局部后掠型柵格舵的氣動特性研究
2021-04-12 03:39:54龔安龍張耘隆楊云軍
宇航總體技術 2021年2期
杜 濤，龔安龍，唐 偉，牟 宇，張 然，張耘隆，楊云軍
(1. 北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2. 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)
0 引言
柵格舵(翼)技術起源于航空早期采用的多翼面升力系統。20世紀40年代末,蘇聯開展亞聲速條件下工作的可折疊柵格舵的空氣動力學研究，為柵格舵奠定了基礎。柵格舵在許多方面表現出優于傳統單面翼的特征，例如更高的抗失速性能，在體積比較小的情況下得到較大的柵格舵總面積，便于折疊安裝等，其鉸鏈力矩通常也較小，因而舵面驅動機構的功率可以很小；最大剛度面與最大氣動載荷作用面相重合。這些優點使得柵格舵技術逐步應用于多個型號任務。除了聯盟號飛船以外，在蘇聯的空空導彈(例如R-77)、洲際彈道導彈(例如SS-20)獲得應用。20世紀80年后，柵格舵技術引起西方國家的重視，應用在多個型號上。在20世紀90年代，CZ-2F逃逸飛行器在我國工程項目上首次應用柵格翼技術，如圖1所示。
圖1 CZ-2F逃逸飛行器應用柵格翼作為穩定翼面
但是柵格舵有兩個顯著缺點——跨聲速壅塞和阻力高，成為工程應用的重要障礙。再入回收應用情況下，阻力高不是一個突出問題，但是跨聲速壅塞導致舵面效率急劇下降，對飛行控制有著較大危害。因此，跨聲速壅塞是再入工況使用下需要解決的關鍵性問題。這兩個問題既有聯系也有區別，不過目前的研究工作重點較多在于減阻問題，對于跨聲速壅塞問題研究不多。
經過多年的研究，柵格舵后(前)掠設計成為克服固有缺陷的主要解決方案。目前發展出3種類型的后掠方式：一體后掠、分體后掠和局部后掠。
1993年，Washington等首次提出了柵格舵后掠的思想，具體是舵面整體后(前)掠型，如圖2所示。研究顯示整體后掠使阻力有較大增加，但是會削弱法向力，適合于阻力減速的固定翼應用場合。典型代表是美國NASA的獵戶座逃逸飛行器(圖3)。
圖2 柵格舵整體后掠技術示意圖
圖3 獵戶座逃逸飛行器采用整體后掠柵格翼設計
分體后掠的思想是將柵格舵從轉軸中線分成兩部分，各自以轉軸為軸線向后轉動一個角度，從而與來流形成后掠角，外形如圖4所示。但是研究表明，分體后掠效果不及格柵前緣半徑銳化對跨聲速阻力的影響。
(a)平直型 (b)分體后掠型
德國宇航中心的Guyot等受戰斗機三角翼重疊方式形成簇，在每個局部的頂端都會形成一個局部后掠的啟發(圖5)，在2007年提出了柵格舵的局部后掠形式(Locally Sweptback)，如圖5(b)所示。
(a)典型戰斗機外形 (b)三角翼疊放產生 采用的三角翼 局部后掠外形
局部后掠的形式比較復雜，分為P
型和V
型，如圖6所示。P
型后掠是最前端頂點出現在柵格舵格柵的交點處，從交點處后掠(圖6(a))。V
型后掠正好相反，最前端頂點在格柵的中點處，P
型后掠的結構強度和剛度優于V
型后掠。
(a) P型后掠 (b) V型后掠
圖7 局部后掠型柵格舵的代表——Falcon火箭子級再入控制舵面
根據目前國內外的研究工作，可以得到如下結論：一體后掠適合于增大阻力和增加穩定的固定翼應用場合,分體后掠目前還看不出優勢,局部后掠方式適合于巡航飛行或是再入控制工況。局部后掠的典型代表是SpaceX公司最新的Faclon火箭一子級回收項目方案(P型)，如圖7所示。本文研究重點放在局部后掠方式。
Guyot等通過試驗研究了55°后掠外形Ma
=4～6范圍特性，結果顯示波阻下降了30%～40%，升阻比提高了25%～35%。升阻比上V型略優于P型。Wang等選取單個格子為研究對象，開展了后掠角為30°的局部后掠在跨聲速特性的阻力特性比較。結果顯示阻力下降并不顯著，在超聲速后僅能下降10%，亞聲速和跨聲速段不足5%。鄧帆等研究了后掠角為55°的柵格舵在Ma
=1.5～4.5超聲速段的減阻效果，最大能夠獲得47%的減阻效果。在Ma
=2.5附近能夠獲得最大的升力提升，超過Ma
=2.5后，后掠效應的增升能力下降。目前公開文獻對局部后掠技術的研究還不充分，且研究重點放在減阻上，對跨聲速壅塞問題的關注較少，對后掠角度變化等關鍵設計參數的影響還缺乏研究。本文以局部后掠型柵格舵為對象，采用數值仿真分析方法開展局部后掠形式的減阻特性和法向力氣動特性的研究工作，并研究后掠角度變化對氣動特性的影響。
1 計算方法和工況
1.1 數值分析方法
采用可壓縮流黏性Navier-Stokes氣體動力學方程組作為流動控制方程
本文采用了八叉樹結構的笛卡兒網格整體求解，網格生成快速，質量高，加密容易。采用Roe的Riemann近似解算器計算無黏通量，為了外插得到的交接面上的值不超出鄰近單元的值，以保證格式的非線性穩定性，采用Barth限制器。黏性通量的計算需要使用交接面處的值和梯度。交接面上的值使用左右單元中心處值的算術平均。梯度的計算使用Holmes和Connell的方法，時間推進采用LU-SGS方法，該方法最早由Jameson和Yoon提出并已經推廣到非結構網格的計算。湍流模型采用Menter SST兩方程剪切應力輸運模式。
1.2 數值方法的驗證
選取一帶柵格舵一子級的試驗外形作為典型算例，對本項目采用的數值模擬方法進行校核，其外形與計算網格參見文獻[15]。計算的來流條件Ma
=0.7～4.0，并對全部攻角進行了對比。圖8為攻角10°數值計算結果與試驗數據的比較。軸向力系數的偏差最大約9%，除跨聲速點外，法向力系數偏差均低于9%，兩者趨勢完全一致，證明本文采用的方法結果可信。
圖8 計算結果與試驗數據比較
1.3 計算工況
分析對象的計算狀態如表1所示。狀態覆蓋亞聲速、跨聲速和超聲速狀態。計算結果的參考面積為1 m，參考長度為0.2 m，參考點為坐標原點位置。
表1 計算狀態
2 局部后掠柵格舵氣動特性研究
2.1 不同后掠外形對氣動特性的影響分析
2.1.1 外形介紹
為了分析方便，將柵格舵簡化為4個柵格單元作為分析對象，如圖9所示。柵格邊與來流保持45°關系，保持柵格舵慣用的X型。基本外形命名為SG-0。
圖9 經典平直柵格外形(SG-0)
圖10為P型后掠柵格舵外形，前緣頂點出現在柵格交點上，后掠角為45°。弦長增加到0.231 m，浸潤面積保持與基準外形相同，命名為SG-1。
圖10 P型后掠的柵格外形(SG-1)
圖11為V型后掠柵格舵外形，頂點出現在柵格前緣的中心點處，尾端為柵格的交點處，后掠角同為45°。為保證與基準柵格外形有相同的升力面積，弦長增加到0.231 m。
圖11 V型后掠的柵格外形(SG-2)
2.1.2 氣動特性分析
圖12和圖13提供了上述3種方案的軸向力系數和法向力系數比較。從圖中可以看到，兩種后掠方案均能改善柵格的軸向力和法向力特性。相比于無后掠的基準外形(SG-0)，軸向力系數在亞跨聲速段降低10%～20%，在超聲速段降幅超過30%。超聲速段的后掠減阻效果優于亞跨聲速段。P型和V型后掠方案的軸向力減小幅度基本相當。
(a) Ma=0.7
(a) Ma=0.7
亞跨聲速段法向力系數最大增幅不到10%，而超聲速段法向力系數增加可達到20%，攻角越大法向力的增加越明顯。法向力是舵面操縱能力的來源，法向力的增加，意味著后掠可以提高柵格舵的操縱能力。另外一個是法向力隨攻角的斜率，代表了舵面操縱效率，從圖13中可以看到,V型后掠的梯度高于P型后掠，說明V型后掠操縱效率會高些。
2.2 后掠角對氣動性能的影響分析
2.2.1 外形介紹
以V型后掠方案SG-2為對象，開展不同后掠角度對柵格氣動力性能的影響研究。在已有0°和45°結果基礎上，增加了后掠角30°和60°的兩個外形，各自弦長進行了相應調整，升力面浸潤面積保持不變。
2.2.2 氣動特性分析
圖14為后掠角度變化對軸向力系數的影響。計算結果表明，隨著后掠角的增大，軸向力系數單調下降。后掠角為30°時候，亞聲速和跨聲速區域軸向力降幅相對較小，超聲速有顯著下降。后掠角增大到45°之后，隨著后掠角的增加，軸向力有顯著下降趨勢，攻角的影響不明顯。
(a) Ma=0.7
另外一個特點，后掠角效應在亞聲速和超聲速段優于跨聲速段。以后掠角60°為例，在跨聲速段的Ma
=0.95，軸向力只下降了22%；而在Ma
=0.7，下降了30%；在超聲速段的Ma
=2.0，軸向力下降超過一半，達到51%，作用效果顯著。圖15為后掠角度變化對法向力系數的影響。后掠效應對法向力系數的影響沒有對軸向力系數顯著，但除Ma
=1.2工況難以分辨影響外，其他工況均有體現。較為明顯的規律是，后掠角的影響與攻角大小相關，攻角越大，后掠角的影響越顯著；后掠角超過45°以后，法向力不再隨后掠角的增大而增大。以攻角15°為例，Ma
=2.0時，最大法向力出現在后掠角45°，較0°后掠工況法向力提高了14%，不過后掠60°法向力與后掠45°相差非常小。跨聲速Ma
=0.95工況下，最大法向力出現在后掠角45°，較0°后掠工況法向力提高了9%。上述分析表明，柵格舵采用后掠后，確實能夠提升柵格產生的法向力，這意味著在相同浸潤面積條件下，能夠產生更高效的操縱能力。
(a) Ma=0.7
流場流線和壓力分布可以幫助理解后掠對柵格舵內部流動的影響。在此選取了攻角為10°狀態的Z
=0的縱向對稱面作為分析的剖面。Ma
=0.7的壓力分布如圖16所示。首先注意到0°后掠角時，柵格舵背風區域發生了比較嚴重的分離問題。原因在于考慮高超聲速防熱要求，柵格舵端頭半徑較大，亞聲速下攻角增大容易誘導流動分離。分離渦出現后，流動有效截面積減小，在最窄區域誘發局部激波，造成無后掠柵格阻力較大。采用后掠后可以顯著減小分離泡。當后掠角進一步增大，背風壁面流動分離消失，流動為附體。這表明后掠在亞聲速范圍可以有效抑制分離現象的發生，減弱分離激波，壅塞現象大幅緩解。
圖17提供了Ma
=1.2的流場壓力分布和流線，該馬赫數位于第二臨界馬赫數附近，脫體激波逐步從柵格出口推動到入口，此時柵格仍然處于壅塞狀態。從圖17(a)中0°后掠角的流場可以看到，柵格每個格片前緣脫體激波相互干擾，出現嚴重的溢流情況，升阻特性較差。隨著后掠角的增加，前緣脫體激波相互干擾的強度和范圍減小，而柵格內的壓力值更大、馬赫數更小，流動壅塞也得到緩解。
(a) 后掠角0°
(a)后掠角0°
為了更加深入地探索后掠特性在馬赫數之間的差異性，圖18提供了軸向力系數和法向力系數不同攻角下沿馬赫數變化的比較，圖18(a)(b)(c)為軸向力系數，圖18(d)(e)(f)為法向力系數。從圖中比較可以看出，后掠角度對軸向力系數的影響在各個馬赫數下比較均勻，且后掠角越大，軸向力下降越多。除了Ma
=2以外，后掠角能夠導致法向力系數增加，在跨聲速和超聲速段更為顯著，極大值出現在后掠45°處。
(a) α=5°
3 結論
針對柵格舵技術的重要缺點——跨聲速壅塞和阻力高的問題，以簡化柵格為研究對象，通過數值仿真，開展了P型和V型局部后掠對氣動特性的影響研究，并開展了不同后掠角對氣動特性的影響研究。獲得如下結論：
1)局部后掠技術能夠較大幅度減少柵格軸向力系數，并增加法向力系數，提升舵面的配平和操縱能力。因此在相同條件下，采用后掠技術后，能夠減小柵格舵的結構質量。通過流場分析能夠發現,局部后掠弱化了亞聲速背風區的分離問題，減小跨聲速區激波與邊界層干擾問題，從而改善了跨聲速壅塞和阻力大的問題。
2)后掠角度對柵格舵的氣動特性有明顯的影響，是重要的設計參數，后掠角的增加能夠更加有效抑制背風分離問題，減弱跨聲速區激波邊界層干擾問題，后掠角度越大，減阻效果越好，增大后掠角能夠一定提升法向力，極大值一般出現在45°后掠。
后續計劃開展大攻角條件下，后掠角對法向力特性的影響，研究柵格尺寸對后掠效應的關系，為工程設計優選后掠角設計提供理論基礎。
