高超聲速升力前體構型設計與數值分析

楊 春，徐明釗，王旭剛，范 健，高雙林

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076； 2.火箭軍工程大學，西安 710025)

【裝備理論與裝備技術】

高超聲速升力前體構型設計與數值分析

楊 春1，徐明釗1，王旭剛1，范 健1，高雙林2

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076； 2.火箭軍工程大學，西安 710025)

采用楔形角方法設計生成了一種小型高超聲速巡航飛行器升力前體構型，利用帶懲罰函數的單純形法對得到的升力前體進行了優化設計，通過數值模擬方法研究了優化設計后的升力前體氣動特性。結果表明：楔形角方法是一種生成高超聲速飛行器升力前體的高效方法；升力前體在不同飛行馬赫數下上下表面存在壓力溝通，將導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動，造成進氣道進口流場不均勻；采用在升力體兩側增加側緣的方法可有效減小前體預壓縮面橫向流動，提高前體升力。

高超聲速；楔形角方法；前體；氣動特性

近年來，高超聲速技術越來越受到世界各國的重視，美國、俄羅斯、法國、德國等國已在高超聲速技術方面陸續取得重大進展，高超聲速飛行技術已經從概念和原理探索階段進入到了先期技術開發階段。高超聲速飛行器的升力主要由飛行器前體和后體擴張型噴管提供，而升力前體作為高超聲速導彈主要升力部件之一其作用至關重要，并且各國均在開展升力前體的設計技術研究，采用了不同的優化設計方法[1～6]。本文介紹了一種快速生成乘波構型升力前體的方法，并結合成熟的優化技術設計得到了符合實際要求的飛行器前體。

1 理論方法和模型

利用楔形角方法，以密切錐理論為基礎可靈活生成所需的乘波體外形。設計過程如下：首先選定設計飛行馬赫數，根據進氣道設計要求選定前體所需要的激波數以及激波角[7～9]。在初設計中選定的設計飛行馬赫數為：Ma=6.0，前體三道封閉激波，第一道激波角β1=13°。

根據波后關系式：

計算出第一道波后馬赫數Ma1、根據第一道波后馬赫數Ma1和第二道激波角β2計算出第二道波后馬赫數Ma2。

激波角，可采用等激波強度設計，即：

Masinβ1=Ma1sinβ2=Ma2sinβ3

也可采用等激波角設計，即β1=β2=β3。本文初始設計采用等激波角設計。

依次根據波前馬赫數Ma和激波角β，依據激波角和氣流轉折角關系式：

計算出各激波角對應的波后氣流轉折角：α1,α2,α3。

選定進氣道進口曲線，如圖1所示，為適用于矩形進氣道可把進氣道型線設計成矩形，邊緣采用平滑連接。

圖1 楔形角法乘波構型設計原理圖

該乘波構型的設計思想是，在設計馬赫數零攻角飛行時，所有激波交匯于進氣道進口下表面型線。對于本設計，如圖1所示，設計成功后前體O1點產生的激波交匯于對應的B點，同一縱截面對應的O2、O3點產生的第二、三道激波同樣交匯于B點。為達到此目的，設計方法如下：

1) 任意選取進氣道上表面型線上一點O，沿X負方向尋找O3點，使得OO3與X軸的夾角為α1+α2+α3，O3B與X軸的夾角為β3+α1+α2。

2) 以O3點為出發點，沿X負方向尋找O2點，使得O3O2與X軸的夾角為α1+α2，O2B與X軸的夾角為β2+α1。

3) 以O2點為出發點，沿X負方向尋找O1點，使得O2O1與X軸的夾角為α1，O1B與X軸的夾角為β1。

4) 進氣道上表面型線所有點追蹤得到的O1點連接得到前體第一道前緣線，所有O2點連接得到前體第二道前緣線，所有O3點連接得到前體第三道前緣線。

5) 第一道前緣線與第二道前緣線構成的曲面為前體下表面第一曲面；第二道前緣線與第三道前緣線構成的曲面為前體下表面第二曲面；第三道前緣線與進氣道上表面型線構成的曲面為前體下表面第三曲面；三個曲面構成乘波前體下表面。

6) 乘波前體上表面，由第一道前緣線沿自由來流即X軸方向平移得到。

本文初始設計參數：馬赫數Ma=6.0，激波角β1=β2=β3=13°，進氣道高度為30 mm，展向長度為100 mm，進氣道下型線為直線，上型線中心為直線，邊緣采用二次指數函數曲線連接，設計結果如圖2所示。以升阻比L/D最大為優化目標，以容積效率ηSp>0.1，前體長度LE>10.0為約束條件，并參照某小型巡航飛行器外形、前部容積要求等設計參數對初始設計的乘波構型進行了初步外形優化設計[10]。設計結果如圖3所示。

圖2 初始設計外形示意圖

圖3 優化后構型示意圖

2 升力前體氣動特性分析

圖4給出了二次優化設計后得到的乘波構型在設計點馬赫數Ma=6.0，飛行高度30km，飛行攻角和側滑角均為零時的壓力系數分布示意圖。

圖4 壓力系數等值線圖

對比不同馬赫數下的壓力分布可知，該乘波前體上下表面存在壓力溝通，將會導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動。圖5給出了前體預壓縮面中心線、邊緣線壓力系數的比較。可以看出從第一壓縮面到第三壓縮面，上下表面壓力溝通逐漸加劇，中心線邊緣線壓力系數差別逐漸增大。上述結果的存在會造成進氣道進口流場的不均勻。

圖5 預壓縮面壓力系數變化規律

針對前面設計得到的升力前體構型存在的缺點，本文利用乘波構型的概念對其進行改進設計，構建連續的近似封閉的激波，目的是將高壓氣體封閉在下表面，減小橫向流動，增加進氣道進口流場的均勻性。

圖6給出了前體橫向流動示意圖，預壓縮面氣流通過側壁向上表面流動過程中只會遇到一層阻礙即側緣產生的激波阻礙。圖7給出了前體出口截面的y向速度分布，可以清晰地看出側緣對上下表面流動的阻礙作用。

圖6 前體橫向流動示意圖

圖7 前體出口截面的y向速度分布

由于側緣激波對橫向流動具有阻礙作用，為減小橫向流動，本文在側壁區構建了第二道側緣和第三道側緣。目的是利用其產生的激波面阻礙橫向流動，其示意圖如圖8所示。設計目標如圖9所示，設計飛行狀態下前體側壁產生的近似激波面交匯于進氣道唇口，但是進氣道進口截面封閉激波曲線設計成梯形。設計成梯形目的有兩條：一是側壁激波面和前體預壓縮面激波面非平滑連接，設計的乘波前體不會產生嚴格的封閉激波面，易實現前體附面層溢流；二是使得側壁前緣線為直線易實現與后體的融合。圖10給出了改型前后y向速度分布圖，可以看出改型后速度分布變得均勻。

圖8 改進設計后的乘波構型下表面示意圖

圖9 改型前體設計示意圖

圖10 改型前后出口截面y向速度分布圖

圖11、圖12給出了設計點馬赫數下的壓力系數分布，以及預壓縮面中心線與邊緣線的比較圖。從圖中可以看出改型后預壓縮面中心線壓力系數特別是第三道預壓縮面中心線壓力系數大幅度提高，提高幅度在15%～20%；邊緣線壓力提高幅度在20%～30%，且兩者差距也大幅度縮小。結果表明：改型后前體下表面流動起到了減小橫向溢流的作用，中心線壓力仍舊高于邊緣線壓力，仍舊保持了附面層溢流的效果。

從上述分析可以看出：第一壓縮面區域，中心壓力與側壁壓力幾乎一致；第二壓縮面區域，中心壓力與側壁壓力高20%，中心后側壓力比前部壓力高16.65%，在該區域從中心到邊緣壓力呈規則分布，中心高邊緣低；第三壓縮面區域，中心壓力與邊緣壓力高11.77%，比側壁壓力高50%，在該區域從中心到邊緣壓力也呈規則分布，中心高邊緣低。

圖11 改進設計后的壓力系數等值線圖

圖12 改進設計后的預壓縮面壓力系數分布圖

3 結論

綜合以上分析和數值仿真計算結果，可以得到如下結論：采用基于密切錐理論的楔形角方法快速生成了高超聲速飛行器乘波構型升力前體，設計方法靈活，可滿足高超聲速飛行器對升力前體的氣動設計要求；在設計條件下，升力前體流場分析結果表明，升力體上下表面存在壓力溝通，導致前體預壓縮面在展向存在橫向流動，造成進氣道進口流場不均勻，影響升力體的氣動性能；采用在升力體兩側增加側緣的方法可有效減小前體預壓縮面的橫向氣流流動，有效提高前體升力。

[1]KUMARA,PHILIPJ.ResearchinHypersonicAirbreathingPropulsionattheNASALangleyResearchCenter[C]//ISABE-2001:InvitedLecture4,2001:1-16.

[2]MARCUSL,KOJIROS.NumericalInvestigationofWaverider-DerivedHypersonicTransportConfigurations[C]//21stAppliedAerodynamicsConference,AIAA2003-3804,2003:1-11.

[3]ANDREWC,CHIVEYW.DevelopmentofanAirframe-PropulsionIntegratedGenericHypersonicVehicleModel[C]//44thAIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit,AIAA2006-218,2006:1-30.

[4]MANUELD.AReviewofHypersonicsAerodynamics,AerothermodynamicsandPlasmadynamicsActivitieswithinNASA’sFundamentalAeronauticsProgram[C]//39thAIAAThermophysicsConference,AIAA2007-4264,2007:1-14.

[5]PAULR.GRIESEMER,JOSEPHB.MUELLER,etal.SystemDesignofaReusable,HorizontalTake-Off/HorizontalLandingTwoStagetoOrbitVehicle[C]//46thAIAA/ASME/SAE/ASEEJointPropulsionConference&Exhibit,AIAA2010-7169,2010:1-24.

[6]JEREMYK,MARKL.MultidisciplinaryOptimizationofStarbodyWaveriderShapesforLiftingAerocapturewithOrbitalPlaneChange[C]//18thAIAA/3AFInternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,AIAA2012-5809,2012:1-14.

[7]RYANP,STARKEY,MARKJ.LEWIS.ASimpleAnalyticalModelforParametericStudiesofHypersonicWaveriders[C]//8thAIAAinternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,AIAA98-1616,1998:594-604.

[8]RYANP,STARKEY,MARKJ.LEWIS.AnalyticalOff-DesignL/DAnalysisforHypersonicWaveriderswithPlanarShocks[C]//17thAIAAAppliedAerodynamicsConference,AIAA99-3205,1999:727-737.

[9]LIAOJiun-rong,KAKKATTUKUZHYM.Navier-StokesSimulationforCone-DerivedWaverider[J].AIAAJournal,1992,30(6):1521-1528.

[10]XIAOH.ConfigurationDesignandOptimizationofWaveriders[D].Xi’an:NorthwesternPolytechnicalUniversity,2003.

[11]趙江，周銳. 基于傾側角反饋控制的預測校正再入制導方法[J].兵工學報，2015，36(2)：823-830.

(責任編輯 周江川)

Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic Lift Forebody

YANG Chun1，XU Ming-zhao1，WANG Xu-gang1, FAN Jian1, GAO Shuang-lin2

(1.Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing 100076, China; 2.Rocket Force University of Engineering, Xi’an 710025, China)

The lift forebody configuration of a small hypersonic vehicle was designed by using the wedge angle method. The lift forebody created has been optimized by the simplex method with a penalty function. The aerodynamic characteristics of the forebody optimized were investigated by numerical method. The research results show that the wedge angle method is a high efficient way to generate the lift forebody of the hypersonic vehicle; On the design mach number, there is pressure leaking between the upper and lower surface of lift forebody, which leads to lateral flow in the spanwise on the precompression plane and creates the unhomogeneity of inlet flow field; Adding side skirts on the both sides, which can reduce the lateral flow on the forebody’s precompression plane and raise the forebody lift.

hypersonic; wedge angle method; lift forebody; aerodynamic characteristic

2016-10-03；

2016-11-30 作者簡介：楊春(1979—)，男，高級工程師，博士研究生，主要從事運載火箭總體設計研究。

10.11809/scbgxb2017.03.006

楊春，徐明釗，王旭剛，等.高超聲速升力前體構型設計與數值分析[J].兵器裝備工程學報，2017(3):27-30.

format:YANG Chun，XU Ming-zhao，WANG Xu-gang,et al.Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic Lift Forebody[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(3):27-30.

TP181

A

2096-2304(2017)03-0027-04