典型尾翼布局的類乘波體氣動與流場特性研究*

李曉鵬,宋文萍,宋　科

(西北工業大學翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室,西安　710072)

典型尾翼布局的類乘波體氣動與流場特性研究*

李曉鵬,宋文萍,宋科

(西北工業大學翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室,西安710072)

摘要:通過數值模擬方法,深入對比研究了高超聲速情況下類乘波體機身帶單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種典型尾翼布局的氣動特性,并揭示了機身對尾翼的干擾流動機理。研究表明:從全機的氣動性能角度分析,雙垂尾布局氣動特性最優;從尾翼的縱向氣動性能角度分析,單垂尾布局下尾翼的氣動特性較好。最后揭示了機身對垂直翼、傾斜翼和水平翼的干擾流動機理。文中的研究結果能夠對高超聲速飛行器的尾翼布局設計提供有價值的參考。

關鍵詞:氣動特性;干擾流動機理;乘波構形機身;典型尾翼布局

0引言

高超聲速飛行器是一種飛行速度高于5倍聲速的飛行器[1]。以吸氣式超燃沖壓發動機為動力的高超聲速飛行器前體主要采用了類乘波體布局,其最大的優勢是具有低阻、高升阻比的特性[2],從而可以實現長距離的高超聲速飛行。

美國X-51A作為吸氣式高超聲速飛行器的代表,成功地進行了飛行驗證試驗,其在氣動外形設計中就采用了類乘波體布局[3]。國內對這類布局的研究工作主要包括:飛行器一體化外形的升阻特性研究[4];飛行器氣動加熱的工程計算[5-6];飛行器一體化設計研究等方面[7]。然而對類乘波體飛行器尾翼布局設計和機身對尾翼的干擾特性方面缺乏較深入細致的研究。

對于類乘波體布局,飛行器前體的下表面會產生很大的升力,這也給飛行器帶來了很大的抬頭力矩,導致其縱向靜穩定度變得較差[8]。因此為了增加飛行器的縱向靜穩定度與可操縱性,同時考慮飛行器航向靜穩定度的要求,需要在機身后部配置尾翼。但尾翼的配置會對飛行器的氣動性能產生重要影響,故研究典型尾翼布局下飛行器的氣動性能與機身對尾翼的干擾流動機理具有重要的實際指導意義。

文中針對類乘波體機身帶3種典型尾翼布局的構型,深入對比研究了單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種尾翼布局的氣動性能,并揭示了機身與尾翼之間的干擾流動機理。文中的研究結果對高超聲速飛行器的尾翼布局設計提供了有價值的參考。

1數值方法及校驗

1.1　控制方程及其求解

積分守恒形式的三維雷諾平均N-S方程表達式如下:

(1)

式中,Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE)T為守恒變量。ρ為密度,u、v、w分別為直角坐標系下x、y、z三個方向的速度分量,E為單位質量總能;?V為某一固定區域V的邊界;n為邊界的外法向量;Fc為對流矢通量,Fv為粘性矢通量。

利用有限體積法求解上述控制方程,數值求解的時間推進采用隱式格式,空間離散采用二階TVD格式,采用k-ωSST湍流模型,物面邊界條件為絕熱壁條件。

1.2　數值方法校驗

以某方形截面導彈[9]為例進行數值方法校驗,校驗結果詳見文獻[10]。校驗結果表明,計算值與試驗值吻合較好,表明計算方法與網格生成策略可行。

2計算模型及計算網格

計算外形采用的尾翼外形如圖1所示,尾翼采用的翼型為前緣倒圓半徑為2 mm、相對厚度4%c的六邊形翼型,c為當地展向位置處的翼型剖面弦長。尾翼的前緣后掠角為45°。計算時力矩參考點取在50%機身長度處。

圖1　尾翼幾何外形示意圖

機身與尾翼組合體的幾何外形如圖2所示,其中圖2(a)、(b)、(c)分別為單垂尾、雙垂尾、三垂尾3種典型尾翼布局幾何示意圖。

圖2　3種典型尾翼布局的幾何外形示意圖

流場模擬采用多塊結構網格,機身帶尾翼的表面網格如圖3所示,全模的網格量約為1 100萬。

圖3　三垂尾布局表面網格示意圖

33種布局氣動特性對比與分析

3.1　3種布局下全機的氣動特性對比分析

首先給出了3種布局下全機的縱向靜穩定度,全機的縱向靜穩定度的計算公式如下:

(2)

表1為3種布局下全機的縱向靜穩定度比較,由表1可知,在Ma=6的狀態下,單垂尾布局由于沒有傾斜翼的存在,縱向是靜不穩定的;雙垂尾與三垂尾布局的縱向靜穩定度約為-2%。從Ma=6到Ma=2,由于壓心前移,全機的縱向穩定度逐漸增強。

表1　3種布局下全機的縱向靜穩定度比較

其次給出了3種布局下全機的航向靜穩定度,全機的航向靜穩定度計算公式如下:

(3)

表2為3種布局下全機的航向靜穩定度比較,在Ma=6狀態下,從單垂尾布局到三垂尾布局,航向穩定性逐漸增強。相對于單垂尾布局的航向靜穩定度,雙垂尾與三垂尾的航向靜穩定度的絕對值分別增加12%和44%,在Ma=2狀態下,雙垂尾與三垂尾的航向靜穩定度的絕對值分別增加24%和46%。

表2　3種布局下全機的航向靜穩定度比較

圖4為Ma=6狀態下全機的升力系數、阻力系數隨攻角變化曲線,主要規律如下:雙垂尾與三垂尾布局全機的升力系數較為接近,單垂尾上的升力系數略小;由單垂尾到三垂尾布局,全機的阻力系數逐漸增加。

圖4　3種布局下全機的氣動特性對比(Ma=6)

圖5為Ma=2狀態下全機的升力系數、阻力系數隨攻角變化曲線,主要規律如下:雙垂尾布局的升力系數較大,三垂尾布局升力系數略小,單垂尾上的升力系數最小;由單垂尾到三垂尾布局,全機的阻力系數逐漸增加。

圖5　3種布局下全機的氣動特性對比(Ma=2)

從以上對比分析中可以得出,在3種布局中,雙垂尾布局縱向靜穩定度較好,航向靜穩定度居中,升力系數較大,唯一不足的是阻力系數較單垂尾布局略大。故綜合比較3種布局全機的氣動特性,雙垂尾布局全機的氣動性能最優。

3.2　3種布局下尾翼上的氣動特性對比分析

為了更加深入細致的比較研究3種布局尾翼上的氣動特性,本節針對尾翼本身的氣動力進行了對比分析。

表3為Ma=6與Ma=2狀態下,3種布局的翼面在水平方向上單位投影面積提供的縱向靜穩定度,通過對比可知,雙垂尾與三垂尾布局翼面上提供的較為接近,而單垂尾上翼面提供的絕對值較大。故從縱向操作角度衡量,單垂尾布局縱向氣動效率最高。

表3　3種布局下翼面上提供的縱向靜穩定度

圖6為Ma=6狀態下,尾翼在水平方向單位投影面積上的升力系數、阻力系數隨攻角的變化曲線,主要規律如下:雙垂尾與三垂尾布局單位投影面積上的升力系數較為接近,單垂尾上的升力系數略大;由單垂尾到三垂尾布局,雙垂尾布局的阻力系數較小,單垂尾布局阻力系數較大。

圖6　尾翼在水平方向單位投影面積上的氣動力(Ma=6)

圖7為Ma=2狀態下,尾翼在水平方向單位投影面積上的升力系數、阻力系數隨攻角的變化曲線,主要規律如下:雙垂尾與三垂尾布局單位投影面積上的升力系數較為接近,單垂尾上的升力系數略大;由單垂尾到三垂尾布局,雙垂尾布局的阻力系數較小,單垂尾布局阻力系數較大。

圖7　尾翼在水平方向單位投影面積上的氣動力(Ma=2)

綜上所述,通過比較3種布局下水平方向單位投影面積翼面上的縱向氣動特性,可以得出,在3種布局中,單垂尾布局下的翼面在水平方向單位投影面積上提供的縱向靜穩定度最大,其升力系數最大,唯一不足的是阻力較大,故綜合比較縱向方面的氣動特性,布局一的翼面縱向氣動性能最優,布局二的翼面縱向氣動性能其次,布局三的翼面縱向氣動性能最差。

4機身對尾翼干擾機理分析

圖8為三垂尾布局在Ma=6,α=4°狀態下,機身與垂直翼、傾斜翼、水平翼的干擾流場結構及動壓云圖,從圖8中可以看出,垂直翼、傾斜翼、水平翼都受到機身的干擾,機身對翼面的干擾主要來源于三個方面,一是機身背風區與附面層形成的低動壓區(同樣也是低馬赫數區),二是機身產生的波系干擾區,三是機身產生的渦系干擾區。垂直翼受到機身背風面產生的低動壓區的干擾,干擾較強。傾斜翼受到機身附面層形成較薄低動壓區的干擾,干擾較弱;水平翼受到機身產生的漩渦流動的干擾,干擾較強。

圖8　機身與尾翼干擾流場結構示意圖

圖9為單垂尾、雙垂尾、三垂尾布局在Ma=6,α=4°狀態下,經過水平翼根部1/2弦長處橫截面的動壓云圖,從圖9中可以看出,垂直翼受到機身背風面產生的低動壓區的干擾,干擾較強;傾斜翼也受到機身產生較薄低動壓區的干擾,相比于垂直尾翼所受到的干擾,傾斜翼受到的干擾較弱;水平翼主要受到機身產生渦系結構的干擾,干擾主要集中在翼面根部附近,干擾較強。

圖9　經過水平翼根部1/2弦長處橫截面的總壓云圖(Ma=6)

圖10為單垂尾、雙垂尾、三垂尾布局在Ma=2,α=4°狀態下,經過水平翼根部1/2弦長處橫截面的動壓云圖,從圖10中可以看出,垂直翼受到機身背風區產生的低動壓區的干擾,干擾較強;傾斜翼也受到機身產生較薄低動壓區的干擾,傾斜翼受到的干擾較弱;水平翼也受到機身產生渦系結構的干擾,隨著馬赫數的減小,渦系對水平翼的干擾區增加,干擾程度增強。

圖10　經過水平翼根部1/2弦長處橫截面的總壓云圖(Ma=2)

綜上所述,機身對垂直翼、傾斜翼、水平翼都有一定程度的干擾。垂直翼受到機身背風面產生的低總壓區的較強干擾;傾斜翼也受到機身產生較薄低總壓區的較弱干擾;水平翼主要受到機身產生渦系的干擾,并且干擾較強。

5結論

文中對比研究了3種尾翼布局的氣動特性,并揭示了機身對尾翼的干擾機理,得出如下結論:

1)通過全機的氣動性能分析,雙垂尾布局的縱向靜穩定度高,航向靜穩定度較好,升力系數較大,因此雙垂尾布局氣動性能最優。

2)通過翼面在水平方向上單位投影面積的縱向

氣動性能分析,單垂尾布局下的翼面提供的縱向靜穩定度絕對值最大,其升力系數最大,單垂尾布局下的翼面縱向氣動性能最優。

3)垂直翼、傾斜翼、水平翼都受到機身的干擾,機身對翼面的干擾主要來源于三個方面,一是機身背風區與附面層形成的低動壓區,二是機身產生的波系,三是機身前體處產生的渦系。

4)垂直翼受到機身背風面產生的低總壓區的較強干擾;傾斜翼也受到機身產生較薄低總壓區的較弱干擾;水平翼主要受到機身產生渦系的干擾。

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收稿日期:2015-01-20

作者簡介:李曉鵬(1982-),男,陜西佳縣人,博士研究生,研究方向:氣動設計與計算流體力學。

中圖分類號:V211.3

文獻標志碼:A

Numerical Investigation of Aerodynamic Characteristics and Fuselage-tail
Interference for a Waverider-derived Vehicle with Typical Tail Layouts

LI Xiaopeng,SONG Wenping,SONG Ke

(Key Laboratory of National Defense Science and Technology of Airfoil，the Cascade Aerodynamic, Northwestern

Polytechnical Universty, Xi’an 710072, China)

Abstract:Based on RANS solver, the hypersonic flow around waverider-derived vehicle has been numerically simulated to find out the aerodynamic characteristics of three typical tail layouts, furthermore, the interference mechanism between fuselage and tails was revealed. According to the simulation results, by analyzing the aerodynamic performance of the whole vehicle, it shows that the aerodynamic performance of twin vertical tails layout is better than the other two. By analyzing the longitudinal aerodynamic performance per unit area projected to the horizontal direction, the single vertical tail layout is better than the other two layouts. Finally, the interference flow mechanism between fuselage and vertical tail, oblique tail, horizontal tail is revealed. Conclusions of this paper, are of some quantitative and qualitative value to hypersonic vehicle's tail layout design.

Keywords:aerodynamic characteristics; interference flow mechanism; waverider; typical tail layout