高超聲速風洞氣動力特性的實驗研究

高超聲速風洞氣動力特性的實驗研究

0高超聲速航天器自20世紀80年代中期以來，由于其重要的價值和科學意義，它已成為一種新型的空間研究工具，可以重復使用。航空航天先進國家以空天飛機為主攻方向,相繼開展一級或兩級入軌方案的概念研究,如美國NASP計劃試驗機X-30、法國Hermes、英國HOTOL、德國Sanger及日本HOPE等。特別是美國,確定比較完整的發(fā)展目標,實施包括以火箭發(fā)動機為動力,可重復使用的空天運載器X-33、X-34和X-37發(fā)展計劃,以及“高超技術”(Hytech)和“高超-X”(Hyper-X)發(fā)展計劃,探索各種高超聲速飛行器的飛行機理和應用技術?？仗祜w機可以在普通跑道上水平起降,既可飛出大氣層,進入太空,在地球外層空間低軌道飛行。又可返回地球,在大氣層內(nèi)以高Ma數(shù)飛行。包括上升段和再入段,空天飛機面臨的氣動關鍵技術要比航空有史以來所遇到的問題更為廣泛和復雜,幾乎包括了大型運載火箭、大型飛機、宇宙飛船和再入返回飛行器的全部氣動問題。由于空天飛機氣動布局的多樣性,使其外形已變得越來越復雜。本文選擇兼有法國Hermes和日本HOPE外形特點的一種空天飛機氣動布局開展風洞實驗研究,并與國外相近典型外形的實驗研究結(jié)果作類比性分析,對于空天飛機構(gòu)形的概念研究與方案選擇,以及為數(shù)值計算的確認與驗證,有重要的應用價值。1大后拐三角翼空天飛機縮比模型,類Hemes簡化外形,主要特征尺寸如圖1所示。它的機身為鈍頭準圓柱體,端頭有平坦彎度,前體側(cè)面向上傾斜,全長290mm。機翼為大后掠三角翼,前緣后掠角68°。機翼兩端上仰成左右對稱的立式翼尖,起垂直安定面作用,無正中央垂尾。翼展長182.4mm。2油氣管口壓縮位置的動力系統(tǒng)ma在一座暫沖吹引式高超聲速風洞中完成實驗研究,風洞噴管出口直徑為0.5m,以預熱(防冷凝)的空氣為工作介質(zhì)。風洞運行時采用更換噴管的方法改變Ma數(shù)。按實驗要求,使用經(jīng)過流場校測后實際馬赫數(shù)為4.96和7.96的軸對稱噴管,其中Ma=7.96噴管有水冷卻裝置,防止噴管結(jié)構(gòu)受熱變形。風洞實驗段配備固定式和插入式兩種變姿態(tài)角機構(gòu),都通過尾支桿支撐模型和天平,攻角變化范圍為-10°～50°。Ma=4.96的實驗,包括無偏航、無滾轉(zhuǎn)以及偏航角β與滾轉(zhuǎn)角γ分別等于10°的三種模型姿態(tài)。來流條件為滯止壓力P0=1.5MPa、滯止溫度T0=376K,相應的雷諾數(shù)(基于模型全長)ReL=9×106,以及P0=2.5MPa、T0=376K、ReL=15×106。Ma=7.96的實驗,無橫滾(β=γ=0°)姿態(tài)角。來流條件為P0=8.0MPa、T0=748K、ReL=5×106。兩種Ma數(shù)下的攻角變化范圍均為-5°～25°。3冷卻水套隔膜實驗使用尾支六分量應變式天平測量氣動力。天平帶有冷卻水套隔熱裝置,防止氣流高溫引起天平元件的溫度效應。經(jīng)過動校準,得到表征其測量精密度的各分量誤差約為±0.002～±0.003。4結(jié)果和討論4.1空天飛機的氣動布局特點高超聲速條件下,壓縮性的影響使強激波在機身和翼面的迎風面形成,使得靜壓升高,其結(jié)果,機身和機翼大部分升力由迎風面產(chǎn)生。圖2給出無偏航無滾轉(zhuǎn)的縱向氣動力隨攻角的變化曲線。升力系數(shù)CL和對頭部頂點俯仰力矩系數(shù)Cm在-5°～5°攻角范圍內(nèi)較為線性地平緩變化。攻角逐漸增大時,機身相對于氣流更為傾斜,機身頭部的弓形激波逐漸靠近機翼激波。由于大攻角下激波誘導邊界層分離以及壓縮性效應,會導致對應于機體攻角的氣動載荷的非線性,產(chǎn)生非線性升力和力矩。α=15°中等攻角時,實際的升力大約達到線性升力的1.1倍。當攻角繼續(xù)增加,到α=25°,實際升力差不多是線性升力的1.5倍,即非線性升力所占實際升力的比例,已從α=15°時12%升到α=25°時的30%,使得隨攻角的變化,曲線更加彎曲。Ma=4.96增至Ma=7.96,俯仰方向的低頭力矩有所減弱。在實驗的較大攻角下,Cm<0,說明空天飛機在大攻角再入時,可以通過偏轉(zhuǎn)升降襟翼實現(xiàn)縱向配平。前部阻力CDF是扣除存在尾支桿干擾的底部阻力而得到的。對于這種端頭有鈍度,前體側(cè)面向上傾斜機體,頭部的脫體激波會加大氣流動量損失,相對于表面摩阻和機翼空氣阻力而言,頭部激波引起的波阻會起主導作用,零升阻力CD0=0.1,與航天飛機軌道器的阻力量級相當。隨攻角α的增大,頭激波向機翼激波逐漸靠近甚至相交,形成合激波。攻角愈大,相交的位置愈靠前;Ma數(shù)愈大,機體頭激波愈貼近物面(見圖3),與機翼激波相交發(fā)生的攻角更小。合成激波明顯加大波阻,所以阻力隨攻角加大的增量愈加明顯。又由于誘導阻力伴隨著較大攻角時非線性升力的增大而增大,攻角過5°之后,CDF急劇增大變化。α≥15°,即CL≈0.4(Ma=4.96)或CL≈0.3(Ma=7.96)之后,CDF隨攻角的增加更為迅速。相應地,從小攻角開始,升阻比L/D隨攻角增大而明顯升高,直到在α=15°～17.5°之間L/D達到最大值。Ma=4.96,(L/D)max=2.2;Ma=7.96,(L/D)max=2.0,Ma數(shù)增大使(L/D)max下降約9%。為了能在大氣層中滑翔返回,像飛機一樣水平著陸,空天飛機應有較大的升阻比。法國Hermes,(L/D)max=1.7;美國航天飛機軌道器,(L/D)max=2。McCandless報告一種先進空天飛機氣動布局的風洞實驗,外形及結(jié)果見表1。Ma=6和10都在攻角α=12°附近出現(xiàn)最大升阻比,(L/D)max分別等于2.6和2.4。Ma數(shù)從6增大到10使得(L/D)max大約降低8%。又如X-33這種大型亞軌道飛行器,Ma=6和Ma=10的風洞實驗證實(也見表1),(L/D)max出現(xiàn)在α=20°附近,Ma=6,(L/D)max=1.2;Ma=10,(L/D)max=1.1,Ma增大同樣使(L/D)max下降8%。升阻比與機動能力有關。這一類空天飛行器外形所特有的升阻比范圍對其大攻角再入,并在大氣層中滑翔返回具有非常重要的意義。在小攻角范圍內(nèi),壓力中心系數(shù)Xcp與機身頭部這種不對稱構(gòu)型有關。攻角0°附近,壓力中心位置主要由頭部氣動力確定。當攻角上仰時,壓力中心緩慢后移,接近α=5°時,這種后移突然加劇。攻角繼續(xù)增大,邊界層分離會損失部分升力,使得壓力中心向前移動,但極其緩慢。Ma=4.96的實驗攻角下,以及Ma=7.96的α>5°之后,Xcp>Xcg(Xcg=62%全長),呈縱向靜穩(wěn)定。α=10°～25°升阻比較大的攻角范圍,壓心前移量大約為全長的4%。可以說,壓力中心開始后移是機身氣動特性引起的,隨后的前移與機翼后部的旋渦分離的氣動作用有關。顯然,機翼貢獻的升力和穩(wěn)定力矩對全機增穩(wěn)起重要作用。從圖2還可以看出,Ma=4.96時,ReL數(shù)從9×106提高到15×106,未見明顯改變氣動特性。4.2角和大攻角下的升力下降圖4給出Ma=4.96;ReL=15×106條件下,陳河梧等和劉玉兵等分別完成滾轉(zhuǎn)角γ和側(cè)滑角β從0°增大到10°時縱向力的實驗研究結(jié)果。當γ從0°到10°變大時,升力明顯下降,伴隨側(cè)向力增加,升力損失加大,對質(zhì)心俯仰力矩Cmg抬頭,但壓力中心并不因此而出現(xiàn)明顯的移動,仍然是Xcp>Xcg縱向呈靜穩(wěn)定。而β角增大,使小攻角下俯仰力矩抬頭;大攻角下Cmg則向低頭方向加大。β角還引起小攻角下壓力中心比較明顯的移動。從圖4還看出,升阻比L/D隨攻角的增大先是比較明顯增高,而后又稍微平緩地回落。β=10°時,大攻角下L/D約為1.8～2.4,(L/D)max出現(xiàn)在α=15°,比無側(cè)滑時略有提前。4.3橫向靜穩(wěn)定性變化Ma=4.96的橫向氣動特性如圖5所示?？仗祜w機非對稱外形,自然會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。β=10°和γ=10°時,側(cè)向力Cz和偏航力矩Cn、滾轉(zhuǎn)力矩Cl定量關系上與γ=β=0°的情況大不相同。γ=β=10°的姿態(tài)變化,意味著背風一側(cè)機翼/機身流場的遮蔽效應會使機身與機翼之間的激波干擾和粘性干擾的氣動作用更加復雜。滾轉(zhuǎn)角從0°增大到10°,限制了附加升力,俯仰力矩抬頭,壓心位置前移。而隨α=-5°～25°攻角增大,處于背風一側(cè)機翼受到愈來愈大的遮蔽作用影響到機體的橫側(cè)運動,側(cè)向力負向增大,偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩分別在α=17.5°和α=20°附近出現(xiàn)從負變正的轉(zhuǎn)折性變化。隨著β角從0°到10°的增大,處于機身橫向背風側(cè)翼面所產(chǎn)生的沿豎直方向的力愈來愈小,橫向迎風翼面同樣方向的力愈來愈大,滾轉(zhuǎn)力矩自然出現(xiàn)逐漸增大的變化趨勢。根據(jù)Ma=4.96有側(cè)滑的測力數(shù)據(jù)可以計算β增大到10°時航向力矩Cn和滾轉(zhuǎn)力矩Cl對β的導數(shù),其結(jié)果當α=0°、10°、20°增大時航向靜穩(wěn)定導數(shù)Cnβ分別為0.00287、0.00267、0.00231;橫向靜穩(wěn)定導數(shù)Clβ分別為0.0021、0.00064、-0.00068。隨攻角增大,Cnβ、Clβ明顯下降。其中需要注意的是Cnβ>0,出現(xiàn)航向不穩(wěn)定的趨勢。5ma值與a/d的關系綜上所述,可以歸納的結(jié)論為:(1)Ma=4.96、7.96氣流條件下,實驗測得α=17°(無側(cè)滑)附近出現(xiàn)最大升阻比。(L/D)max=2.2。Ma數(shù)增大使(L/D)max大約降低9%,與國外同類外形的變