律看出，飞行器在平衡迎角附近是纵向静稳定的。

对于飞行器的横向静稳定性同样做了数值模拟研究，图5给出了偏航力矩系数及滚转力矩系数随侧滑角变化情况，可以看出飞行器在平衡迎角满足横向静稳定性条件。

(a) 升力系数 (b) 升阻比 (c) 俯仰力矩系数

(a) 升力系数 (b) 升阻比 (c) 俯仰力矩系数

(a) Cn～β

(b) Cl～β

图5 偏航力矩系数和滚转力矩系数随侧滑角变化情况
Fig.5 Yawing moment coefficient and rolling moment coefficient under different angles of sideslip

在临近空间的相对低空、低马赫数状态开展数值方法的风洞试验验证。图6给出了模型不同迎角下升力、阻力、升阻比计算结果与试验结果对比曲线。从中可以看出，模型气动特性数值计算与试验结果吻合良好，计算得到的模型基本状态最大升阻比为3.84，试验得到的最大升阻比为3.62。图7给出了纵横向气动力计算结果与试验结果对比曲线。从图7(a)看出试验得到的俯仰静稳定性要大于计算结果；图7(c)中偏航力矩系数在侧滑角较大时存在差异，这主要是由于风洞试验中的试验迎角略大于计算迎角，从而使试验横航向稳定性略大于计算结果。从计算和试验结果看出，飞行器纵横向都符合静稳定性特性。

(a) 升力系数 (b) 阻力系数 (c) 升阻比

(a) 俯仰力矩系数随迎角变化 (b) 侧向力系数随侧滑角变化 (c) 偏航力矩系数随侧滑角变化

3 单自由度俯仰、滚转动态特性

飞行器的动稳定性也是保证安全飞行的关键因素，影响着飞行器机动飞行过程中非线性特征，尤其是分叉现象，这在飞行器运动的稳定性分析中起着重要作用[16-17]。图8为数值计算得到的飞行器俯仰、滚转自由振动衰减曲线，释放后会回到平衡位置，表明飞行器在俯仰和滚转方向是动稳定的。

图8 俯仰角、滚转角随时间变化历程Fig.8 The time history of pitching angle and rolling angle

对于模型的动稳定性问题，表1给出了试验测量的俯仰、偏航和滚转方向动导数。可以看出，在试验迎角范围内，模型在三个方向的动导数均为负值，表明模型处于动稳定状态。俯仰动稳定性随迎角增大而增大，偏航动稳定性随迎角增大而减小，而滚转动稳定性在迎角5°时最小。

表1 动导数试验结果Table 1 Dynamic derivatives

通过对飞行器升阻比、静稳定性和动稳定性的数值计算及风洞试验研究，表明飞行器满足高升阻比和良好的稳定性等条件，基本满足临近空间高超声速飞行器的设计要求。但是对于更真实的飞行状态，如多自由度耦合运动气动特性了解不足，故设计了高超声速风洞双自由度动态试验装置并进行风洞试验，对飞行器的气动特性做进一步的研究。

4 强迫俯仰/自由滚转动态特性

在数值计算结果和风洞测力、动导数试验结果的基础上，开展了模型的俯仰单自由度动态气动力与俯仰振动/自由滚转双自由度耦合运动试验研究，对其动稳定性特性进行分析。图9(a)给出了平均迎角0°、振幅5°时法向力及俯仰力矩动态气动力试验结果，图9(b)为放开滚转约束后俯仰频率1.5HZ时滚转角位移曲线结果(其中红线代表俯仰角，绿线代表滚转角)，图9(c)为相应的相图变化曲线。可以看出，模型的法向力系数和俯仰力矩系数动态结果虽然没有完全包络静态结果，但基本与静态测力结果一致，只有较小的迟滞效应；放开滚转限制耦合运动时，俯仰周期振动引起了滚转自由运动，且基本上接近极限环运动。

(a) 动态气动力随迎角变化

(b) 角位移变化曲线

(c) γ-α相图变化

从单自由度稳定性来看，俯仰和滚转方向都符合静、动稳定特性，可是耦合运动时滚转方向并不收敛于稳定，形成了滚转极限环运动，威胁飞行器的飞行安全。对于多自由度耦合运动问题，不能简单解耦处理，还需更完整的理论依据、试验研究及数值模拟计算来解决。

5 结 论

对于临近空间类HTV-2高超声速飞行器，主要针对其升阻比和稳定性特性进行试验研究和数值模拟。该布局在Ma5飞行时最大升阻比达到3以上，且配平迎角接近最大升阻比迎角；而且飞行器具有良好的静、动稳定性特性，达到了高超声速飞行器的设计目标。通过建立的高超声速双自由度动稳定性试验技术，对模型的耦合运动进行试验研究，从试验结果可以看出，存在多自由度耦合运动稳定性问题，这要求高超声速飞行器气动布局设计应充分考虑稳定性耦合效应，同时需要发展相应的试验技术及非定常耦合数值模拟计算方法来阐明机理。

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Numerical and experimental investigation on aerodynamic characteristics for one typical near space vehicle

LI Qian1,*, ZHAO Zhongliang1, YE Youda2, TAO Yang1, MA Shang1, LI Yuping1, WANG Xiaobing1
(1. High Speed Aerodynamics Institute, China Aerodynamic Research and Development Center, Mianyang 621000,China; 2. State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamic Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The typical near space vehicle configuration causes many problems on aerodynamic characteristics especially the stability of the vehicle, which threatens the flight security. Therefore, the research was performed on an HTV-2 like configuration for hypersonic characteristics. The wind tunnel test and computational data were given and compared in this paper with a great coherence, which shows this vehicle could meet the design requirements with the fact that the vehicle has a relatively high ratio of lift to drag and owns satisfied static stability. For further study, the aerodynamic characteristics were also evaluated at broad speed and altitude range to study the regulation at different flight conditions. Besides, the wind tunnel test was conducted to study the effects of two-degree coupling motion on the dynamic characteristics. The results show that the forced pitching motion will cause oscillatory motion in rolling direction, although the vehicle is of one-degree dynamic stability.

near space; hypersonic; ratio of lift to drag; stability

0258-1825(2017)04-0504-06

2016-10-08;

2017-04-24

国家自然科学基金(91216203，11532016)

李乾*(1992-),男，山东滕州人，助理工程师，硕士研究生，主要从事非定常空气动力学研究 . E-mail：li235106@163.com

李乾, 赵忠良, 叶友达, 等. 一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(4): 504-509.

10.7638/kqdlxxb-2016.0116 LI Q, ZHAO Z L, YE Y D, et al. Study on aerodynamic characteristics for a near space vehicle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 504-509.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0116