基于密切曲錐的乘波構(gòu)型一體化飛行器設(shè)計(jì)方法研究

吳穎川，賀元元，賀 偉，樂嘉陵

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所，高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽 621000)

0 引言

與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相匹配的試驗(yàn)飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)作為三大關(guān)鍵技術(shù)之一，成為當(dāng)前吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。試驗(yàn)飛行器按前體壓縮系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，分為升力前體進(jìn)氣道構(gòu)型和乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型兩類。美國X-43A［1］采用的是升力前體進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)，已成功進(jìn)行了馬赫數(shù)7和馬赫數(shù) 10 的飛行試驗(yàn)。而美國 X-51A［2］、法國 Japhar［3］都采用的是乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)。

與升力前體進(jìn)氣道構(gòu)型相比，乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型具有以下優(yōu)勢(shì):①乘波前體進(jìn)氣道與升力前體進(jìn)氣道相比具有較小的幾何尺寸。②乘波前體進(jìn)氣道能夠捕獲較大的流量，且流量捕獲率比升力前體進(jìn)氣道高。③乘波前體進(jìn)氣道具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)。④乘波前體進(jìn)氣道具有更高的升阻比。⑤乘波前體進(jìn)氣道入口流動(dòng)均勻，流動(dòng)沿展向的橫向流動(dòng)小。

傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的乘波體具有較高的升阻比，適合作為大尺度飛行器(長度在60m量級(jí))的機(jī)體或前體機(jī)身。但是吸氣式高超聲速試驗(yàn)飛行器的機(jī)體長度一般小于6m，采用以上方法設(shè)計(jì)試驗(yàn)飛行器的乘波前體壓縮系統(tǒng)，存在兩點(diǎn)技術(shù)困境:①小尺度試驗(yàn)飛行器前體的幾何約束。對(duì)于小尺度試驗(yàn)飛行器，若采用目前的乘波體設(shè)計(jì)方法，得到的乘波前體下表面嚴(yán)重彎曲。這種嚴(yán)重內(nèi)凹彎曲的乘波構(gòu)型在結(jié)構(gòu)、容積、熱防護(hù)方面有先天的缺陷;在非設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)，由于這種乘波前體尖銳下伸的側(cè)緣，對(duì)飛行器的流量捕獲、側(cè)向力以及偏航力矩造成極其不利影響。②傳統(tǒng)乘波體作為試驗(yàn)飛行器前體存在壓縮量不足的缺陷。傳統(tǒng)乘波體設(shè)計(jì)采用直錐構(gòu)型，對(duì)流動(dòng)的壓縮能力有限。以來流馬赫數(shù)6為例，10°楔角或錐角的基準(zhǔn)流場(chǎng)，只能將來流氣體壓縮到馬赫數(shù)4.65或5.0，這遠(yuǎn)大于進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口馬赫數(shù)要求。若采用過大的楔角或錐角，可以達(dá)到氣動(dòng)壓縮要求，但將造成較大的總壓損失。

由于以上兩點(diǎn)原因，傳統(tǒng)的乘波體設(shè)計(jì)方法，不能為吸氣式高超聲速試驗(yàn)飛行器設(shè)計(jì)出滿足幾何約束及氣動(dòng)壓縮要求的乘波前體。需要一種保持乘波體的優(yōu)點(diǎn)，又能滿足飛行器一體化要求的高超聲速飛行器前體設(shè)計(jì)方法。

本文系統(tǒng)闡述了吸氣式高超聲速試驗(yàn)飛行器各重要部件的設(shè)計(jì)方法，包括：前體進(jìn)氣道壓縮面基準(zhǔn)流場(chǎng)由激波和等熵壓縮波軸對(duì)稱流場(chǎng)組成，三維乘波面采用密切曲錐方法由前緣線各點(diǎn)流線跟蹤擬合構(gòu)成流面；前體上表面由變半徑軸對(duì)稱特征線法生成基準(zhǔn)流場(chǎng)并流線跟蹤構(gòu)成流面；尾噴管根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口參數(shù)構(gòu)造特征線流場(chǎng)并流線跟蹤得到膨脹型面?；谶@些方法，設(shè)計(jì)了三米量級(jí)一體化飛行器，通過數(shù)值模擬和地面試驗(yàn)演示驗(yàn)證，所設(shè)計(jì)的吸氣式高超聲速試驗(yàn)飛行器達(dá)到了預(yù)期的技術(shù)指標(biāo)，機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)性能匹配良好，飛行器具有較高的升阻比，且在設(shè)計(jì)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力不僅克服了飛行器的阻力，還有一部分富裕使得飛行器獲得加速。

1 乘波構(gòu)型一體化飛行器設(shè)計(jì)方法研究

我們將吸氣式高超聲速試驗(yàn)飛行器分為以下部件：前體上表面、前體下表面、機(jī)身上表面、機(jī)身下表面、隔離段、燃燒室、尾噴管、發(fā)動(dòng)機(jī)外型面、邊條翼、平尾和垂尾。

圖1是高超聲速飛行器的示意圖。前體下表面采用曲面乘波壓縮的進(jìn)氣道；前體上表面從飛行器前緣到飛行器一半長度或質(zhì)心位置為止，前體上表面后端的高度可調(diào)節(jié)使其與來流方向成一定角度；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（隔離段，燃燒室、尾噴管）與飛行器尺寸耦合，與前體在喉道處相連，安裝與體軸平行或有較小的角度；機(jī)身上表面由前體直接延伸得到，機(jī)身下表面與來流有一定角度；舵面采用邊條翼加水平舵和雙垂尾布局，邊條翼與機(jī)身融合，垂尾有一定安裝角度。

圖1 高超聲速飛行器示意圖Fig.1 Schematic diagram of hypersonic vehicle

1.1 乘波構(gòu)型進(jìn)氣道密切曲錐方法

每個(gè)密切平面的流場(chǎng)以基準(zhǔn)流場(chǎng)為基礎(chǔ)，根據(jù)唇口橫向激波形狀得到曲錐面的曲率，由此得到密切平面的軸對(duì)稱流場(chǎng)的軸半徑。由于每個(gè)密切平面流場(chǎng)的激波角和等熵壓縮角度相同，保證了唇口波后橫向流動(dòng)參數(shù)是均勻的。乘波面根據(jù)飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)的寬度要求進(jìn)行了截?cái)?，截?cái)嗟姆椒ㄊ菑那熬夐_始，逐漸由寬變窄，到唇口平齊位置收縮到與發(fā)動(dòng)機(jī)等寬，如圖4。進(jìn)氣道入口形狀接近矩形，經(jīng)隔離段過渡到完全矩形以便與矩形燃燒室相接。

目前乘波體的設(shè)計(jì)方法主要包括兩類，即源自已知流場(chǎng)的設(shè)計(jì)方法和密切錐 方法，其中密切錐方法由Sobieczky提出，也稱反設(shè)計(jì)方法。采用這種方法設(shè)計(jì)乘波體時(shí)，需給定激波面的形狀，并將激波面分解為若干小平面（或錐面）的組合，在每個(gè)小平面（或錐面）的密切面上，通過給定錐角和錐長，計(jì)算得到激波后的流線，進(jìn)而將這些流線組合成為乘波體的下表面，上表面一般采用自由來流面或弱膨脹面得到。密切錐方法的基準(zhǔn)流場(chǎng)中只給定一道激波，最初只能是直線，后來發(fā)展到密切軸對(duì)稱［5］方法，可以給定曲線激波。

在密切錐和密切軸對(duì)稱方法的基礎(chǔ)上，我們?cè)O(shè)計(jì)了一種曲面乘波壓縮的進(jìn)氣道。采用密切曲錐的乘波體設(shè)計(jì)方法［6－8］，與密切錐和密切軸對(duì)稱方法的不同在于，基準(zhǔn)流場(chǎng)由多道激波或等熵壓縮波構(gòu)成，從前緣線出發(fā)流線跟蹤得到乘波型線，是一種曲線壓縮形式，能夠得到較高的壓縮量和總壓恢復(fù)。三維乘波面生成時(shí)，在每個(gè)密切平面內(nèi)根據(jù)曲錐面曲率要求產(chǎn)生所需要的流場(chǎng)數(shù)據(jù)，通過流線跟蹤得到流線，由流線組成流面。在設(shè)計(jì)狀態(tài)，激波剛好封住進(jìn)氣道唇口，波后的流動(dòng)是均勻的，保證了進(jìn)氣道具有較大的捕獲流量、升阻比和較好的進(jìn)氣道入口流動(dòng)均勻性。

曲面乘波壓縮的進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場(chǎng)為軸對(duì)稱流場(chǎng)，其組成為，氣流經(jīng)第一道激波壓縮后緊接等熵曲線壓縮流場(chǎng)，經(jīng)唇口反射激波后再經(jīng)一個(gè)等熵曲線壓縮段轉(zhuǎn)到設(shè)定的氣流方向與隔離段相接，如圖2和圖3。

圖2 曲面乘波壓縮基準(zhǔn)流場(chǎng)Fig.2 Basic flowfield of curved inlet

圖3 唇口處放大曲面乘波壓縮基準(zhǔn)流場(chǎng)Fig.3 Basic flowfield near the lip

圖4 密切曲面錐方法的控制曲線Fig.4 Osculating curved cone method

1.2 前體上表面設(shè)計(jì)

前體下表面的乘波體要求嚴(yán)格約束以保持連續(xù)等強(qiáng)度的附著激波，而上表面設(shè)計(jì)有更大的自由度，一般要綜合考慮到升力、力矩和容積的需求。

上表面的形狀由從乘波前體前緣線上出發(fā)的一系列展向平面上的曲線構(gòu)成，每個(gè)曲線的前端在飛行器前緣上，這個(gè)位置是固定的，曲線后端點(diǎn)的切線方向與飛行器體軸方向平行，可調(diào)節(jié)的參數(shù)是曲線后端點(diǎn)Y方向的向上偏移量。曲線形狀根據(jù)前緣線和后緣線位置以及起始點(diǎn)入射斜率進(jìn)行靈活控制。

圖5是前體上表面特征線方法示意圖。上表面氣動(dòng)性能的快速估算采用一階軸對(duì)稱特征線方法。從前緣線出發(fā)，沿流向生成特征線，軸對(duì)稱半徑是流向坐標(biāo)的函數(shù)。

每根流線上的流動(dòng)參數(shù)得到后重新分布到上表面，與前體下表面一樣，積分后得到氣動(dòng)力和力矩。

1.3 燃燒室與尾噴管設(shè)計(jì)

如圖1所示，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括隔離段、燃燒室和尾噴管，設(shè)計(jì)參數(shù)包括喉道高度、隔離段長度、燃燒室截面積變化、尾噴管上下壁面的型線和整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)于體軸的安裝角度。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器尺寸耦合，與前體在喉道處相連，燃燒室的快速估算采用一維方法［9］。

尾噴管設(shè)計(jì)也采用流線跟蹤技術(shù)得到噴管膨脹面型線，如圖6。噴管流場(chǎng)根據(jù)燃燒室來流條件由2D或3D特征線方法生成，沿流線積分就得到噴管的氣動(dòng)力和力矩。

圖5 前體上表面特征線方法示意圖Fig.5 MOC of the upper surface

圖6 尾噴管特征線流場(chǎng)Fig.6 MOC flowfield of nozzle

1.4 機(jī)身、邊條翼和舵面設(shè)計(jì)

如圖1所示，機(jī)身上表面由前體直接延伸得到，機(jī)身下表面與來流有一定角度；舵面采用邊條翼加水平舵和雙垂尾布局，邊條翼與機(jī)身融合，垂尾有一定安裝角度。邊條翼、平尾和垂尾采用一種CAD造型技術(shù)－從基本型線按比例拉伸的方法得到（圖7），其設(shè)計(jì)參數(shù)就是基本型線的形狀及其在飛行器上的安裝位置。機(jī)身下表面的迎風(fēng)角度也是一個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)。

圖7 舵面設(shè)計(jì)示意圖Fig.7 Sketch of the wing body

機(jī)身、邊條翼和舵面的氣動(dòng)力快速估算采用適合于高超聲速的牛頓碰撞類快速工程算法［10］。

1.5 粘性摩擦力快速估算

采用文獻(xiàn)［11］中的工程算法參考溫度法。

2 三米量級(jí)乘波構(gòu)型一體化飛行器設(shè)計(jì)和性能驗(yàn)證

采用參數(shù)化幾何外形設(shè)計(jì)方法［12－13］，我們?cè)O(shè)計(jì)了三米量級(jí)一體化模型飛行器，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0，迎角4.5°。主要幾何尺寸為：長度2.8m，機(jī)體寬度0.32m，流道寬度0.2m。發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍：Ma＝4～7，迎角＝0°～6.5°。

分別采用快速工程估算和三維內(nèi)外流耦合數(shù)值模擬［14－15］得到了該飛行器在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的冷熱態(tài)氣動(dòng)推進(jìn)性能，并在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的φ2.4m脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

考慮到試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪怯兄Ъ艿?，因此采用?shù)值模擬對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行支架干擾修正，將經(jīng)過支架干擾修正的試驗(yàn)結(jié)果與工程估算和數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。

圖8是風(fēng)洞試驗(yàn)圖片，其中左邊是前體進(jìn)氣道唇口附近紋影圖，可以看到，在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，前體激波和進(jìn)氣道的等熵壓縮波相交于發(fā)動(dòng)機(jī)唇口，進(jìn)氣道溢流較??；右邊是尾噴管火焰噴出照片，證明發(fā)動(dòng)機(jī)可以正常點(diǎn)火工作。圖9是帶動(dòng)力試驗(yàn)中，風(fēng)洞總壓信號(hào)、油壓信號(hào)、燃燒室壁面壓力信號(hào)和天平信號(hào)隨時(shí)間變化規(guī)律，可以看出，隨著燃料加入燃燒室，天平信號(hào)變?yōu)樨?fù)值，說明飛行器產(chǎn)生了軸向正推力。

圖8 風(fēng)洞試驗(yàn)圖片F(xiàn)ig.8 Wind tunnel test pictures

圖9 風(fēng)洞試驗(yàn)信號(hào)輸出Fig.9 Wind tunnel signals output

表1是通過工程估算、數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的飛行器在發(fā)動(dòng)機(jī)不工作和工作條件下的氣動(dòng)性能，數(shù)值模擬對(duì)軸向力和法向力的預(yù)測(cè)精度較高，工程快速估算結(jié)果與計(jì)算和試驗(yàn)也較為吻合，證明在飛行器設(shè)計(jì)中采用的工程估算方法可以初步預(yù)估飛行器的性能，從而指導(dǎo)設(shè)計(jì)。計(jì)算和地面試驗(yàn)的驗(yàn)證說明，建立的基于密切曲錐的乘波構(gòu)型飛行器設(shè)計(jì)方法是成功的，設(shè)計(jì)的一體化飛行器具有較高的升阻比（超過3），進(jìn)氣道具有良好的流量捕獲（流量系數(shù)超過0.9），壓縮性能（馬赫數(shù)從6壓縮到隔離段出口的2.6），較高的總壓恢復(fù)（隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)超過0.4），發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)條件下能正常點(diǎn)火，產(chǎn)生的推力不僅克服了飛行器的阻力，還有一部分剩余使飛行器獲得用于加速的凈推力，飛行器基本達(dá)到了升重平衡，力矩配平（相對(duì)于質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)接近0），冷熱態(tài)俯仰力矩系數(shù)差較小。

表1 快速估算、數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的比較Table1 Comparison of engineering rapid evaluation with CFD and experimental results

3 結(jié) 論

采用密切曲錐方法設(shè)計(jì)的乘波構(gòu)型一體化飛行器具有如下優(yōu)點(diǎn)：對(duì)于曲面乘波壓縮進(jìn)氣道，由于每個(gè)密切平面的激波形狀和壓縮量是相同的，保證了進(jìn)氣道入口流動(dòng)的均勻性，從而使進(jìn)氣道有較大的捕獲流量和升阻比。可以很方便地調(diào)整外壓縮和內(nèi)壓縮的收縮比，從而兼顧進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。接近矩形的進(jìn)氣道入口經(jīng)隔離段過渡便于與矩形的超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室相連。對(duì)于前體上表面，通過調(diào)整其控制曲線后端點(diǎn)的高度，可以增加飛行器的容積和減小抬頭力矩。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通過前體進(jìn)氣道和后體尾噴管與飛行器完全耦合，進(jìn)行一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。機(jī)身下表面和邊條翼的面積和角度可以調(diào)整飛行器的升力和力矩，平尾和垂尾的面積可以很方便地根據(jù)飛行器操縱和穩(wěn)定性的要求進(jìn)行調(diào)整。

設(shè)計(jì)的三米量級(jí)一體化模型飛行器，通過一體化數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)性能驗(yàn)證，結(jié)果表明，該一體化模型飛行器在設(shè)計(jì)狀態(tài)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，飛行器獲得了正推力，且升力和力矩性能基本達(dá)到設(shè)計(jì)要求。設(shè)計(jì)中采用的快速估算方法得到的軸向力和法向力結(jié)果與數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果較為接近，這就為飛行器性能的快速分析和快速的優(yōu)化設(shè)計(jì)打下了良好基礎(chǔ)。

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