臨近空間高超聲速飛行氣動外形設(shè)計初探

左艷輝

（海軍駐南昌地區(qū)航空軍事代表室，江西南昌 330024）

臨近空間高超聲速飛行氣動外形設(shè)計初探

左艷輝

（海軍駐南昌地區(qū)航空軍事代表室，江西南昌 330024）

根據(jù)臨近空間大氣特點、對臨近空間高超聲速飛行器的乘波體外形設(shè)計進(jìn)行了初步探討。論文介紹了乘波構(gòu)型的概念和生成方法、基于楔形流場進(jìn)行了兩種∧型乘波體的外形設(shè)計，并且完成了數(shù)值模擬以及計算分析。數(shù)值模擬的結(jié)果驗證了基于楔形流場∧型乘波外形設(shè)計方法和設(shè)計過程的可行性，為臨界空間高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計提供了參考。

臨近空間；高超聲速；∧型乘波體；數(shù)值模擬計算

0 引 言

臨近空間高超聲速飛行器是一種新型的戰(zhàn)略威懾和戰(zhàn)術(shù)運用武器平臺，具有全球攻擊、機動作戰(zhàn)等特點，特別是在遠(yuǎn)程打擊、快速突防、電子壓制、對地偵察和預(yù)警等方面極具發(fā)展?jié)摿?，在國家安全體系中具有極高的軍事戰(zhàn)略價值。

臨近空間高超聲速飛行器具有高空高速的優(yōu)勢，不僅可以避免目前絕大多數(shù)的地面攻擊，還可以對敵方各種高價值目標(biāo)進(jìn)行快速、精確的打擊。能夠保持軍事能力影響快速或持續(xù)存在，通過高速、隱身的突防或者防區(qū)外精確攻擊能力對敵形成高強度、長時間的威懾效應(yīng)，并通過戰(zhàn)術(shù)打擊實現(xiàn)戰(zhàn)略目的。針對防護嚴(yán)密的航空母艦戰(zhàn)斗群，傳統(tǒng)的巡航導(dǎo)彈、反艦導(dǎo)彈、彈道反艦導(dǎo)彈等武器都難以確保高效的作戰(zhàn)效果。利用臨近空間高超聲速飛行器的優(yōu)勢發(fā)展出一種臨近空間反艦導(dǎo)彈將是未來打擊航母戰(zhàn)斗群的一種重要手段。未來將臨近空間反艦導(dǎo)彈利用高空高速的優(yōu)勢，對敵航母戰(zhàn)斗群尤其是戰(zhàn)斗群中的航母進(jìn)行精確打擊，能為我軍贏得重大的戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)略優(yōu)勢，使得武器的速度、打擊范圍、生存能力、突防能力都有較大的提高，彌補了現(xiàn)有武器的不足之處。

由于臨近空間環(huán)境與普通的大氣環(huán)境有極大的區(qū)別，具有不連續(xù)性、電離化、偏離輻射平衡等特點，并且存在Brewer-Dobson環(huán)流等特殊的大氣現(xiàn)象，大氣環(huán)境不僅稀薄并且十分復(fù)雜。傳統(tǒng)的氣動外形不適用于臨近空間的高超聲速飛行器，因此氣動外形設(shè)計成為了臨近空間高超聲速飛行器設(shè)計的重點。

高超聲速飛行器設(shè)計一般采用乘波體構(gòu)型，其特點是激波在整個前緣附體，在空氣動力學(xué)上的優(yōu)點是，在下表面位于激波后的高壓氣流被完全封住，不會繞過前緣“溢出”到上表面去，因而可以保持高壓。與傳統(tǒng)飛行器相比，產(chǎn)生同樣的升力，乘波體只需要較小的攻角，因此其升阻比顯然會大得多。同時，由于乘波體將流場沿前緣分割為上下兩個部分，有效地將上下表面的設(shè)計分為兩個相對獨立的問題，下表面可以產(chǎn)生指定的激波形狀和合適的進(jìn)氣道進(jìn)口流場，而上表面的設(shè)計則可以適應(yīng)于內(nèi)部容積等其它要求，因而可以大大提高設(shè)計效率。所有的高壓氣體都在乘波體下方，所有產(chǎn)生波阻的氣體同時也提供了升力，而上表面設(shè)計成膨脹面也可以提供附加的升力，其整體的升阻比可以大大高于常規(guī)飛行器。H.Kossira等對一項M6.3巡航的乘波體飛行器方案的研究認(rèn)為，采用乘波體方案大約可減少30%的起飛重量，推力需求也大大減少。

本文對乘波體構(gòu)型的基本構(gòu)造原理和設(shè)計方法進(jìn)行了探討，重點介紹源于楔形流場∧型乘波體構(gòu)型的設(shè)計方法，根據(jù)高超聲速楔形流的解析解建立了∧型乘波體模型，并且對設(shè)計的乘波體進(jìn)行CFD計算和分析。

1 乘波構(gòu)型及其生成

1.1 乘波構(gòu)s型的概念

所謂乘波體，是指一種外形特殊的、其所有的前緣都具有附體激波的超音速或高超音速飛行器。它的設(shè)計與常規(guī)的由已知的物理外形求解流場的方法相反，是先給定流場，然后再推導(dǎo)出外形。一般簡單的乘波體外形是用已知的非粘性流方程的精確解導(dǎo)出的。因為斜激波和圓錐激波在超音速流中都可以獲得精確解，所以就構(gòu)成了設(shè)計乘波體的基礎(chǔ)。

與傳統(tǒng)的超音速或高超音速飛行器相比，乘波體有幾個明顯的特點：

1)“乘波”：激波完全附著于飛行器的前緣，這是乘波體和傳統(tǒng)的超聲速或高超聲速飛行器的最主要的區(qū)別。傳統(tǒng)的超聲速或高超聲速飛行器在高速飛行時會產(chǎn)生激波，但多是脫體激波。而乘波體是一種經(jīng)過特別設(shè)計的飛行器，它可以使激波附著于整個前緣。因此，與其它飛行器相比，“乘波”是它最為顯著的特點。

2)高升阻比：由于激波附著于乘波體的前緣，可以防止下表面的高壓氣流“漏到”上表面，這樣就提高了上、下表面間的壓強差，從而使得飛行器的升力增加。而傳統(tǒng)的飛行器由于激波不能完全附著于前緣，上、下表面間的氣流相連通，下表面的高壓氣流“泄漏”到上表面，導(dǎo)致飛行器的升力減少，升阻比也減小。在這種情況下，飛行器為了增加升力，不得不加大飛行迎角，從而導(dǎo)致飛行器的其它性能受到限制。因此，在相同的升力下，乘波構(gòu)型的升阻比更高。

1.2 乘波構(gòu)型的生成方法

乘波構(gòu)型的生成有如下幾種方法：基于楔形流場Λ型乘波構(gòu)型、源于錐形流動的乘波構(gòu)型、源于傾斜圓錐和橢圓錐體流動的乘波構(gòu)型、源于楔形-錐形混合流動的乘波構(gòu)型和源于吻切錐流場的乘波構(gòu)型等，考慮到本文僅為乘波構(gòu)型設(shè)計初探，所以選取的流場為楔形流場，下章將詳細(xì)介紹基于楔形流場∧型乘波構(gòu)型。

2 基于楔形流場∧型乘波外形設(shè)計

基于楔形流場生成乘波外形是一種最簡單、最基本的乘波外形生成方法，因此，研究楔形流場乘波外形生成對于了解乘波體構(gòu)型的基本構(gòu)造原理、設(shè)計思路和設(shè)計方法是必要而且是重要的。本章介紹了由楔形流場反設(shè)計乘波外形的方法，以及基于此方法下乘波體氣動力的計算方法。

1959年，Nonweiler提出了由已知得流場構(gòu)造三維高超音速飛行器的觀點，選擇平面斜激波后的流場來生成有∧型橫截面和三角翼平面的構(gòu)型∧乘波構(gòu)型，其生成過程如下：

1)假定有一角度為δ的尖劈，置于超聲速馬赫數(shù)M，攻角α=0的氣流中，產(chǎn)生的流場就是源流場：激波前為自由流，激波為平面激波，激波角為β，激波后的流場有精確解，滿足如下δ-β-M關(guān)系式：

2）選一∧型柱面，將其平行于來流方向地置于上述流場中，與激波平面的交線即為乘波體前緣線。從前緣線上的各點追蹤激波后的流線，這些流線形成的流面作為乘波體的下表面；前緣線至截至平面之間的捕捉管面形成乘波體的上表面，如圖1所示。

圖1 ∧型楔形流場乘波體

根據(jù)上述方法設(shè)計∧型乘波體，定義乘波構(gòu)型的寬為500 mm，高為300 mm，乘波體出口平面形狀為∧型橫截面和三角翼平面兩種構(gòu)型，如圖2和圖3所示。

圖2 ∧型橫截面

圖3 三角翼平面

為了了解乘波體和非乘波體在氣動上的不同之處，需建一個非乘波體模型，模型保證與∧型橫截面乘波體長度、高度及底面積均相同一樣，如圖4所示。

圖4 非乘波體模型

3 數(shù)值模擬

對設(shè)計的乘波構(gòu)型進(jìn)行CFD數(shù)值模擬，驗證上述設(shè)計方法的正確性。

3.1 計算條件

來流靜壓1197Pa、靜溫226.509K，對應(yīng)飛行條件為飛行高度約30 km、飛行馬赫數(shù)7，攻角0度，側(cè)滑角0度；

3.2 計算網(wǎng)格

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，表面網(wǎng)格如圖5~圖7所示，網(wǎng)格量大約300萬。

圖5 ∧型橫截面乘波體表面網(wǎng)格

圖6 三角翼平面乘波體表面網(wǎng)格

圖7 非乘波體表面網(wǎng)格

3.3 計算結(jié)果

3.3.1 兩種乘波體的比較

從圖8~圖13中可以看出，兩種乘波體下表面位于激波后的高壓氣流被完全封住，高壓氣流幾乎沒有繞過前緣 “溢出”到上表面，乘波體的前緣平面與激波的上表面重合,象騎在激波的波面上，因此，可以驗證這種乘波體設(shè)計方法和設(shè)計過程是正確的。

圖8 ∧型橫截面乘波體上表面壓力云圖

圖9 三角翼平面橫截面乘波體上表面壓力云圖

圖10 ∧型橫截面乘波體下表面壓力云圖

圖11 三角翼平面橫截面乘波體下表面壓力云圖

圖12 ∧型橫截面乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

圖13 三角翼平面乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

兩種乘波體計算得到的升阻特性如下表1所示，從表中可以看出：

1）兩種乘波體在設(shè)計狀態(tài)下，由于∧型橫截面乘波體底面積比三角翼平面乘波體大，產(chǎn)生的波阻就大，故阻力系數(shù)較大；

2）兩種乘波體在設(shè)計狀態(tài)下，由于∧型橫截面乘波體升力面比三角翼平面乘波體大，因此，升力系數(shù)較大；

3）根據(jù)超聲速斜激波理論，無粘流動，設(shè)計狀態(tài)下，（Cp為壓力系數(shù)）

乘波體升力系數(shù)：CL=Cpcos δ

乘波體阻力系數(shù)：CD=Cpsin δ

乘波體升阻比：CL/CD=1/tan δ

兩種乘波體楔形角δ都是一樣的，δ=11.605°，故兩種乘波體在設(shè)計狀態(tài)下的升阻比CL/CD=1/tan δ= 1/tan 11.605°=4.8694，與CFD數(shù)值仿真的結(jié)果是一致的，也能證明，基于楔形流場乘波外形設(shè)計方法是正確的。

3.3.2 乘波體與非乘波體的比較

從圖14~圖16可以看出：和乘波體不一樣，非乘波體下表面位于激波后的高壓氣流沒有被封住，部分高壓氣流繞過前緣“溢出”到上表面，從而使得升阻比減小，升阻特性比較如表2所示，乘波體升阻比相比非乘波體大。

表1 兩種乘波體升阻特性比較

表2 乘波體與非乘波體升阻特性比較

圖14 非乘波體上表面壓力云圖

圖15 非乘波體下表面壓力云圖

圖16 非乘波體X=450mm橫截面壓力云圖

4 結(jié) 語

通過上述分析計算結(jié)果驗證了基于楔形流場∧型乘波外形設(shè)計方法和設(shè)計過程可行性和正確性，其乘波體構(gòu)型的基本構(gòu)造原理、設(shè)計思路和設(shè)計方法，能為以后臨界空間高超聲速飛行器氣動外形設(shè)計提供技術(shù)支撐。

[1]張元，駱長天.乘波體預(yù)壓縮性能試驗研究.空氣動力學(xué)學(xué)報,1999,117（1）:9-97.

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[7]黃志澄.高超聲速飛行器空氣動力學(xué)，北京：國防工業(yè)出版社，1995.

>>>作者簡介

左艷輝，男，1978年9月出生。2001年畢業(yè)于北京理工大學(xué)，工程師，主要從事航空裝備質(zhì)量管理等工作。

General Research on Aerodynamic Design of Hypersonic Near-Space Aircraft

Zuo Yanhui
(Nanchang Navy Representation Office,Nanchang,Jiangxi 330024)

This paper launches a general research on aerodynamic design of hypersonic Near-Space aircraft in the unique atmospheric conditions.Besides,it presents the concept and creation of wave rider,and designs two different∧-shaped wave riders based on wedge shaped flux field.Furthermore,it finished the numerical simulation, calculation and analysis on these wave riders.The result of numerical simulation shows feasibility and validity of the aerodynamic design based on wedge shaped flux field，and provides a foundation of aerodynamic design of hypersonic Near-Space aircraft in the future.

Near-space；hypersonic；∧-shaped wave rider；numerical simulation calculation&analysis

2014-10-23）