升力體高超聲速飛行器橫向氣動特性研究

高 清, 李建華, 李 潛

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

升力體高超聲速飛行器橫向氣動特性研究

高 清, 李建華, 李 潛

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

升力體高超聲速飛行器具有較高升阻比，但穩(wěn)定性尤其是橫側向穩(wěn)定性差，研究表明，在橫側向兩個方向中，橫向穩(wěn)定性更弱。為了深入理解升力體高超聲速飛行器最薄弱的橫向穩(wěn)定性問題，進行了兩種典型升力體高超聲速飛行器滾轉動穩(wěn)定特性的風洞試驗研究。試驗采用自由振動方法，試驗馬赫數(shù)5和6，單位雷諾數(shù)分別為Re/L=2.3×107和2.0×107。試驗結果表明：升力體模型一在小迎角就出現(xiàn)自激振動，判斷是由于頭部存在非對稱轉捩引起，通過在模型前體順氣流方向布置絆線促使流動在絆線處對稱轉捩的方式，有效抑制了模型的自激振動，并使受激后的滾轉自由振動曲線線性增強，滾轉動態(tài)穩(wěn)定性增加；升力體試驗模型二的滾轉非定常氣動力的試驗中模型的振蕩具有較強多頻譜和周期性特征，對該試驗模型加絆線前多種狀態(tài)的滾轉非定常振動曲線進行的譜分析發(fā)現(xiàn)，它們都存在除機械阻尼外的3個振動頻率，說明高超聲速橫向繞流有3個特征尺度，即橫向分離或轉捩流動有3個不同的尺度。建立由這3個振動頻率余弦和形式表達的滾轉力矩數(shù)學模型。從數(shù)學模型值與相應氣動數(shù)據(jù)的對比來看，3個振動頻率建立的數(shù)學模型捕捉了升力體高超聲速飛行器滾轉非定常氣動力試驗曲線的基本趨勢，也涵蓋了滾轉力矩主要的量值范圍。

升力體高超聲速飛行器；橫向穩(wěn)定性； 非對稱轉捩； 風洞試驗；多尺度

0 引 言

高超聲速飛行器可以實現(xiàn)較短時間的全球到達，可以作為高超聲速飛機、高超聲速巡航彈和可重復使用航天運載器的候選方案，其誘人的應用前景引起各航空航天強國的廣泛關注。

2004年X-43試飛成功，完成超燃點火并以沖壓發(fā)動機提供的推力持續(xù)飛行11s，標志著超燃沖壓發(fā)動機技術取得重大進展，但X-43以高超聲速僅飛行了十幾秒，原因可能是防熱結構、飛行穩(wěn)定和控制問題還沒有解決。HTV-2于2010和2011年兩次飛行試驗均告失敗，原因之一是：兩次飛行試驗均在再入/滑翔飛行模式轉換階段，飛行穩(wěn)定與操縱性能不足，出現(xiàn)滾轉/偏航耦合運動，誘導超調的偏航/滾轉力矩，遠遠超過實際可控能力，導致姿態(tài)失控。盡管采用RCS系統(tǒng)進行橫航向操縱，但操縱能力依然有限。可見HTV-2的兩次試飛失敗很可能都與飛行器橫側向穩(wěn)定性不足有關。

對高超聲速飛行器的橫側向穩(wěn)定性問題，科研人員曾開展了大量計算和試驗的研究工作[1-3]。研究發(fā)現(xiàn)，高超聲速飛行器的穩(wěn)定性普遍具有橫側向穩(wěn)定性差、氣動耦合嚴重、極易受到吸氣式發(fā)動機影響，且橫側向和縱向特性存在相互制約關系等特點。由于高超聲速飛行器橫側向穩(wěn)定性低，飛行速度快，極易使飛行器產生強烈的不可控運動，所以有文獻報道開展了氣動增穩(wěn)工作[4-5]，比如通過增加垂尾面積提高橫側向穩(wěn)定性、通過布置頭部邊條或前體縱向的導流片減小不對稱側向力等。

國內對高超聲速飛行器穩(wěn)定性的研究多集中于控制穩(wěn)定性[6-8]或氣彈穩(wěn)定性[9]、縱向穩(wěn)定性[10-11]或靜穩(wěn)定性[12-13],對橫側向動態(tài)穩(wěn)定性的研究較少。而根據(jù)中國航天空氣動力技術研究院對升力體高超聲速飛行器的動態(tài)穩(wěn)定試驗的研究結果，在橫向和側向兩個方向上，橫向的動態(tài)穩(wěn)定性更弱。所以為了深入理解升力體高超聲速飛行器最薄弱的橫向穩(wěn)定性問題，本文作者進行了兩種典型升力體高超聲速飛行器滾轉動穩(wěn)定特性風洞試驗研究，探索了該類飛行器橫向的氣動增穩(wěn)措施，并嘗試采用數(shù)學模型描述滾轉非定常氣動力矩，以期進一步認識升力體高超聲速飛行器繞流的流動機理。

1 滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性風洞試驗

1.1 風洞試驗概況

在中國航天空氣動力技術研究院的FD-07風洞對兩種典型升力體高超聲速飛行器進行了Ma=5,6的自由振動滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性試驗，試驗中Ma=5,6的單位雷諾數(shù)分別為Re/L=2.3×107和2.0×107。試驗裝置由滾轉彈性鉸鏈、支臂、氣動激振裝置和數(shù)據(jù)處理與采集系統(tǒng)組成。試驗采用的滾轉彈性鉸鏈元件的剛度為12.5N·m/rad，模型系統(tǒng)的滾轉自然振動頻率為10.74Hz。

如圖1所示，模型通過彈性鉸鏈支撐在支桿上，彈性鉸鏈的中心盡量與模型質心重合，模型可以繞其中心線作小幅值的自由滾轉運動。在模型尾部裝有強迫模型產生初始角位移的觸發(fā)機構。試驗時，先啟動風洞，然后用觸發(fā)器推動模型，使模型受到滾轉力矩，偏離平衡位置，產生一個初始角位移φ0(一般取φ0=±1°～±3°)，然后松開觸發(fā)器，使模型作自由滾轉振動。在彈性鉸鏈上貼有電阻絲應變片用來測量模型的角位移變化歷程。

圖1 滾轉自由振動試驗裝置示意圖

1.2 試驗模型

對兩種典型升力體高超聲速飛行器開展了自由振動滾轉動態(tài)穩(wěn)定性風洞試驗。第1種典型外形具有細長鈍錐頭部、圓柱機身、雙大三角翼和中等面積垂尾的布局特點,模型長與翼展長之比為2。第2種典型外形是根據(jù)公開的HTV-2外形[14](圖2左)按1∶8.3的比例設計的，模型長427mm，底部展長265mm，底部高65mm(圖2右)。由于該模型具有該類面對稱飛行器的典型特征，對此模型的風洞試驗結果能夠反映HTV-2類飛行器的橫向基本特征。

1.3 前體順氣流縱向絆線對橫向穩(wěn)定性的影響

在模型1的滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性試驗中，模型在小迎角產生自激振動，判斷可能是由頭部小橫流造成的非對稱轉捩引起[15]，進一步通過風洞試驗進行縱向絆線促發(fā)對稱轉捩從而增加橫側向穩(wěn)定性的研究。試驗中未采用縱向絆線時，模型出現(xiàn)明顯的橫向振動；在頭部兩側等距離各布置寬2mm，高1mm，長度為半弦長的3條縱向絆線后，模型的橫向振動得到極大削弱。圖3為加絆線前后滾轉振動的振幅。

(a)

(b)

Fig.2 The announced configuration(a) and boundary dimensions of test model(b) of HTV-2

(a)

(b)

圖3 加絆線前(a)、后(b)的滾轉振幅變化歷程(試驗條件：Ma=6，α=β=0°)

Fig.3 The variation of roll angle for pre (a) and pro(b) bending strips on the model(test condition:Ma=6，α=β=0°)

在模型2的滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性試驗中，馬赫5的滾轉振動曲線出現(xiàn)明顯非線性，在模型前體上下表面粘貼高約1mm的順氣流尼龍絆線后(圖4)，滾轉自由振動曲線的線性明顯增強(圖5)。

(a)

(b)

Fig.4 Bending strips on the upper(a) and bottom(b) of the model

(b)

圖5Ma=5，α=β=0°加絆線前(a)、后(b)的滾轉自由振動試驗曲線

Fig.5 The roll free oscillation test curves ofMa=5，α=β=0°for pre(a) and pro(b) bending strips on the model

對兩種典型升力體高超聲速飛行器的滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性風洞試驗的結果表明：(1)橫向擾動的來源之一在于頭部繞流的非對稱轉捩效應；(2)順氣流縱向絆線對促使轉捩的對稱性，增加橫向動態(tài)穩(wěn)定性有一定效果。

2 非定常滾轉力矩建模

由于在兩種典型升力體高超聲速滾轉動態(tài)穩(wěn)定特性試驗中，滾轉振動曲線呈現(xiàn)明顯的非線性非定常特征，滾轉力矩若繼續(xù)由線性系數(shù)表示，則存在較大誤差。為了深入理解升力體高超聲速飛行器橫向氣動特性并方便相關控制系統(tǒng)的設計，作者根據(jù)典型試驗模型2的風洞試驗結果，嘗試采用數(shù)學表達式來描述升力體高超聲速飛行器的非定常滾轉力矩。

2.1 建模方法

根據(jù)風洞試驗獲得的非定常氣動力數(shù)據(jù)，通過對數(shù)據(jù)的頻譜特性分析，建立一種級數(shù)形式的非定常氣動力表達式，級數(shù)的項數(shù)和各項的系數(shù)和頻率由風洞結果確定。由于本研究中升力體高超聲速飛行器的滾轉自由振動曲線與Hopf分叉后的周期平衡振蕩曲線[16]類似，所以借鑒了Hopf分叉后氣動力的表達式，將非定常滾轉力矩表達為周期余弦函數(shù)和的形式。非定常氣動力采用周期函數(shù)形式建模的根據(jù)，一是先期的風洞試驗中發(fā)現(xiàn)升力體模型的滾轉力矩具有多頻譜的周期特征；二是周期函數(shù)作為有效的數(shù)學工具，可以分析不同頻率的氣動力響應。

根據(jù)風洞試驗結果，對于兩種典型升力體高超聲速飛行器，發(fā)現(xiàn)滾轉試驗振動曲線除機械振動頻率外都存在3個主振動頻率，因此，取3個頻率的余弦形式建立滾轉非定常氣動力矩模型。由于試驗模型1的試驗結果較少，本文基于試驗模型2的風洞試驗數(shù)據(jù)進行滾轉非定常氣動力的數(shù)學建模研究。

2.2 滾轉力矩建模及模型分析

建模步驟：首先，對試驗模型的地面無風自由滾轉振動數(shù)據(jù)進行譜分析(圖6)，獲得系統(tǒng)機械阻尼的頻率(10.74Hz)。然后對4種狀態(tài)下的滾轉非定常氣動力試驗結果進行譜分析(圖7)，確定主要的振動頻率及其幅值和相位，發(fā)現(xiàn)在這些狀態(tài)下，試驗曲線都存在除機械阻尼頻率外的3個振動頻率，按振動頻率對應的幅值從大到小的順序依次為：10.25Hz，9.77Hz和11.23Hz。而且根據(jù)譜分析圖，機械阻尼對應頻率10.74Hz的幅值小于3個氣動阻尼頻率對應的幅值，說明在研究的氣動狀態(tài)下，氣動阻尼在總阻尼中所占的比例較高，機械阻尼干擾相對較小。滾轉力矩可近似由3個振動頻率的余弦函數(shù)表達為：

(a)

(b)

Fig.6 The roll free-oscillation test data on the ground and its spectrum analysis

(a)

(b)

Fig.7 The roll free-oscillation test data in wind-tunnel and its spectrum analysis

(1)

對于不同的氣動狀態(tài)，3個氣動主頻對應的幅值和相位稍有不同(表1)。由表1可見，在試驗研究的4種狀態(tài)下，滾轉力矩模型中頻率項幅值存在較明顯的規(guī)律性，頻率項幅值隨迎角的增加而略有增加，相位角隨馬赫數(shù)和迎角的變化也呈現(xiàn)一定的規(guī)律性。

表1 主要振動頻率及相位幅值

圖8 3個氣動主頻模擬數(shù)據(jù)與相應試驗數(shù)據(jù)的對比

Fig.8 Comparison of data from the mathematical model with the corresponding wind-tunnel test data

根據(jù)風洞試驗結果，兩種典型升力體高超聲速飛行器模型在研究的多種氣動狀態(tài)下，都存在除機械振動頻率外的3個共同的振動頻率。這3個振動頻率對應飛行器橫向繞流有3個特征尺度，即橫向分離或轉捩流動有3個不同的尺度。從流場角度分析，在低速飛行情況下，湍流與轉捩等小尺度流動的能量對整個流場的貢獻較小。而在高超聲速飛行時，飛行器繞流中湍流與轉捩等小尺度流動的貢獻明顯增加，使得原來主要沿軸向的動能，部分轉移至橫側向，這種流型和流態(tài)的變化會誘導出附加氣動力，這個附加的氣動力直接影響到飛行器的姿態(tài)和迎角變化。高超聲速姿態(tài)和迎角的變化反過來又影響分離和轉捩點的位置，這種邊界層分離和轉捩點位置與迎角變化的相互影響將誘導出周期性的多尺度非定常氣動力，而且不同尺度流動的頻率隨馬赫數(shù)增加也越來越近，高超聲速繞流的多尺度效應是高超聲速流動有別于低速流動的最重要的特征，也是高超聲速飛行器氣動力出現(xiàn)強烈非線性的根本原因之一。這種多頻譜非線性物理現(xiàn)象使高超聲速飛行與控制出現(xiàn)較大困難。

3 結 論

本文針對兩種典型升力體高超聲速飛行器進行了滾轉動穩(wěn)定特性風洞試驗研究。對于一種典型外形，模型在小迎角就出現(xiàn)自激橫向振動，通過在模型前體順氣流布置縱向絆線促使流動在絆線處對稱轉捩的方式，有效抑制了模型的自激振動。對于另一種典型外形，模型在Ma=5時滾轉振動曲線呈現(xiàn)明顯的非線性，通過在模型前體順氣流布置縱向絆線影響流動的方式，使?jié)L轉自由振動曲線線性增強。說明對升力體高超聲速飛行器，橫向穩(wěn)定性弱，容易出現(xiàn)非線性振動，其部分原因是飛行器前體的橫向擾動復雜，出現(xiàn)非對稱轉捩，而通過前體粘貼順氣流縱向絆線，使流動在絆線處固定對稱轉捩時，非線性振動得到抑制，橫向穩(wěn)定性得以改善。

對試驗模型2加絆線前多種狀態(tài)的滾轉非定常振動曲線的譜分析發(fā)現(xiàn)，它們都存在除機械阻尼頻率外的3個振動頻率，由這3個振動頻率余弦和形式表達的滾轉力矩與試驗曲線吻合良好，說明高超聲速橫向繞流存在3個主要的特征尺度，即橫向分離或轉捩流動有3個不同的尺度，多尺度特征是高超聲速飛行器流場的一個重要特征，也是高超聲速氣動力出現(xiàn)非線性的重要原因。

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(編輯：張巧蕓)

Study on lateral stability of hypersonic lifting-configurations

Gao Qing, Li Jianhua, Li Qian

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

Hypersonic lifting-configurations have high lift-drag ratio, but are vulnerable to instability. Researches show that compared to the directional stability, the lateral stability is even weaker. To have a deeper understanding of the lateral stability of hypersonic lifting-configurations, wind-tunnel tests of roll non-steady aerodynamics for two typical hypersonic lifting-configurations are carried out in FD-07 in China Academy of Aerospace Aerodynamics. The tests adopt free-oscillation method. The test Mach numbers are 5 and 6, and the corresponding Reynolds numbers per unit length are 2.3×107and 2.0×107, respectively. During the roll dynamic stability tests of the first test model, the model vibrated violently even when the angle of attack was small. This is possibly provoked by the asymmetric transition from the small transverse flow around the nose of model. Subsequent research adopts longitudinal strips to generate symmetric transition at the fore-body of the model. Test results confirm that the adoption of longitudinal strips could indeed stimulate symmetric transition of lateral flow and strengthen the lateral stability of hypersonic aircrafts at the same time. During the wind-tunnel tests of the second test model, the oscillations of the model presented a certain multi-frequency and periodical characteristics. Spectrum analysis of roll vibration data under several different flow conditions show that there are three main vibration frequencies apart from the mechanical vibration frequency. It indicates that there are three characteristic lengths in the hypersonic lifting-configurations flow field. In other words, there are three scales of lateral separation or transition. A model of roll moment is established in this paper where the roll moment is expressed as the sum of cosine of the three vibration frequencies. The comparison between the results obtained from this model and the corresponding aerodynamic test data shows that this model can capture the primary tendency of the test curve and cover the main magnitude domain of the roll aerodynamic moment.

hypersonic lifting-configurations;lateral stability;asymmetric transition;wind-tunnel experiment;multi-scale

1672-9897(2015)01-0043-06

10.11729/syltlx20130107

2013-12-02;

2014-11-06

李建華，E-mail:ssanliren@126.com

GaoQ,LiJH,LiQ.Studyonlateralstabilityofhypersoniclifting-configurations.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 43-48. 高 清, 李建華, 李 潛. 升力體高超聲速飛行器橫向氣動特性研究. 實驗流體力學, 2015, 29(1): 43-48.

V212.12+1

A

高 清(1983-)，女，山東曹縣人，博士，工程師。研究方向：高超聲速飛行器動態(tài)特性。通信地址：北京7201信箱14分箱(100074)，E-mail:1034505942@qq.com