高超声速风洞气动力特性的实验研究

高超声速风洞气动力特性的实验研究

0高超声速航天器自20世纪80年代中期以来，由于其重要的价值和科学意义，它已成为一种新型的空间研究工具，可以重复使用。航空航天先进国家以空天飞机为主攻方向,相继开展一级或两级入轨方案的概念研究,如美国NASP计划试验机X-30、法国Hermes、英国HOTOL、德国Sanger及日本HOPE等。特别是美国,确定比较完整的发展目标,实施包括以火箭发动机为动力,可重复使用的空天运载器X-33、X-34和X-37发展计划,以及“高超技术”(Hytech)和“高超-X”(Hyper-X)发展计划,探索各种高超声速飞行器的飞行机理和应用技术。空天飞机可以在普通跑道上水平起降,既可飞出大气层,进入太空,在地球外层空间低轨道飞行。又可返回地球,在大气层内以高Ma数飞行。包括上升段和再入段,空天飞机面临的气动关键技术要比航空有史以来所遇到的问题更为广泛和复杂,几乎包括了大型运载火箭、大型飞机、宇宙飞船和再入返回飞行器的全部气动问题。由于空天飞机气动布局的多样性,使其外形已变得越来越复杂。本文选择兼有法国Hermes和日本HOPE外形特点的一种空天飞机气动布局开展风洞实验研究,并与国外相近典型外形的实验研究结果作类比性分析,对于空天飞机构形的概念研究与方案选择,以及为数值计算的确认与验证,有重要的应用价值。1大后拐三角翼空天飞机缩比模型,类Hemes简化外形,主要特征尺寸如图1所示。它的机身为钝头准圆柱体,端头有平坦弯度,前体侧面向上倾斜,全长290mm。机翼为大后掠三角翼,前缘后掠角68°。机翼两端上仰成左右对称的立式翼尖,起垂直安定面作用,无正中央垂尾。翼展长182.4mm。2油气管口压缩位置的动力系统ma在一座暂冲吹引式高超声速风洞中完成实验研究,风洞喷管出口直径为0.5m,以预热(防冷凝)的空气为工作介质。风洞运行时采用更换喷管的方法改变Ma数。按实验要求,使用经过流场校测后实际马赫数为4.96和7.96的轴对称喷管,其中Ma=7.96喷管有水冷却装置,防止喷管结构受热变形。风洞实验段配备固定式和插入式两种变姿态角机构,都通过尾支杆支撑模型和天平,攻角变化范围为-10°～50°。Ma=4.96的实验,包括无偏航、无滚转以及偏航角β与滚转角γ分别等于10°的三种模型姿态。来流条件为滞止压力P0=1.5MPa、滞止温度T0=376K,相应的雷诺数(基于模型全长)ReL=9×106,以及P0=2.5MPa、T0=376K、ReL=15×106。Ma=7.96的实验,无横滚(β=γ=0°)姿态角。来流条件为P0=8.0MPa、T0=748K、ReL=5×106。两种Ma数下的攻角变化范围均为-5°～25°。3冷却水套隔膜实验使用尾支六分量应变式天平测量气动力。天平带有冷却水套隔热装置,防止气流高温引起天平元件的温度效应。经过动校准,得到表征其测量精密度的各分量误差约为±0.002～±0.003。4结果和讨论4.1空天飞机的气动布局特点高超声速条件下,压缩性的影响使强激波在机身和翼面的迎风面形成,使得静压升高,其结果,机身和机翼大部分升力由迎风面产生。图2给出无偏航无滚转的纵向气动力随攻角的变化曲线。升力系数CL和对头部顶点俯仰力矩系数Cm在-5°～5°攻角范围内较为线性地平缓变化。攻角逐渐增大时,机身相对于气流更为倾斜,机身头部的弓形激波逐渐靠近机翼激波。由于大攻角下激波诱导边界层分离以及压缩性效应,会导致对应于机体攻角的气动载荷的非线性,产生非线性升力和力矩。α=15°中等攻角时,实际的升力大约达到线性升力的1.1倍。当攻角继续增加,到α=25°,实际升力差不多是线性升力的1.5倍,即非线性升力所占实际升力的比例,已从α=15°时12%升到α=25°时的30%,使得随攻角的变化,曲线更加弯曲。Ma=4.96增至Ma=7.96,俯仰方向的低头力矩有所减弱。在实验的较大攻角下,Cm<0,说明空天飞机在大攻角再入时,可以通过偏转升降襟翼实现纵向配平。前部阻力CDF是扣除存在尾支杆干扰的底部阻力而得到的。对于这种端头有钝度,前体侧面向上倾斜机体,头部的脱体激波会加大气流动量损失,相对于表面摩阻和机翼空气阻力而言,头部激波引起的波阻会起主导作用,零升阻力CD0=0.1,与航天飞机轨道器的阻力量级相当。随攻角α的增大,头激波向机翼激波逐渐靠近甚至相交,形成合激波。攻角愈大,相交的位置愈靠前;Ma数愈大,机体头激波愈贴近物面(见图3),与机翼激波相交发生的攻角更小。合成激波明显加大波阻,所以阻力随攻角加大的增量愈加明显。又由于诱导阻力伴随着较大攻角时非线性升力的增大而增大,攻角过5°之后,CDF急剧增大变化。α≥15°,即CL≈0.4(Ma=4.96)或CL≈0.3(Ma=7.96)之后,CDF随攻角的增加更为迅速。相应地,从小攻角开始,升阻比L/D随攻角增大而明显升高,直到在α=15°～17.5°之间L/D达到最大值。Ma=4.96,(L/D)max=2.2;Ma=7.96,(L/D)max=2.0,Ma数增大使(L/D)max下降约9%。为了能在大气层中滑翔返回,像飞机一样水平着陆,空天飞机应有较大的升阻比。法国Hermes,(L/D)max=1.7;美国航天飞机轨道器,(L/D)max=2。McCandless报告一种先进空天飞机气动布局的风洞实验,外形及结果见表1。Ma=6和10都在攻角α=12°附近出现最大升阻比,(L/D)max分别等于2.6和2.4。Ma数从6增大到10使得(L/D)max大约降低8%。又如X-33这种大型亚轨道飞行器,Ma=6和Ma=10的风洞实验证实(也见表1),(L/D)max出现在α=20°附近,Ma=6,(L/D)max=1.2;Ma=10,(L/D)max=1.1,Ma增大同样使(L/D)max下降8%。升阻比与机动能力有关。这一类空天飞行器外形所特有的升阻比范围对其大攻角再入,并在大气层中滑翔返回具有非常重要的意义。在小攻角范围内,压力中心系数Xcp与机身头部这种不对称构型有关。攻角0°附近,压力中心位置主要由头部气动力确定。当攻角上仰时,压力中心缓慢后移,接近α=5°时,这种后移突然加剧。攻角继续增大,边界层分离会损失部分升力,使得压力中心向前移动,但极其缓慢。Ma=4.96的实验攻角下,以及Ma=7.96的α>5°之后,Xcp>Xcg(Xcg=62%全长),呈纵向静稳定。α=10°～25°升阻比较大的攻角范围,压心前移量大约为全长的4%。可以说,压力中心开始后移是机身气动特性引起的,随后的前移与机翼后部的旋涡分离的气动作用有关。显然,机翼贡献的升力和稳定力矩对全机增稳起重要作用。从图2还可以看出,Ma=4.96时,ReL数从9×106提高到15×106,未见明显改变气动特性。4.2角和大攻角下的升力下降图4给出Ma=4.96;ReL=15×106条件下,陈河梧等和刘玉兵等分别完成滚转角γ和侧滑角β从0°增大到10°时纵向力的实验研究结果。当γ从0°到10°变大时,升力明显下降,伴随侧向力增加,升力损失加大,对质心俯仰力矩Cmg抬头,但压力中心并不因此而出现明显的移动,仍然是Xcp>Xcg纵向呈静稳定。而β角增大,使小攻角下俯仰力矩抬头;大攻角下Cmg则向低头方向加大。β角还引起小攻角下压力中心比较明显的移动。从图4还看出,升阻比L/D随攻角的增大先是比较明显增高,而后又稍微平缓地回落。β=10°时,大攻角下L/D约为1.8～2.4,(L/D)max出现在α=15°,比无侧滑时略有提前。4.3横向静稳定性变化Ma=4.96的横向气动特性如图5所示。空天飞机非对称外形,自然会产生滚转力矩。β=10°和γ=10°时,侧向力Cz和偏航力矩Cn、滚转力矩Cl定量关系上与γ=β=0°的情况大不相同。γ=β=10°的姿态变化,意味着背风一侧机翼/机身流场的遮蔽效应会使机身与机翼之间的激波干扰和粘性干扰的气动作用更加复杂。滚转角从0°增大到10°,限制了附加升力,俯仰力矩抬头,压心位置前移。而随α=-5°～25°攻角增大,处于背风一侧机翼受到愈来愈大的遮蔽作用影响到机体的横侧运动,侧向力负向增大,偏航力矩和滚转力矩分别在α=17.5°和α=20°附近出现从负变正的转折性变化。随着β角从0°到10°的增大,处于机身横向背风侧翼面所产生的沿竖直方向的力愈来愈小,横向迎风翼面同样方向的力愈来愈大,滚转力矩自然出现逐渐增大的变化趋势。根据Ma=4.96有侧滑的测力数据可以计算β增大到10°时航向力矩Cn和滚转力矩Cl对β的导数,其结果当α=0°、10°、20°增大时航向静稳定导数Cnβ分别为0.00287、0.00267、0.00231;横向静稳定导数Clβ分别为0.0021、0.00064、-0.00068。随攻角增大,Cnβ、Clβ明显下降。其中需要注意的是Cnβ>0,出现航向不稳定的趋势。5ma值与a/d的关系综上所述,可以归纳的结论为:(1)Ma=4.96、7.96气流条件下,实验测得α=17°(无侧滑)附近出现最大升阻比。(L/D)max=2.2。Ma数增大使(L/D)max大约降低9%,与国外同类外形的变