气动杆高超声速减阻机理研究

范 冰，黄 杰，单先阳

(1.南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，江苏 南京 210016)(2.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016)(3.湖北航天技术研究院总体设计所，湖北 武汉 430040)

高超声速飞行器是近年来航空航天领域的热点课题，如X-37B空天飞机、X-51A高超声速巡航导弹和HTV-2高超声速助推/滑翔式导弹等。高超声速来流受到飞行器头部的压缩，会产生一道弓形激波。由于弓形激波会引起巨大的激波阻力[1-2]，严重影响高超声速飞行器的气动性能，因此降低高超声速激波阻力具有重要的学术和工程价值。

气动杆主动流动控制是一种降低高超声速激波阻力的有效技术，是近年来高超声速减阻技术的热点。气动杆为细长杆，其通常安装在高超声速飞行器的头锥处。气动杆高超声速减阻的核心思想是利用气动杆对高超声速来流进行扰动，对流场进行重构。气动杆可破坏钝头体前方的原始弓形激波，将激波影响区域向前方推进，从而将原始弓形激波转化为强度较弱的类斜激波。斜激波的激波阻力远低于弓形激波，从而实现高超声速减阻[3-4]。此外在气动杆前端安装气动盘可增强气动杆对高超声速来流的压缩，使到达后部钝头体的气流速度降低，减弱后部再附激波的强度，从而提高气动杆的减阻性能[5-6]。

本文基于气动杆高超声速减阻技术，采用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)数值方法进行单独的钝头体和气动杆构型的高超声速气动分析，通过对比两种构型的流场结构、钝头体壁面压力分布及阻力系数，分析气动杆的减阻机理，并研究了气动杆长径比对钝头体壁面压力分布及减阻性能的影响。

1 物理与数值模型

本文首先考虑两种不同的构型，如图1所示。第一种为单独的钝头体，其可以模拟高超声速飞行器。第二种为气动杆构型，其中气动杆与钝头体共轴线。对比这两种构型的阻力特性即可验证气动杆构型的减阻性能。钝头体的长度L1为18 mm，前部直径D为7.67 mm，后部直径D1为14.34 mm，半锥角β为12.84°。气动杆长度L为23.01 mm，直径为0.1D。本文定义气动杆长径比为气动杆长度L与钝头体前部直径D之比。因此在当前分析模型中，气动杆长径比L/D为3。

图1 几何模型

本文采用CFD数值方法进行气动杆构型的减阻性能分析，其中空间离散采用AUSM+格式[7]，湍流模型采用Menter's SSTk-ω两方程模型[8]，时间推进采用LU-SGS格式[9]。高超声速自由来流马赫数Ma∞为9.86，来流静压P∞为59.92 Pa，来流静温T∞为48.88 K，来流攻角α为0°。本文采用ANSYS ICEM CFD软件划分三维结构网格，网格量约为90万。图2给出了计算网格和边界条件。数值模型的边界条件包括远场条件、无滑移壁面和超声速出口。在数值计算过程中监控模型的总阻力系数以容差1×10-4作为收敛标准。阻力系数Cd的计算公式为：

(1)

式中：F为阻力；ρ∞为高超声速来流密度；V∞为高超声速来流速率；S为参考面积，定义为πD2/4。

2 结果与讨论

2.1 流场分析

本文采用CFD数值方法进行单独的钝头体和气动杆构型的高超声速气动力分析，图3给出的是两种构型对称面的流场马赫云图和压力云图。高超声速自由来流受到钝头体的压缩在其前方形成了一道很强的弓形激波，激波后的高压将产生很强的激波阻力，严重影响高超声速飞行器的气动性能。在钝头体前端安装气动杆后，高超声速来流受到气动杆头部的压缩后同样会形成一道弓形激波。绕过气动杆后气流继续向下游流动，且在钝头体前方形成一个旋涡区。最后气流受到钝头体的再次压缩从而形成一道再附激波。对比图3(b)和3(d)，安装气动杆后钝头体前端的气体压强明显降低，其根本原因是再附激波强度弱于原始弓形激波强度。由此可知，安装气动杆可以有效降低钝头体前端的壁面压力分布。从整体上来看，气动杆对流场进行了重构，其将原始弓形激波推离钝头体，并转化为类斜激波，从而降低了激波强度。由于钝头体的激波阻力主要由激波强度决定，因此安装气动杆可减弱钝头体的激波阻力。

图3 两种构型的分析结果

2.2 减阻效率

图4给出了单独的钝头体和气动杆构型的钝头体壁面压力分布。结果表明,单独的钝头体壁面压力在前端驻点处最高，在0～3 mm区域迅速降低；从3 mm处往下游，壁面压力继续降低，但变化幅度很小。气动杆构型的钝头体壁面压力在0～1 mm区域迅速增加，在1 mm处附近达到峰值；随后在1～3 mm区域迅速降低；从3 mm处往下游，壁面压力继续降低，但变化幅度很小。此外在0～1 mm区域，气动杆构型的壁面压力明显低于单独的钝头体；但在1～3 mm区域，气动杆构型的壁面压力略高于单独的钝头体；从3 mm处往下游，两种构型的壁面压力相差很小。气动杆构型的钝头体峰值压力比单独的钝头体降低了55.87%。

图4 两种构型的钝头体壁面压强分布

表1列出了单独的钝头体和气动杆构型的阻力系数，可知气动杆构型的阻力系数比单独的钝头体降低了26.36%。表2列出了气动杆和钝头体对总阻力系数的贡献，表3列出了压力和黏性对总阻力系数的贡献。结果表明气动杆仅占总阻力的2.41%。针对单独的钝头体和气动杆构型，黏性导致的阻力分别占总阻力的14.74%和21.75%。由此可知，气动杆构型的总阻力主要来自于钝头体，且由壁面压力决定。以上分析结果验证了气动杆构型的减阻性能，高超声速飞行器可以在头锥处安装气动杆以减弱激波强度和提高气动性能。

表1 两种构型的阻力系数

表2 气动杆和钝头体对总阻力系数的贡献

表3 压力和黏性对总阻力系数的贡献

2.3 气动杆长度的影响

图5给出的是长径比分别为1，2，3和4的流场马赫云图。由图可知，增大气动杆长径比可明显将原始弓形激波推离钝头体，且将原始弓形激波转化为更弱的类斜激波。这对降低钝头体的壁面压力分布和阻力系数是有利的。图6给出了气动杆长径比对钝头体壁面压强分布和阻力系数的影响。结果表明,随气动杆长径比的增大，钝头体前端的壁面压力分布逐渐降低，而气动杆长径比对钝头体下游区域的壁面压力分布影响很小。气动杆长径比从1增大到4，钝头体峰值压力和阻力系数分别降低了51.43%和27.06%。由此可知，增大气动杆长径比可提高系统的减阻性能。

图5 不同长径比下的流场马赫云图

图6 气动杆长径比L/D对钝头体壁面压强分布和阻力系数的影响

随着气动杆长径比的增大，图6(a)中钝头体前端的壁面压力分布曲线之间的距离逐渐减小，图6(b)中阻力系数降低的速率也逐渐减小。由此可知，当气动杆长径比增大到一定值时，继续增大气动杆长径比对减阻性能的提高影响较小。本文仅研究气动杆长径比对减阻性能的影响，实际上增大气动杆长径比会明显降低其结构刚度和强度。因此选择气动杆长径比时应该综合考虑气动杆的减阻性能和结构力学性能。

3 结论

1) 气动杆构型的再附激波强度弱于原始弓形激波强度，且气动杆可将原始弓形激波转化为类斜激波，从而降低激波强度。因此安装气动杆可降低钝头体前端的壁面压力分布和总阻力。

2) 气动杆构型的总阻力主要来自于钝头体，且主要是由压力引起的。

3) 增大气动杆长径比可降低钝头体前端的壁面压力分布和总阻力，提高减阻性能，但减阻性能的变化率逐渐减小。