強地效環(huán)境下有翼火箭橇側(cè)翼氣動特性研究

張傳俠，呂水燕，謝波濤，王寶林

(中國兵器工業(yè)試驗測試研究院， 陜西 華陰 714200)

地面效應(yīng)[1-2]是一種使飛行器誘導(dǎo)阻力減小，同時能獲得比空中飛行更高升阻比的流體力學(xué)效應(yīng)，當(dāng)飛行器貼地飛行時，飛行器體上下表面壓力差增加，升力急劇增加。低速地面效應(yīng)主要是由于地面影響導(dǎo)致下表面壓力提高而升力增加，展向繞翼梢的下洗氣流受地面阻擋減小了機翼下洗；而超音速地面效應(yīng)主要由于復(fù)雜的激波反射、激波-激波干擾、激波-邊界層干擾等影響而造成氣動力及力矩劇烈變化，特別是復(fù)雜模型的貼地飛行器地面效應(yīng)問題更加突出。針對簡單模型的地面效應(yīng)問題，國外主要通過風(fēng)洞實驗和地面火箭橇試驗的手段研究，而對于超音速復(fù)雜模型的地面效應(yīng)研究主要依靠數(shù)值模擬計算方法。

火箭橇試驗[3-4]是介于風(fēng)洞實驗與飛行試驗之間的一種以火箭發(fā)動機為動力，沿專用軌道滑行來模擬被試品或部件需要的速度、過載、力學(xué)環(huán)境等參數(shù)的貼地飛行試驗。較飛行器高空飛行相比，有翼火箭橇貼地高速滑行且結(jié)構(gòu)外形復(fù)雜，受到地面效應(yīng)的影響更加強烈，側(cè)翼氣動特性將會劇烈變化。于是，有翼火箭橇的側(cè)翼不僅要充分借助機翼升力原理，而且要合理利用地面效應(yīng)優(yōu)勢，使之能夠持續(xù)提供氣動壓力或升力，提高主體橇在軌高速運行的穩(wěn)定性。因此，針對有翼火箭橇的側(cè)翼有必要開展強地效環(huán)境下的氣動特性研究。

基于國外超音速火箭橇復(fù)雜結(jié)構(gòu)模型地面效應(yīng)CFD研究方法[5]，本文針對強地效環(huán)境下超音速有翼火箭橇側(cè)翼氣動特性變化情況，采用滑移壁面模擬地面相對運動邊界條件，通過數(shù)值模擬的方法對有無地面效應(yīng)、側(cè)翼攻角變化、側(cè)翼連接位置變化等工況條件側(cè)翼氣動特性開展研究，尋找多種工況條件下側(cè)翼氣動特性影響規(guī)律，為強地效環(huán)境下有翼火箭橇側(cè)翼優(yōu)化設(shè)計提供理論依據(jù)。

1 計算模型

計算模型[6](圖1)以有翼火箭橇結(jié)構(gòu)設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)模型為研究對象，該標(biāo)準(zhǔn)模型由主體橇、側(cè)翼、發(fā)動機及滑靴等結(jié)構(gòu)部件組成；側(cè)翼為超音速常用尖前緣三角翼型沿展向拉伸生成；翼根與主體橇連接，起到支撐主體橇作用，以提高在軌高速運行穩(wěn)定性；翼尖與滑靴連接。

具體研究如下內(nèi)容：

1) 側(cè)翼繞坐標(biāo)原點(以x軸為轉(zhuǎn)軸)旋轉(zhuǎn)-6°、-3°、3°、6°，研究側(cè)翼攻角姿態(tài)變化對氣動特性的影響情況；

2) 側(cè)翼繞翼尖前緣頂點(以y軸為轉(zhuǎn)軸)向上偏轉(zhuǎn)5°、向下偏轉(zhuǎn)5°，研究側(cè)翼與主體橇連接位置上下偏移對氣動特性的影響情況；

3) 側(cè)翼翼根連接位置前移300 mm、后移300 mm，研究側(cè)翼與主體橇連接位置前后變化對氣動特性的影響情況。

采用ICEM軟件建立數(shù)值計算遠場邊界，并對計算區(qū)域進行非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格生成，計算區(qū)域選擇直徑約為40倍側(cè)翼展長的半圓柱體，且圓柱高度約為70倍側(cè)翼平均氣動弦長，網(wǎng)格拓?fù)涔?jié)點數(shù)約180萬，網(wǎng)格單元規(guī)模約1 000萬。為了更加詳盡的捕捉計算模型側(cè)翼附近、側(cè)翼與地面軌道系統(tǒng)之間及側(cè)翼與主體橇拐角區(qū)的流動特征，對于側(cè)翼及拐角區(qū)附近采用局部網(wǎng)格加密處理，特別是側(cè)翼尖銳前緣與后緣線進行線節(jié)點加密處理。計算模型網(wǎng)格如圖2所示。

2 計算方法[7-10]

本文采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解可壓縮雷諾平均Navier-Stokes方程，對計算模型附近流動進行數(shù)值模擬計算，湍流模型選擇SST兩方程，湍流動能采用高階迎風(fēng)格式離散。

進出口邊界條件：流場入口設(shè)定速度進口邊界條件給定速度、相對壓力與溫度，流場出口設(shè)定壓力出口邊界條件給定壓力。

壁面邊界條件：計算模型表面與壓力遠場為壁面邊界，模型表面設(shè)定為固壁絕熱無滑移邊界(No Slip Wall)，遠場設(shè)定自由滑移邊界(Free Slip Wall)。

地面軌道系統(tǒng)設(shè)定固定速度滑移邊界以模擬火箭橇計算模型與地面軌道系統(tǒng)之間的相對運動。

流場入口速度680 m/s，溫度設(shè)定為288.15 K，大氣壓強設(shè)定為101 325 Pa。

自由狀態(tài)(模擬標(biāo)準(zhǔn)計算模型無地面效應(yīng)工況)，地面試驗狀態(tài)(模擬標(biāo)準(zhǔn)計算模型有地面效應(yīng)工況)，側(cè)翼攻角及連接位置變化均為地面試驗狀態(tài)。

3 計算結(jié)果對比分析

為驗證計算方法的可靠性[11]，本文選取超音速菱形翼型沿展向拉伸1 m的三維機翼模型為驗證對象，在馬赫數(shù)為2.0、雷諾數(shù)250萬(基于平均氣動弦長1 m)狀態(tài)下進行數(shù)值模擬，對比了機翼攻角為0°時，機翼任意一截面菱形翼型的壓力系數(shù)分布。圖3給出了機翼表面采用本文計算方法所計算壓力系數(shù)分布與理論計算結(jié)果，從菱形翼型壓力系數(shù)分布的對比可以看出，數(shù)值計算結(jié)果與理論計算結(jié)果吻合較好，驗證了本文計算方法的可靠性。

1) 有無地面效應(yīng)側(cè)翼氣動特性研究

為了研究有無地面效應(yīng)工況條件下，有翼火箭橇側(cè)翼氣動力的變化情況，表1給出了有翼火箭橇側(cè)翼自由狀態(tài)(無地面效應(yīng))與地面試驗狀態(tài)(有地面效應(yīng))工況條件下氣動升力與氣動阻力的數(shù)據(jù)。從表中數(shù)據(jù)可以看出有無地面效應(yīng)工況條件下，側(cè)翼氣動阻力基本沒有變化；氣動升力變化較大，且表現(xiàn)為氣動下壓力，較無地面效應(yīng)相比，氣動升力增加41%。

表1 自由狀態(tài)與地面試驗狀態(tài)側(cè)翼氣動力

為了更加詳細的描述有無地面效應(yīng)工況條件下有翼火箭橇側(cè)翼展向截面壓力系數(shù)分布及側(cè)翼上下翼面的流動變化情況，圖4給出了側(cè)翼表面展向50%處翼型無地面效應(yīng)狀態(tài)與有地面效應(yīng)狀態(tài)壓力系數(shù)分布曲線，圖5給出了無地面效應(yīng)狀態(tài)與有地面效應(yīng)狀態(tài)側(cè)翼上下翼面壓力云圖。從圖4、圖5可以看出有無地面效應(yīng)條件下側(cè)翼上翼面氣動壓力基本沒有變化；下翼面變化較大，呈現(xiàn)出受強地面效應(yīng)影響后氣動壓力明顯增大(負(fù)壓變?yōu)檎龎?，增幅接近80%，且翼根下翼面附近受地面激波反射及主體橇氣動繞流影響，拐角區(qū)流動更加復(fù)雜，氣動壓力變化更為劇烈。

2) 側(cè)翼攻角變化氣動特性研究

為了研究強地效環(huán)境下有翼火箭橇側(cè)翼攻角變化對其氣動特性的影響情況，圖6給出了地面試驗狀態(tài)下不同攻角姿態(tài)側(cè)翼的氣動升力與氣動阻力系數(shù)曲線。從圖6數(shù)據(jù)可以看出隨著側(cè)翼攻角變大，氣動升力不斷增加(從-6°下壓力變?yōu)?°上升力)，氣動阻力不斷變小，并且氣動升力變化比氣動阻力變化更為劇烈；側(cè)翼升阻比絕對值表現(xiàn)為先減小后增大。

3) 側(cè)翼連接位置變化氣動特性研究

為了研究強地效環(huán)境下有翼火箭橇側(cè)翼與主體橇連接位置變化對側(cè)翼氣動特性的影響，圖7給出了地面試驗狀態(tài)側(cè)翼上下位置變化氣動升力與氣動阻力系數(shù)變化曲線，圖8給出了地面試驗狀態(tài)側(cè)翼前后位置變化氣動升力與氣動阻力系數(shù)變化曲線。從圖7、圖8可以看出，側(cè)翼上下位置的變化對氣動升力有一定的影響，表現(xiàn)為隨著側(cè)翼翼根位置的上偏氣動升力(下壓力)逐漸減小，且位置向上變化比向下變化氣動升力變化幅度大；側(cè)翼前后位置的變化對其氣動力基本沒有影響，即側(cè)翼氣動特性對前后位置的變化不敏感。

4 結(jié)論

1) 基于強地面效應(yīng)環(huán)境下側(cè)翼翼型氣動特性變化劇烈；2) 通過設(shè)計合理的超音速有翼火箭橇側(cè)翼翼型及結(jié)構(gòu)布置形式，可充分利用地面效應(yīng)優(yōu)勢，有效避免強地效激波反射作用，為火箭橇提供足夠大小的氣動升力或壓力，提高火箭橇在軌高速運行過程中的穩(wěn)定性。