低亚声速火箭橇尾流场特性分析

房 明,孙建红,*,王从磊,余元元,3,张延泰

(1.南京航空航天大学,江苏 南京 210016; 2.中航工业 宏光空降装备有限公司,江苏 南京 210022;3.航空防护救生技术航空科技重点实验室,湖北 襄阳 441003)

低亚声速火箭橇尾流场特性分析

房 明1,孙建红1,*,王从磊2,余元元1,3,张延泰1

(1.南京航空航天大学,江苏 南京 210016; 2.中航工业 宏光空降装备有限公司,江苏 南京 210022;3.航空防护救生技术航空科技重点实验室,湖北 襄阳 441003)

采用三维不可压Navier-Stokes方程和Realizablek-ε湍流模型，对低亚声速条件下火箭橇试验的流场进行数值模拟，得到了有/无护板火箭橇的流场特性，并对比分析了火箭橇尾流场与飞机尾流场。结果表明，60～90 m/s速度条件下，火箭橇受到的气动阻力约为自重的4.8%～8.6%，阻力系数约为0.65，气动升力仅为自重的0.84%～1.9%，升力系数约为-0.005，动力学分析中可以忽略气动升力的影响。不同来流速度下，尾流探测区的无量纲流向速度差值小于8%，无量纲压力差值小于0.5%。低亚声速情况下，来流速度对尾流场特性的影响可以忽略。此外，火箭橇尾流场结构与飞机尾流场结构具有较好的相似性，满足相关速度条件下的动态试验要求。

尾流；气动力；火箭橇；低亚声速流动；阻力系数

0 引 言

火箭橇试验是采用小型火箭推动，火箭橇车体搭载试验件，在专用轨道上运行，获得一系列飞行状态参数的动态试验过程。火箭橇试验具有可重复、可回收、便于观测和应用范围广等优点。与风洞试验相比，试验件的尺寸和质量限制条件少，因此火箭橇成为航空航天、武器装备等地面试验中最有效的试验装置之一[1]。

火箭橇结构[2-4]、非定常特性、地面效应以及助推火箭喷流等因素均有可能影响试验件的工作性能。因此，火箭橇试验流场特性分析是试验件工作性能评估的关键问题。研究方法主要包括理论分析与估算、风洞试验、数值模拟和火箭橇滑跑试验。理论分析与估算能得到单个构件的气动参数，但不能预测构件与流场的耦合影响，计算误差较大[5]。风洞试验除了流场受风洞壁面和支架的干扰外，模型尺寸也受到限制。火箭橇滑跑试验是较好的分析方法，但设计和试验周期长，试验成本也高。随着计算能力的快速发展[6-8]，数值方法成为火箭橇复杂流场的重要研究手段。Lofthouse等人[9]利用数值手段对超声速单轨火箭橇进行了研究。Turnbull等人[10]基于欧拉方程对“柔性火箭橇”这一新概念火箭橇进行了数值模拟。张建华等人[11-12]基于多体动力学和有限元理论对双轨火箭橇进行了数值研究。张立乾等人[13]采用数值方法研究了火箭橇的振动问题。肖虹等人[14]针对钝头体双轨火箭橇的流场进行了数值研究。

本文利用数值模拟方法，分析了有/无护板火箭橇尾流场结构，在此基础上，与飞机尾流场结构对比，分析火箭橇尾流场特性。为火箭橇试验设计和后续阻力伞的动力学分析计算提供基础。

1 火箭橇几何模型

火箭橇主要构件包括：火箭橇主体、伞舱、推进车(包含助推火箭)、水刹车、护板和滑块等。相对于火箭橇的整体尺寸，滑轨的横截面几何尺寸和滑块的几何尺寸很小，且靠近地面，在不可压条件下，气动力影响很小。因此数值模拟未考虑滑轨和滑块的影响。火箭橇模型如图1所示，其中h表示火箭橇高度。

2 数值计算方法

采用三维不可压定常雷诺平均Navier-Stokes方程：

其中，F、G、H分别为三个坐标方向上的通量项，下标c代表对流通量，下标v代表黏性通量；x,y和z分别代表来流方向、展向和横向的三个坐标分量，伞舱口截面中心为坐标原点；u、v和w分别为三个坐标方向的速度分量。湍流计算采用含壁面函数的Realizablek-ε湍流模型，对流项和黏性项均采用二阶精度的迎风格式进行离散。入口边界设为指定速度边界条件，出口设为指定压力(一个大气压)边界条件，火箭橇固壁表面为无滑移无穿透的绝热边界条件，远场和地面取为自由滑移壁面。采取半模型计算。

计算域流向、展向和法向尺寸分别为52h、14h和14h(h为火箭橇高度)。距火箭橇表面的第一层网格高度为1.4×10-4h，其对应的y+值约为30～60，满足含壁面函数的Realizablek-ε湍流模型的边界层捕捉要求。计算网格为结构网格，通过网格无关性验证发现，1400万网格已满足计算要求。

由于缺乏火箭橇流场试验数据，本文通过Ahmed模型绕流数值模拟进行算法验证。基于已有的试验结果和计算结果[15-16]，计算的来流速度60 m/s，基于模型长度L0的雷诺数为4.3×106。Ahmed模型表面网格数127(流向)×51(展向)×31(法向)，如图2所示。本文计算得到的阻力系数为0.234，试验值为0.23，相对误差为1.7%。图2给出了上表面对称中心处的压力系数分布，计算结果与文献[16]的计算结果一致。因此，可以采用相同方法处理类似绕流问题。

3 模拟结果与讨论

火箭橇试验的主要测试速度范围60～90 m/s，属于低亚声速范畴，以80 m/s工况为例，选取典型截面(对称面y=0，伞衣底边处横截面x=4.62h)进行分析。

3.1 火箭橇尾流场特性分析

图3(a)显示了无护板火箭橇尾流区流向速度分布，以伞舱出口截面中心为坐标原点。受火箭橇顶部、中间隔板和底部结构的影响，气流速度发生衰减，除在顶部和助推火箭处存在局部回流区外，尾流区流向速度衰减明显。

另一方面，图3(b)显示尾流存在下洗现象，下洗气流增加了伞衣与地面接触的概率，对伞衣安全造成了威胁，甚至导致试验失败。因此，阻力伞试验中，伞绳长度不能过短，太短不利于开伞和性能测试，也不能过长，以免受气流下洗影响发生触地，一般根据尾流特性进行选取。

图4显示伞衣底边(x=4.62h)的速度云图和流线图，中心黑色垂直实线表示对称面。由图4(a)知，流场呈现涡系结构，-0.95h以下，气流向中心汇聚；-0.95h～-0.41h，气流向外侧分流；-0.41h～0.15h，气流再次向中心汇聚；0.15h以上，气流向外侧分流。由图4(b)知，法向速度的方向随高度和展向距离的变化而变化，伞衣区域底部，内侧气流上抛，外侧气流下洗；中部，内侧气流下洗，外侧气流上抛；顶部，内侧气流上抛，外侧气流下洗。火箭橇尾流场结构复杂，与均匀来流明显不同，因此，当采用火箭橇进行阻力伞测试时，需要对测试阻力伞性能数据进行评估修正。

3.2 护板对火箭橇尾流场的影响

为了提高试验的安全性，避免伞衣触地，需要改善尾流场的流动特性。较简单有效的方法是在火箭橇尾端增加5h～6h(试验中选取5.56h)长度的护板，护板宽度与地面凸台宽度相近，护板下表面与火箭橇下表面高度一致，见图1。

速度80 m/s时，地面附近(z<-0.95h)，无护板火箭橇尾流区气流向中心汇聚(图4(a))。加装护板后，有效减弱了复杂地面结构对尾流的影响，降低了尾流流向速度衰减程度(定量对比在3.3节中作详细说明)，同时护板可加强尾流向外侧分流的趋势(见图5)，这有助于双阻力伞在充气过程的相互分离，防止双伞缠绕。

无护板火箭橇阻力系数为0.629，升力系数为-0.025。装配护板后，迎风面积和摩擦阻力增大，火箭橇和护板的总阻力系数为0.653，阻力系数增大了3.8%，其中火箭橇的阻力系数为0.602，护板的阻力系数为0.081。由于护板减弱了气流的下洗强度，火箭橇和护板的总升力系数为-0.005，气动升力幅值减小，其中，火箭橇的升力系数为-0.013，护板的升力系数为-0.001。因此， 加装护板，气动升力值减小，减弱了气动升力随速度变化导致的火箭橇振动[5,13]。

对60 m/s、70 m/s、80 m/s和90 m/s速度下的有护板火箭橇进行数值模拟。选取对称面上，伞衣底边(x=4.62h)探测线进行定量分析，如图6所示。vx/v0表示流向速度与来流速度的比，p/p0表示尾流压力与环境压力的比。无量纲流向速度差值小于8%(见图6(a))，无量纲压力差值小于0.5%(见图6(b))，故此型火箭橇的尾流场结构稳定，速度对火箭橇尾流场特性的影响可以忽略。

由表1知，以有护板火箭橇的迎风面积为参考面积，火箭橇的阻力系数变化幅值小于1%，升力系数基本不变，约为-0.005。因此，火箭橇的阻力系数和升力系数几乎不受速度的影响。此外，护板火箭橇总质量约为7002 kg，气动阻力是自重的4.8%～10.8%，气动升力是自重的0.84%～1.9%，并且气动升力方向向下。因此，在火箭橇动力学计算中，可以忽略气动升力的影响。

表1 阻力系数和升力系数Table 1 Drag coefficient and lift coefficient

3.3 火箭橇和飞机尾流场的对比

火箭橇试验的目的是模拟飞机试验。因此，选取F-16A战斗机与火箭橇对比，F-16A计算条件与火箭橇试验流场的计算条件相同。通过网格无关性验证发现，1300万网格满足计算要求。

来流80 m/s，选取伞衣底边横截面上(x=4.62h)y=0和z=0探测线进行定量分析，将无护板火箭橇记为rocket sled 1，有护板火箭橇记为rocket sled 2，见图7和图8。

在阻力伞运动区域，rocket sled 1 、rocket sled 2和F-16A三型前置体的尾流压力分布几乎一致(图7(a))。此外，无量纲流向速度分布具有较好的相似性。在伞舱平面上方(>0h)，有/无护板火箭橇和F-16A的无量纲流向速度差值约小于7%；在推进车与伞舱平面之间(-0.71h～0h)，该差值在靠近推进车平面处最大，约为15%，(图7(b))。但该位置靠近推进车平面，不影响阻力伞试验测试。同理，在推进车平面与轨道平面之间(<-0.71h)，流场差异对阻力伞的试验测试影响可以忽略。因此，火箭橇尾流测试区的流向速度分布能够反映飞机尾流的流向速度分布特点。

图8给出了压力和速度在伞舱高度(z=0)沿展向的分布曲线。可以看出，有/无护板火箭橇尾流区压力和速度分布一致。两型火箭橇和飞机的尾流结构存在差异，流向速度差值小于3.8%(图8(a))；压力差值小于100Pa(图8(b))；展向速度差值小于20.5m/s(图8(c))；法向速度差值小于1.6m/s(图8(d))。对比图7和图8知，火箭橇和飞机的尾流场结构具有较高的相似性，适合开展相关速度条件下的阻力伞试验测试。

4 结 论

1) 火箭橇尾流存在气流下洗现象，护板使尾流下洗强度减弱，降低升力对火箭橇振动的影响。同时护板增强了尾流展向外洗，与飞机流场符合度提高，减少双伞互相缠绕概率。

2) 低亚声速范围(60～90 m/s)，火箭橇的阻力系数为0.648～0.654，升力系数约为-0.005，速度变化对火箭橇气动特性的影响较小。

3) 阻力伞运动区，火箭橇尾流与飞机尾流场结构具有较好的相似性。相近的压力和速度分布适合开展相关速度条件下的阻力伞试验测试。

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Analysisofwakeflowcharacteristicsforlowsubsonicrocketsled

FANG Ming1,SUN Jianhong1,*,WANG Conglei2,YU Yuanyuan1,3,Zhang Yantai1

(1.NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China;2.AVICHongguangAirborneEquipmentCo.Ltd,Nanjing210022,China;3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonLife-supportTechnology,Xiangyang441003,China)

The three-dimensional (3D) flow field around a rocket sled system in low subsonic testing velocities was simulated through 3D incompressible Navier-Stokes equations and the Realizablek-εturbulence model.The wake flow characteristics of the rocket sled with and without the extension plate were obtained at different free stream velocities.Moreover,the difference of the wake flow fields were compared and analyzed between the rocket sled and the aircraft.Results show that the dynamic drag is about 4.8%～8.6% of the total weight of the rocket sled system corresponding to a drag coefficient about 0.65 for the free stream velocities in the range of 60 m/s to 90 m/s.The aerodynamic lift force,which is negative,is merely 0.84%～1.9% of the total weight,and the lift coefficient is just -0.005,suggesting that the effect of the aerodynamic lift can be omitted in the kinetic analysis of this rocket sled system.The dimensionless velocity difference in the detection location is less than 8%,and the dimensionless pressure difference is less than 0.5%.These differences indicate that the influence of the velocity on the wake flow field can be neglected.In addition,the wake flow fields are similar according to the comparison of the wake field between the rocket sled system and the aircraft.This similarity satisfies the requirement of the experimental test.

wake flow; aerodynamic force; rocket sled; low subsonic flow; drag coefficient

0258-1825(2017)06-0897-05

V416.8; V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0132

2017-08-14;

2017-09-16

航空科学基金(20142952026);江苏省高校优势学科建设工程资助项目

房明(1986-),男,山东临沂人,博士生,研究方向:飞行器环境控制与安全救生技术研究.E-mail:fangming@nuaa.edu.cn

孙建红*(1968-),男,江西鹰潭人,教授,研究方向:飞行器设计，环境流体力学，飞行器环境控制与生命保障技术研究.E-mail:jhsun@nuaa.edu.cn

房明,孙建红,王从磊,等.低亚声速火箭橇尾流场特性分析[J].空气动力学学报,2017,35(6):897-901.

10.7638/kqdlxxb-2017.0132 FANG M,SUN J H,WANG C L,et al.Analysis of wake flow characteristics for low subsonic rocket sled[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):897-901.