氣動桿高超聲速減阻機理研究

范 冰，黃 杰，單先陽

(1.南京航空航天大學機械結構力學及控制國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)(2.南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室，江蘇 南京 210016)(3.湖北航天技術研究院總體設計所，湖北 武漢 430040)

高超聲速飛行器是近年來航空航天領域的熱點課題，如X-37B空天飛機、X-51A高超聲速巡航導彈和HTV-2高超聲速助推/滑翔式導彈等。高超聲速來流受到飛行器頭部的壓縮，會產(chǎn)生一道弓形激波。由于弓形激波會引起巨大的激波阻力[1-2]，嚴重影響高超聲速飛行器的氣動性能，因此降低高超聲速激波阻力具有重要的學術和工程價值。

氣動桿主動流動控制是一種降低高超聲速激波阻力的有效技術，是近年來高超聲速減阻技術的熱點。氣動桿為細長桿，其通常安裝在高超聲速飛行器的頭錐處。氣動桿高超聲速減阻的核心思想是利用氣動桿對高超聲速來流進行擾動，對流場進行重構。氣動桿可破壞鈍頭體前方的原始弓形激波，將激波影響區(qū)域向前方推進，從而將原始弓形激波轉化為強度較弱的類斜激波。斜激波的激波阻力遠低于弓形激波，從而實現(xiàn)高超聲速減阻[3-4]。此外在氣動桿前端安裝氣動盤可增強氣動桿對高超聲速來流的壓縮，使到達后部鈍頭體的氣流速度降低，減弱后部再附激波的強度，從而提高氣動桿的減阻性能[5-6]。

本文基于氣動桿高超聲速減阻技術，采用計算流體動力學(computational fluid dynamics,CFD)數(shù)值方法進行單獨的鈍頭體和氣動桿構型的高超聲速氣動分析，通過對比兩種構型的流場結構、鈍頭體壁面壓力分布及阻力系數(shù)，分析氣動桿的減阻機理，并研究了氣動桿長徑比對鈍頭體壁面壓力分布及減阻性能的影響。

1 物理與數(shù)值模型

本文首先考慮兩種不同的構型，如圖1所示。第一種為單獨的鈍頭體，其可以模擬高超聲速飛行器。第二種為氣動桿構型，其中氣動桿與鈍頭體共軸線。對比這兩種構型的阻力特性即可驗證氣動桿構型的減阻性能。鈍頭體的長度L1為18 mm，前部直徑D為7.67 mm，后部直徑D1為14.34 mm，半錐角β為12.84°。氣動桿長度L為23.01 mm，直徑為0.1D。本文定義氣動桿長徑比為氣動桿長度L與鈍頭體前部直徑D之比。因此在當前分析模型中，氣動桿長徑比L/D為3。

圖1 幾何模型

本文采用CFD數(shù)值方法進行氣動桿構型的減阻性能分析，其中空間離散采用AUSM+格式[7]，湍流模型采用Menter's SSTk-ω兩方程模型[8]，時間推進采用LU-SGS格式[9]。高超聲速自由來流馬赫數(shù)Ma∞為9.86，來流靜壓P∞為59.92 Pa，來流靜溫T∞為48.88 K，來流攻角α為0°。本文采用ANSYS ICEM CFD軟件劃分三維結構網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為90萬。圖2給出了計算網(wǎng)格和邊界條件。數(shù)值模型的邊界條件包括遠場條件、無滑移壁面和超聲速出口。在數(shù)值計算過程中監(jiān)控模型的總阻力系數(shù)以容差1×10-4作為收斂標準。阻力系數(shù)Cd的計算公式為：

(1)

式中：F為阻力；ρ∞為高超聲速來流密度；V∞為高超聲速來流速率；S為參考面積，定義為πD2/4。

2 結果與討論

2.1 流場分析

本文采用CFD數(shù)值方法進行單獨的鈍頭體和氣動桿構型的高超聲速氣動力分析，圖3給出的是兩種構型對稱面的流場馬赫云圖和壓力云圖。高超聲速自由來流受到鈍頭體的壓縮在其前方形成了一道很強的弓形激波，激波后的高壓將產(chǎn)生很強的激波阻力，嚴重影響高超聲速飛行器的氣動性能。在鈍頭體前端安裝氣動桿后，高超聲速來流受到氣動桿頭部的壓縮后同樣會形成一道弓形激波。繞過氣動桿后氣流繼續(xù)向下游流動，且在鈍頭體前方形成一個旋渦區(qū)。最后氣流受到鈍頭體的再次壓縮從而形成一道再附激波。對比圖3(b)和3(d)，安裝氣動桿后鈍頭體前端的氣體壓強明顯降低，其根本原因是再附激波強度弱于原始弓形激波強度。由此可知，安裝氣動桿可以有效降低鈍頭體前端的壁面壓力分布。從整體上來看，氣動桿對流場進行了重構，其將原始弓形激波推離鈍頭體，并轉化為類斜激波，從而降低了激波強度。由于鈍頭體的激波阻力主要由激波強度決定，因此安裝氣動桿可減弱鈍頭體的激波阻力。

圖3 兩種構型的分析結果

2.2 減阻效率

圖4給出了單獨的鈍頭體和氣動桿構型的鈍頭體壁面壓力分布。結果表明,單獨的鈍頭體壁面壓力在前端駐點處最高，在0～3 mm區(qū)域迅速降低；從3 mm處往下游，壁面壓力繼續(xù)降低，但變化幅度很小。氣動桿構型的鈍頭體壁面壓力在0～1 mm區(qū)域迅速增加，在1 mm處附近達到峰值；隨后在1～3 mm區(qū)域迅速降低；從3 mm處往下游，壁面壓力繼續(xù)降低，但變化幅度很小。此外在0～1 mm區(qū)域，氣動桿構型的壁面壓力明顯低于單獨的鈍頭體；但在1～3 mm區(qū)域，氣動桿構型的壁面壓力略高于單獨的鈍頭體；從3 mm處往下游，兩種構型的壁面壓力相差很小。氣動桿構型的鈍頭體峰值壓力比單獨的鈍頭體降低了55.87%。

圖4 兩種構型的鈍頭體壁面壓強分布

表1列出了單獨的鈍頭體和氣動桿構型的阻力系數(shù)，可知氣動桿構型的阻力系數(shù)比單獨的鈍頭體降低了26.36%。表2列出了氣動桿和鈍頭體對總阻力系數(shù)的貢獻，表3列出了壓力和黏性對總阻力系數(shù)的貢獻。結果表明氣動桿僅占總阻力的2.41%。針對單獨的鈍頭體和氣動桿構型，黏性導致的阻力分別占總阻力的14.74%和21.75%。由此可知，氣動桿構型的總阻力主要來自于鈍頭體，且由壁面壓力決定。以上分析結果驗證了氣動桿構型的減阻性能，高超聲速飛行器可以在頭錐處安裝氣動桿以減弱激波強度和提高氣動性能。

表1 兩種構型的阻力系數(shù)

表2 氣動桿和鈍頭體對總阻力系數(shù)的貢獻

表3 壓力和黏性對總阻力系數(shù)的貢獻

2.3 氣動桿長度的影響

圖5給出的是長徑比分別為1，2，3和4的流場馬赫云圖。由圖可知，增大氣動桿長徑比可明顯將原始弓形激波推離鈍頭體，且將原始弓形激波轉化為更弱的類斜激波。這對降低鈍頭體的壁面壓力分布和阻力系數(shù)是有利的。圖6給出了氣動桿長徑比對鈍頭體壁面壓強分布和阻力系數(shù)的影響。結果表明,隨氣動桿長徑比的增大，鈍頭體前端的壁面壓力分布逐漸降低，而氣動桿長徑比對鈍頭體下游區(qū)域的壁面壓力分布影響很小。氣動桿長徑比從1增大到4，鈍頭體峰值壓力和阻力系數(shù)分別降低了51.43%和27.06%。由此可知，增大氣動桿長徑比可提高系統(tǒng)的減阻性能。

圖5 不同長徑比下的流場馬赫云圖

圖6 氣動桿長徑比L/D對鈍頭體壁面壓強分布和阻力系數(shù)的影響

隨著氣動桿長徑比的增大，圖6(a)中鈍頭體前端的壁面壓力分布曲線之間的距離逐漸減小，圖6(b)中阻力系數(shù)降低的速率也逐漸減小。由此可知，當氣動桿長徑比增大到一定值時，繼續(xù)增大氣動桿長徑比對減阻性能的提高影響較小。本文僅研究氣動桿長徑比對減阻性能的影響，實際上增大氣動桿長徑比會明顯降低其結構剛度和強度。因此選擇氣動桿長徑比時應該綜合考慮氣動桿的減阻性能和結構力學性能。

3 結論

1) 氣動桿構型的再附激波強度弱于原始弓形激波強度，且氣動桿可將原始弓形激波轉化為類斜激波，從而降低激波強度。因此安裝氣動桿可降低鈍頭體前端的壁面壓力分布和總阻力。

2) 氣動桿構型的總阻力主要來自于鈍頭體，且主要是由壓力引起的。

3) 增大氣動桿長徑比可降低鈍頭體前端的壁面壓力分布和總阻力，提高減阻性能，但減阻性能的變化率逐漸減小。