高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力特性的實(shí)驗(yàn)研究

高超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力特性的實(shí)驗(yàn)研究

0高超聲速航天器自20世紀(jì)80年代中期以來(lái)，由于其重要的價(jià)值和科學(xué)意義，它已成為一種新型的空間研究工具，可以重復(fù)使用。航空航天先進(jìn)國(guó)家以空天飛機(jī)為主攻方向,相繼開(kāi)展一級(jí)或兩級(jí)入軌方案的概念研究,如美國(guó)NASP計(jì)劃試驗(yàn)機(jī)X-30、法國(guó)Hermes、英國(guó)HOTOL、德國(guó)Sanger及日本HOPE等。特別是美國(guó),確定比較完整的發(fā)展目標(biāo),實(shí)施包括以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力,可重復(fù)使用的空天運(yùn)載器X-33、X-34和X-37發(fā)展計(jì)劃,以及“高超技術(shù)”(Hytech)和“高超-X”(Hyper-X)發(fā)展計(jì)劃,探索各種高超聲速飛行器的飛行機(jī)理和應(yīng)用技術(shù)。空天飛機(jī)可以在普通跑道上水平起降,既可飛出大氣層,進(jìn)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M(jìn)a數(shù)飛行。包括上升段和再入段,空天飛機(jī)面臨的氣動(dòng)關(guān)鍵技術(shù)要比航空有史以來(lái)所遇到的問(wèn)題更為廣泛和復(fù)雜,幾乎包括了大型運(yùn)載火箭、大型飛機(jī)、宇宙飛船和再入返回飛行器的全部氣動(dòng)問(wèn)題。由于空天飛機(jī)氣動(dòng)布局的多樣性,使其外形已變得越來(lái)越復(fù)雜。本文選擇兼有法國(guó)Hermes和日本HOPE外形特點(diǎn)的一種空天飛機(jī)氣動(dòng)布局開(kāi)展風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究,并與國(guó)外相近典型外形的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果作類比性分析,對(duì)于空天飛機(jī)構(gòu)形的概念研究與方案選擇,以及為數(shù)值計(jì)算的確認(rèn)與驗(yàn)證,有重要的應(yīng)用價(jià)值。1大后拐三角翼空天飛機(jī)縮比模型,類Hemes簡(jiǎn)化外形,主要特征尺寸如圖1所示。它的機(jī)身為鈍頭準(zhǔn)圓柱體,端頭有平坦彎度,前體側(cè)面向上傾斜,全長(zhǎng)290mm。機(jī)翼為大后掠三角翼,前緣后掠角68°。機(jī)翼兩端上仰成左右對(duì)稱的立式翼尖,起垂直安定面作用,無(wú)正中央垂尾。翼展長(zhǎng)182.4mm。2油氣管口壓縮位置的動(dòng)力系統(tǒng)ma在一座暫沖吹引式高超聲速風(fēng)洞中完成實(shí)驗(yàn)研究,風(fēng)洞噴管出口直徑為0.5m,以預(yù)熱(防冷凝)的空氣為工作介質(zhì)。風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)采用更換噴管的方法改變Ma數(shù)。按實(shí)驗(yàn)要求,使用經(jīng)過(guò)流場(chǎng)校測(cè)后實(shí)際馬赫數(shù)為4.96和7.96的軸對(duì)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(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段配備固定式和插入式兩種變姿態(tài)角機(jī)構(gòu),都通過(guò)尾支桿支撐模型和天平,攻角變化范圍為-10°～50°。Ma=4.96的實(shí)驗(yàn),包括無(wú)偏航、無(wú)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(lái)流條件為滯止壓力P0=1.5MPa、滯止溫度T0=376K,相應(yīng)的雷諾數(shù)(基于模型全長(zhǎng))ReL=9×106,以及P0=2.5MPa、T0=376K、ReL=15×106。Ma=7.96的實(shí)驗(yàn),無(wú)橫滾(β=γ=0°)姿態(tài)角。來(lái)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(shí)驗(yàn)使用尾支六分量應(yīng)變式天平測(cè)量氣動(dòng)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(yīng)。經(jīng)過(guò)動(dòng)校準(zhǔn),得到表征其測(cè)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(jī)的氣動(dòng)布局特點(diǎn)高超聲速條件下,壓縮性的影響使強(qiáng)激波在機(jī)身和翼面的迎風(fēng)面形成,使得靜壓升高,其結(jié)果,機(jī)身和機(jī)翼大部分升力由迎風(fēng)面產(chǎn)生。圖2給出無(wú)偏航無(wú)滾轉(zhuǎn)的縱向氣動(dòng)力隨攻角的變化曲線。升力系數(shù)CL和對(duì)頭部頂點(diǎn)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(shí),機(jī)身相對(duì)于氣流更為傾斜,機(jī)身頭部的弓形激波逐漸靠近機(jī)翼激波。由于大攻角下激波誘導(dǎo)邊界層分離以及壓縮性效應(yīng),會(huì)導(dǎo)致對(duì)應(yīng)于機(jī)體攻角的氣動(dòng)載荷的非線性,產(chǎn)生非線性升力和力矩。α=15°中等攻角時(shí),實(shí)際的升力大約達(dá)到線性升力的1.1倍。當(dāng)攻角繼續(xù)增加,到α=25°,實(shí)際升力差不多是線性升力的1.5倍,即非線性升力所占實(shí)際升力的比例,已從α=15°時(shí)12%升到α=25°時(shí)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(shí)驗(yàn)的較大攻角下,Cm<0,說(shuō)明空天飛機(jī)在大攻角再入時(shí),可以通過(guò)偏轉(zhuǎn)升降襟翼實(shí)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(duì)于這種端頭有鈍度,前體側(cè)面向上傾斜機(jī)體,頭部的脫體激波會(huì)加大氣流動(dòng)量損失,相對(duì)于表面摩阻和機(jī)翼空氣阻力而言,頭部激波引起的波阻會(huì)起主導(dǎo)作用,零升阻力CD0=0.1,與航天飛機(jī)軌道器的阻力量級(jí)相當(dāng)。隨攻角α的增大,頭激波向機(jī)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(jī)體頭激波愈貼近物面(見(jiàn)圖3),與機(jī)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(dǎo)阻力伴隨著較大攻角時(shí)非線性升力的增大而增大,攻角過(guò)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(yīng)地,從小攻角開(kāi)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(dá)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(jī)一樣水平著陸,空天飛機(jī)應(yīng)有較大的升阻比。法國(guó)Hermes,(L/D)max=1.7;美國(guó)航天飛機(jī)軌道器,(L/D)max=2。McCandless報(bào)告一種先進(jìn)空天飛機(jī)氣動(dòng)布局的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),外形及結(jié)果見(jiàn)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(fēng)洞實(shí)驗(yàn)證實(shí)(也見(jiàn)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(jī)動(dòng)能力有關(guān)。這一類空天飛行器外形所特有的升阻比范圍對(duì)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(jī)身頭部這種不對(duì)稱構(gòu)型有關(guān)。攻角0°附近,壓力中心位置主要由頭部氣動(dòng)力確定。當(dāng)攻角上仰時(shí),壓力中心緩慢后移,接近α=5°時(shí),這種后移突然加劇。攻角繼續(xù)增大,邊界層分離會(huì)損失部分升力,使得壓力中心向前移動(dòng),但極其緩慢。Ma=4.96的實(shí)驗(yàn)攻角下,以及Ma=7.96的α>5°之后,Xcp>Xcg(Xcg=62%全長(zhǎng)),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(zhǎng)的4%?？梢哉f(shuō),壓力中心開(kāi)始后移是機(jī)身氣動(dòng)特性引起的,隨后的前移與機(jī)翼后部的旋渦分離的氣動(dòng)作用有關(guān)。顯然,機(jī)翼貢獻(xiàn)的升力和穩(wěn)定力矩對(duì)全機(jī)增穩(wěn)起重要作用。從圖2還可以看出,Ma=4.96時(shí),ReL數(shù)從9×106提高到15×106,未見(jiàn)明顯改變氣動(dòng)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(shí)縱向力的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果。當(dāng)γ從0°到10°變大時(shí),升力明顯下降,伴隨側(cè)向力增加,升力損失加大,對(duì)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(dòng),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(dòng)。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(shí),大攻角下L/D約為1.8～2.4,(L/D)max出現(xiàn)在α=15°,比無(wú)側(cè)滑時(shí)略有提前。4.3橫向靜穩(wěn)定性變化Ma=4.96的橫向氣動(dòng)特性如圖5所示?？仗祜w機(jī)非對(duì)稱外形,自然會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。β=10°和γ=10°時(shí),側(cè)向力Cz和偏航力矩Cn、滾轉(zhuǎn)力矩Cl定量關(guān)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(fēng)一側(cè)機(jī)翼/機(jī)身流場(chǎng)的遮蔽效應(yīng)會(huì)使機(jī)身與機(jī)翼之間的激波干擾和粘性干擾的氣動(dòng)作用更加復(fù)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(fēng)一側(cè)機(jī)翼受到愈來(lái)愈大的遮蔽作用影響到機(jī)體的橫側(cè)運(yùn)動(dòng),側(cè)向力負(fù)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(fù)變正的轉(zhuǎn)折性變化。隨著β角從0°到10°的增大,處于機(jī)身橫向背風(fēng)側(cè)翼面所產(chǎn)生的沿豎直方向的力愈來(lái)愈小,橫向迎風(fēng)翼面同樣方向的力愈來(lái)愈大,滾轉(zhuǎn)力矩自然出現(xiàn)逐漸增大的變化趨勢(shì)。根據(jù)Ma=4.96有側(cè)滑的測(cè)力數(shù)據(jù)可以計(jì)算β增大到10°時(shí)航向力矩Cn和滾轉(zhuǎn)力矩Cl對(duì)β的導(dǎo)數(shù),其結(jié)果當(dāng)α=0°、10°、20°增大時(shí)航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ分別為0.00287、0.00267、0.00231;橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)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(shì)。5ma值與a/d的關(guān)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(shí)驗(yàn)測(cè)得α=17°(無(wú)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(guó)外同類外形的變