乘波體構型飛行器的高超聲速測壓實驗研究

肖 虹,高 超,黨云卿

(1.西北工業大學翼型/葉柵空氣動力學國家科技重點實驗室,西安 710072;2.中航工業第一飛機設計研究院,西安 710089)

0 引 言

乘波體構型是高超聲速飛行器的重要氣動布局之一。由于其具有高升力和低阻力的氣動特性,使升阻比大大高于其他類型的高超聲速飛行器,同時機動性能也較優[1]。在乘波體高超聲速飛行器初步設計階段對構型進行優化設計是主要研究手段,也是實現高超聲速飛行的關鍵技術之一。

在高超聲速乘波體飛行器優化設計中,為了減少計算量一般選用升阻比作為氣動特性的優化目標,選用阻力系數、壓心位置和進氣道入口流量等作為約束條件[2]。但這種方法對流場細節考慮不充分,諸如激波位置、前體壓縮性和后體膨脹效果等都必須通過實驗加以驗證。因此,風洞實驗就成了高超聲速乘波體飛行器優化設計至關重要的環節。通過測壓實驗與紋影技術相結合的方法,不僅能從紋影圖中觀測激波位置是否與設計相符,而且能準確、詳細地獲得乘波體表面的壓力分布,對分析各部件氣動性能及乘波體設計具有重要參考價值。目前,在乘波體表面大量布置測量點的風洞實驗研究還開展得比較少,大多為測力實驗和局部測壓實驗[3-6]。

筆者對文獻[2]中給出的優化設計乘波體構型飛行器進行了測壓試驗,得到M=6和M=7時乘波體表面壓力分布。結果表明：進氣道唇口準確捕捉到激波。乘波體上表面壓力變化不大,有利于減小飛行器的阻力。下表面前體預壓縮性和后體膨脹效果明顯。

1 風洞試驗

1.1 實驗模型和風洞

實驗模型為文獻[2]中乘波體構型的1∶10測壓模型,包括發動機/機體組合體、水平控制翼(兩個)和垂直尾翼(兩個),如圖1(a)所示。上表面曲線分為圓弧OI段,斜線IH、HG段和水平直線GD段。下表面曲線分為前體/進氣道OC段,隔離段/燃燒室CE段和后體/尾噴管EJ段。前體/進氣道由三個外壓段和兩個內壓段組成,后體/尾噴管設計為三次樣條曲線,具體參數見圖1(b)。實驗模型上下表面共50個測壓點,沿縱向分為5條測量線。上表面有兩條測量線(測量線1和2);下表面有3條測線(測量線3、4和5)。測點布置見圖2,圖中坐標為無量綱量,其中L和S分別為乘波體機身長度和寬度。下表面0.4＜x/L＜0.8區域內的測點在發動機內部。

實驗在暫沖、吹引式FD-07 Φ 0.5m常規高超聲速風洞中完成。實驗馬赫數M=6,7,風洞流場校測結果表明,流場均勻區的平均馬赫數為 5.933, 6.971,均達到ΔM/M≤0.01的均勻性指標。

圖1 乘波體外形示意圖Fig.1 Schmatic of waverider shape

1.2 儀器和試驗條件

采用SYST EM8400電子掃描閥壓力測量系統進行數據采集,采樣速率 10000點/s,測量精度為0.05%FSI。

文獻[2]中給出的乘波體飛行器設計狀態為M= 6,α=2°,針對此模型進行了包括設計點在內的14個狀態的風洞測壓實驗。實驗馬赫數M=6,7,對應的基于單位長度的雷諾數分別為Re=1.86×107和1.68× 107。風洞實驗時連續改變迎角獲得α=-4°,-2°,0°,2°, 4°,6°,8°下的測壓數據。實驗中側滑角β=0°。

圖2 模型測壓點布置圖Fig.2 Pressure orifile distribution of the experimental model

2 結果與分析

實驗在發動機不工作狀態下進行,主要觀測乘波體前體激波結構和后體流動特性,給出乘波體上、下表面的壓力分布。測點的壓力系數cp(i)=(p(i)-p∞)/q。

圖3為M=6,α=2°和M=6,α=8°實驗的彩色紋影錄像截圖,從圖中可以觀察到乘波體頭部脫體激波(圖中標示1),進氣道唇口準確地捕捉到的壓縮激波(圖中標示2),來流在唇口處形成的激波(圖中標示3)及其反射激波(圖中標示4)在進氣道口形成了復雜的激波系。同時可以看到在乘波體后體形成的膨脹波。從圖3(a)和圖3(b)比較可以看出,α=8°時乘波體前體激波和后體膨脹波的強度比α=2°時大。

圖3 彩色紋影圖Fig.3 Colour schlieren

圖4為M=6,α=2°時乘波體上下表面5條測量線上壓力沿流向的變化。取y/S=0.13(位于乘波體機身側面結構)和y/S=0.50(位于乘波體中軸線)兩個截面進行比較可以看出：在中間區域(0.28＜y/S＜0.72)乘波體上下表面壓差很大,發動機進氣道內壓段增壓效果明顯。而在乘波體機身側面的位置(y/S＜0.28和y/S＞0.72)則上下表面壓力差較小。

圖4 乘波體表面壓力沿流向的變化,M=6,α=2°Fig.4 Axial variation of surface pressure coefficient at M=6,α=2°

在乘波體上表面,測量線1和測量線2的壓力沿流向均變化不大,壓力系數的變化量在0.08范圍內。兩條測量線壓力值接近,表明乘波體上表面展向壓力差很小,流動均勻。

在乘波體下表面,測量線4和測量線5上壓力沿軸向變化明顯。乘波體前體、發動機內部和后體分三段呈現不同的變化規律。前體在三段預壓縮面作用下,壓力系數由 0增加到 0.1左右。在進氣道口(x/L=0.45),經過復雜激波系壓力增加顯著,增壓效果比前體斜激波明顯。后體處(x/L＞0.78)壓力迅速下降,當x/L=0.95時乘波體下表面壓力已與來流壓力相等。

取pf和pa兩個參數,對乘波體前體激波強度和乘波體后體膨脹效果進行定量分析。定義前體壓比pf和后體壓比pa為：

其中,pin為進氣道入口(測點42)的壓力值,pout為發動機不工作狀態下出口(測點46)的壓力值,p∞為來流壓力,pb為測量線5上乘波體機身后體最后一個測點(測點50)的壓力,測點位置見圖2。

圖5中給出了乘波體前體壓縮和后體膨脹效果隨迎角的變化：pf隨著迎角的增加而增大;pa隨著迎角的增加而增大,當α≥2°時,基本保持不變。這與紋影圖的分析結論相符。M=7時,乘波體前體激波強度pf值大于M=6時的值,說明M=7時壓縮效果較好;而在正迎角范圍內,M=6時后體膨脹效果較好。

圖5 乘波體下表面壓縮和膨脹特性Fig.5 Compression and expansion characteristics on lower surface

圖6 乘波體升阻比隨迎角的變化Fig.6 Lift-to-drag ratio vs angle of attack

對同一乘波體構型同時也進行了測力實驗。圖6給出了該乘波體構型在M=6和M=7時,升阻比隨迎角的變化。可以看出該乘波體構型在實驗馬赫數正迎角范圍內綜合氣動性能良好。

3 結 論

對某乘波體進行了高超聲速測壓實驗。結果表明：進氣道唇口能準確捕捉到壓縮激波,激波位置與設計吻合。乘波體上表面流向壓力變化很小,有利于減小阻力,展向流動均勻;下表面壓力在進氣口處有明顯階躍,后體膨脹效果明顯。在設計狀態下,該乘波體飛行器整體氣動性能良好。

[1] DAVID Manor.Aerothermodynamic environments and thermal protection for a wave-rider second stage[J]. Journal of Spacecraft and Rockets,2005,42(2)：208-212.

[2] 車 競,唐 碩.高超聲速巡航飛行器機身多目標優化設計[J].實驗流體力學,2008,22(1)：55-60.

[3] 賀元元,倪鴻禮.一體化高超聲速飛行器氣動-推進性能評估[J].實驗流體力學,2007,21(2)：63-67.

[4] 姚文秀,雷麥芳.高超聲速乘波飛行器氣動實驗研究[J].宇航學報,2002,23(6)：82-84.

[5] 張 元,余少志.乘波體預壓縮性能試驗研究[J].空氣動力學學報,1999,17(1)：93-97.

[6] TIAGO C Rolim,MARCO Antonio S Minucci.Experimental results of a Mach 10 conical-flow derived waverider[R]. AIAA 2009-7433.