兵器装备工程学报

高超声速升力前体构型设计与数值分析

分类:主编推荐 发布时间:2017-05-11 11:54 访问量:953

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引用格式:杨春,徐明钊,王旭刚,等.高超声速升力前体构型设计与数值分析[J].兵器装备工程学报,2017(3):27-30.

Citation formatYANG Chun,XU Ming-zhao,WANG Xu-gang,et al.Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic 

Lift Forebody[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(3):27-30.

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作者简介杨春(1979—),男,高级工程师,博士研究生,主要从事运载火箭总体设计研究。

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高超声速升力前体构型设计与数值分析

1,徐明钊1,王旭刚1,范 1,高双林2

(1.北京宇航系统工程研究所,北京 100076; 2.火箭军工程大学,西安 710025)

摘要采用楔形角方法设计生成了一种小型高超声速巡航飞行器升力前体构型,利用带惩罚函数的单纯形法对得到的升力前体进行了优化设计,通过数值模拟方法研究了优化设计后的升力前体气动特性。结果表明:楔形角方法是一种生成高超声速飞行器升力前体的高效方法;升力前体在不同飞行马赫数下上下表面存在压力沟通,将导致前体预压缩面在展向存在横向流动,造成进气道进口流场不均匀;采用在升力体两侧增加侧缘的方法可有效减小前体预压缩面横向流动,提高前体升力。

关键词高超声速;楔形角方法;前体;气动特性

中图分类号TP181   文献标识码A   文章编号2096-2304(2017)03-0027-04

Numerical Analysis of Configuration Design of Hypersonic Lift Forebody

YANG Chun1XU Ming-zhao1WANG Xu-gang1, FAN Jian1, GAO Shuang-lin2

(1.Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing 100076, China; 2.Rocket Force University of Engineering, Xi’an 710025, China)

Abstract:The lift forebody configuration of a small hypersonic vehicle was designed by using the wedge angle method. The lift forebody created has been optimized by the simplex method with a penalty function. The aerodynamic characteristics of the forebody optimized were investigated by numerical method. The research results show that the wedge angle method is a high efficient way to generate the lift forebody of the hypersonic vehicle; On the design mach number, there is pressure leaking between the upper and lower surface of lift forebody, which leads to lateral flow in the spanwise on the precompression plane and creates the unhomogeneity of inlet flow field; Adding side skirts on the both sides, which can reduce the lateral flow on the forebody’s precompression plane and raise the forebody lift.

Keywords:hypersonic; wedge angle method; lift forebody; aerodynamic characteristic

近年来,高超声速技术越来越受到世界各国的重视,美国、俄罗斯、法国、德国等国已在高超声速技术方面陆续取得重大进展,高超声速飞行技术已经从概念和原理探索阶段进入到了先期技术开发阶段。高超声速飞行器的升力主要由飞行器前体和后体扩张型喷管提供,而升力前体作为高超声速导弹主要升力部件之一其作用至关重要,并且各国均在开展升力前体的设计技术研究,采用了不同的优化设计方法[1~6]。本文介绍了一种快速生成乘波构型升力前体的方法,并结合成熟的优化技术设计得到了符合实际要求的飞行器前体。

1 理论方法和模型

利用楔形角方法,以密切锥理论为基础可灵活生成所需的乘波体外形。设计过程如下:首先选定设计飞行马赫数,根据进气道设计要求选定前体所需要的激波数以及激波角[7~9]。在初设计中选定的设计飞行马赫数为:Ma=6.0,前体三道封闭激波,第一道激波角β1=13°。

根据波后关系式:

计算出第一道波后马赫数Ma1、根据第一道波后马赫数Ma1和第二道激波角β2计算出第二道波后马赫数Ma2

激波角,可采用等激波强度设计,即:

Masinβ1=Ma1sinβ2=Ma2sinβ3

也可采用等激波角设计,即 β1=β2=β3。本文初始设计采用等激波角设计。

依次根据波前马赫数Ma和激波角β,依据激波角和气流转折角关系式:

计算出各激波角对应的波后气流转折角:α1,α2,α3

选定进气道进口曲线,如图1所示,为适用于矩形进气道可把进气道型线设计成矩形,边缘采用平滑连接。

1 楔形角法乘波构型设计原理图

该乘波构型的设计思想是,在设计马赫数零攻角飞行时,所有激波交汇于进气道进口下表面型线。对于本设计,如图1所示,设计成功后前体O1点产生的激波交汇于对应的B点,同一纵截面对应的O2O3点产生的第二、三道激波同样交汇于B点。为达到此目的,设计方法如下:

1) 任意选取进气道上表面型线上一点O,沿X负方向寻找O3点,使得OO3X轴的夹角为 α1+α2+α3O3BX轴的夹角为 β3+α1+α2

2) 以O3点为出发点,沿X负方向寻找O2点,使得O3O2X轴的夹角为 α1+α2O2BX轴的夹角为β2+α1

3) 以O2点为出发点,沿X负方向寻找O1点,使得O2O1X轴的夹角为 α1O1BX轴的夹角为 β1

4) 进气道上表面型线所有点追踪得到的O1点连接得到前体第一道前缘线,所有O2点连接得到前体第二道前缘线,所有O3点连接得到前体第三道前缘线。

5) 第一道前缘线与第二道前缘线构成的曲面为前体下表面第一曲面;第二道前缘线与第三道前缘线构成的曲面为前体下表面第二曲面;第三道前缘线与进气道上表面型线构成的曲面为前体下表面第三曲面;三个曲面构成乘波前体下表面。

6) 乘波前体上表面,由第一道前缘线沿自由来流即X轴方向平移得到。

本文初始设计参数:马赫数Ma=6.0,激波角β1=β2=β3=13°,进气道高度为30 mm,展向长度为100 mm,进气道下型线为直线,上型线中心为直线,边缘采用二次指数函数曲线连接,设计结果如图2所示。以升阻比L/D最大为优化目标,以容积效率ηSp>0.1,前体长度LE>10.0为约束条件,并参照某小型巡航飞行器外形、前部容积要求等设计参数对初始设计的乘波构型进行了初步外形优化设计[10]。设计结果如图3所示。

2 初始设计外形示意图

3 优化后构型示意图

2 升力前体气动特性分析

4给出了二次优化设计后得到的乘波构型在设计点马赫数Ma=6.0,飞行高度30 km,飞行攻角和侧滑角均为零时的压力系数分布示意图。

4 压力系数等值线图

对比不同马赫数下的压力分布可知,该乘波前体上下表面存在压力沟通,将会导致前体预压缩面在展向存在横向流动。图5给出了前体预压缩面中心线、边缘线压力系数的比较。可以看出从第一压缩面到第三压缩面,上下表面压力沟通逐渐加剧,中心线边缘线压力系数差别逐渐增大。上述结果的存在会造成进气道进口流场的不均匀。

5 预压缩面压力系数变化规律

针对前面设计得到的升力前体构型存在的缺点,本文利用乘波构型的概念对其进行改进设计,构建连续的近似封闭的激波,目的是将高压气体封闭在下表面,减小横向流动,增加进气道进口流场的均匀性。

6给出了前体横向流动示意图,预压缩面气流通过侧壁向上表面流动过程中只会遇到一层阻碍即侧缘产生的激波阻碍。图7给出了前体出口截面的y向速度分布,可以清晰地看出侧缘对上下表面流动的阻碍作用。

6 前体横向流动示意图

7 前体出口截面的y向速度分布

由于侧缘激波对横向流动具有阻碍作用,为减小横向流动,本文在侧壁区构建了第二道侧缘和第三道侧缘。目的是利用其产生的激波面阻碍横向流动,其示意图如图8所示。设计目标如图9所示,设计飞行状态下前体侧壁产生的近似激波面交汇于进气道唇口,但是进气道进口截面封闭激波曲线设计成梯形。设计成梯形目的有两条:一是侧壁激波面和前体预压缩面激波面非平滑连接,设计的乘波前体不会产生严格的封闭激波面,易实现前体附面层溢流;二是使得侧壁前缘线为直线易实现与后体的融合。图10给出了改型前后y向速度分布图,可以看出改型后速度分布变得均匀。

8 改进设计后的乘波构型下表面示意图

9 改型前体设计示意图

10 改型前后出口截面y向速度分布图

11、图12给出了设计点马赫数下的压力系数分布,以及预压缩面中心线与边缘线的比较图。从图中可以看出改型后预压缩面中心线压力系数特别是第三道预压缩面中心线压力系数大幅度提高,提高幅度在15%~20%;边缘线压力提高幅度在20%~30%,且两者差距也大幅度缩小。结果表明:改型后前体下表面流动起到了减小横向溢流的作用,中心线压力仍旧高于边缘线压力,仍旧保持了附面层溢流的效果。

从上述分析可以看出:第一压缩面区域,中心压力与侧壁压力几乎一致;第二压缩面区域,中心压力与侧壁压力高20%,中心后侧压力比前部压力高16.65%,在该区域从中心到边缘压力呈规则分布,中心高边缘低;第三压缩面区域,中心压力与边缘压力高11.77%,比侧壁压力高50%,在该区域从中心到边缘压力也呈规则分布,中心高边缘低。

11 改进设计后的压力系数等值线图

12 改进设计后的预压缩面压力系数分布图

3 结论

综合以上分析和数值仿真计算结果,可以得到如下结论:采用基于密切锥理论的楔形角方法快速生成了高超声速飞行器乘波构型升力前体,设计方法灵活,可满足高超声速飞行器对升力前体的气动设计要求;在设计条件下,升力前体流场分析结果表明,升力体上下表面存在压力沟通,导致前体预压缩面在展向存在横向流动,造成进气道进口流场不均匀,影响升力体的气动性能;采用在升力体两侧增加侧缘的方法可有效减小前体预压缩面的横向气流流动,有效提高前体升力。

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