具有升高阻比的乘波體球形的設(shè)計

具有升高阻比的乘波體球形的設(shè)計

對于天地往返系統(tǒng)而言，一個完整的軌道提升系統(tǒng)（ssto）可以重復(fù)使用，這是人類長期希望實現(xiàn)的目標(biāo)。它的軍事和經(jīng)濟(jì)價值顯而易見。使用液體宇宙引擎作為動力，使用提升阻比的氣狀學(xué)，以水平或傾斜的方向發(fā)射過載，并沿優(yōu)化通道入座和返回。這是一種非常有價值研究的ssto解決方案。使用水平發(fā)射檢測器，利用支撐發(fā)射車獲得必要的動能，在發(fā)射階段充分利用傳輸裝置的升力效應(yīng)，以更少的燃料消耗達(dá)到入軌條件，從而獲得巨大的經(jīng)濟(jì)效應(yīng)。在這一新方案中，對于大速度區(qū)域內(nèi)的負(fù)載檢測器的動態(tài)配置，尤其是超聲或高超速速帶的動態(tài)提升阻比非常重要。本文是基于這一方案的需要的研究：通過對符合傳輸序列要求的傳輸裝置的動態(tài)配置，在提升速度和進(jìn)入速度之間的大速度范圍內(nèi)提高干擾特性和必要的穩(wěn)定性能。1高、低阻力動態(tài)升阻器討論的運(yùn)載器布局要求盡量利用大氣層內(nèi)飛行階段布局自身的升力效應(yīng),特別是希望在非常高的速度下仍然具有良好的升阻特性.根據(jù)這一設(shè)想選取乘波體作為基本的布局外形.乘波體是一種高超音速飛行器,在超音速甚至高超音速時具有高升力和低阻力的優(yōu)點(diǎn).1.1設(shè)機(jī)制的確定設(shè)計基于錐激波流場的錐導(dǎo)乘波體.乘波體外形的設(shè)計采用上下表面分開設(shè)計的反設(shè)計方法,即根據(jù)給定的設(shè)計馬赫數(shù)和迎角,選取流經(jīng)某一圓錐體(稱之為基準(zhǔn)圓錐)形成的圓錐激波(稱之為基準(zhǔn)圓錐激波),見圖1(其中δ為半基準(zhǔn)圓錐角,β為半基準(zhǔn)圓錐激波角,θ為起始于乘波體前緣線經(jīng)過激波后的流線與來流方向的夾角).并設(shè)計一定形狀的上表面,該上表面與基準(zhǔn)圓錐激波的交線形成前緣線,通過求解圓錐激波方程求出經(jīng)過前緣線的波后流線(式(1)),構(gòu)成乘波體的下表面.由此形成整個的乘波體形.式中,g為速度;Ma為來流馬赫數(shù);ε為圓錐激波前后密度比;εn為正激波前后密度比;θ為氣流折轉(zhuǎn)角即乘波體的楔角;β為基準(zhǔn)圓錐激波角.通過改變基準(zhǔn)圓錐激波角和預(yù)設(shè)乘波體前緣線來得到具有不同外形的乘波體,并對它們的基本氣動特性進(jìn)行了研究.圖2給出了半基準(zhǔn)圓錐激波角在β=8°～18°之間變化時形成的各乘波體氣動布局在相同的飛行條件下的升阻特性(考慮粘性).從中可以看出當(dāng)β=12°左右時乘波體的升阻比K為最大,根據(jù)上述反設(shè)計方法,本文設(shè)計β=12°時的乘波體,稱為乘波體原型(如圖3和圖4所示).1.2乘波體分型對乘波體原型進(jìn)行初步的研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)該乘波體在設(shè)計條件下飛行時,它最大的升阻比出現(xiàn)在迎角α=3°的時候(如圖5).因此,為了進(jìn)一步提高乘波體的K,將乘波體的上表面設(shè)計成激波膨脹面,使氣流在上表面產(chǎn)生膨脹以進(jìn)一步降低乘波體上表面的壓力,提高升力.為此設(shè)計乘波體的上表面使氣流在上表面產(chǎn)生一個的膨脹波,生成新的乘波體外形,稱為乘波體改進(jìn)型,乘波體原型尺寸基本相當(dāng).在考慮粘性的影響下,該乘波體改進(jìn)型Ma=6和α=0°時K、升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD分別是4.5981,0.1078和0.02344,升阻特性得到明顯改善.其K和CL與乘波體原型的K和CL(3.3563,0.08624)比較分別提高了37%、25%,而CD與乘波體原型CD(0.0257)比較下降了10%.這一乘波體改進(jìn)型就作為以后進(jìn)行布局設(shè)計的基本機(jī)身.2布局機(jī)翼的選擇對于所要考慮的布局來說,需要著重從以下一些方面考慮:①研究發(fā)現(xiàn),運(yùn)載器的裝載要求與K是一對矛盾.機(jī)身容積越大,會造成它的K越小,這是需要考慮的方面.最終計算確定作為該布局機(jī)身的乘波體,在Ma=6時Kmax=4.5383;②無論乘波體原型和改進(jìn)型,作為布局的機(jī)身,它的低速性能都是非常差的.因此根據(jù)要求,布局的機(jī)翼如何設(shè)計是一個很重要的研究方面;③為了滿足穩(wěn)操性能,舵面是必須的.毫無疑問,過分強(qiáng)調(diào)任一個方面,都將對整體的布局性能帶來損害.為此,通過進(jìn)行大量的計算,以比較各個參數(shù)對于整體布局的影響,從中確定最優(yōu)的布局.2.1參數(shù)對翼身體穩(wěn)定性的影響對于在高超音速下已經(jīng)具有較好升阻比的乘波體機(jī)身來說,布局其他構(gòu)件的安排以及各個參數(shù)的選擇等等需要全面考慮,保證從低速到高超音速的大速度范圍內(nèi)都具有良好的升阻特性.本文首先從簡單的翼身組合體的設(shè)計來考察各個參數(shù)對布局的影響特性.2.1.1基于不同jy的機(jī)翼對比研究1)翼型初步選擇.要兼顧低速到高速的性能,考察了包括低速對稱翼型,低速有彎度翼型,超臨界翼型以及典型的超音速翼型(圖6).采用數(shù)值方法研究了采用各種不同翼型(其他外形參數(shù)相同)設(shè)計的機(jī)翼與乘波體機(jī)身組合形成的翼身組合體在不同飛行Ma數(shù)(α=0°,β=0°)的氣動性能,計算的K結(jié)果見表1.可看出,從低速到跨音速階段對稱低速翼型和有彎度低速翼型升阻比性能較優(yōu);跨音速區(qū)超臨界翼型的K較高;但在對于SSTO運(yùn)載飛行器極為重要的超音速甚至高超音速區(qū),上述3種翼型的升阻比性能急劇變差,只有典型的超音速翼型表現(xiàn)出較好的性能,同時它的低速性能損失也在可以接受的范圍之內(nèi).2)機(jī)翼后掠角χjy的初步選擇.為了研究不同χjy的機(jī)翼與乘波體機(jī)身組合之后的布局的氣動性能,在保證其他參數(shù)相似的情況下,采用對稱翼型NACA0012設(shè)計具有不同χjy的機(jī)翼,計算飛行器在乘波體設(shè)計點(diǎn)(Ma=6,α=0°,β=0°)條件下的氣動性能,結(jié)果如表2所示.可以看出,基于乘波體機(jī)身的翼身組合體采用對稱翼型在χjy較小時高超音速性能非常差,而當(dāng)χjy達(dá)到中等后掠角時K有所提高.因為飛行器需要兼顧低速性能,希望機(jī)翼后掠角不致太大,同時參考一些著名高速軍機(jī)的機(jī)翼參數(shù),將χjy定在中等后掠角.3)λjy的初步選擇.考慮首先保證飛行器的高速性能.參考其它飛機(jī)的設(shè)計經(jīng)驗,選擇較小的λjy.小λjy有利于提高布局的失速迎角;4)ηjy的初步選擇.根據(jù)已有的經(jīng)驗,大部分后掠翼的ηjy在2～6范圍內(nèi),這個變化主要是對應(yīng)結(jié)構(gòu)設(shè)計的考慮.考慮飛行器實際的結(jié)構(gòu)和飛行狀況,將ηjy定在3左右;5)其他參數(shù)的選擇.最后設(shè)計的機(jī)翼希望盡可能的不破壞乘波體的形狀,因此配合機(jī)身最終設(shè)計的機(jī)翼具有7°安裝角,-2°左右的扭轉(zhuǎn);對于初步設(shè)計,機(jī)翼沒有上(下)反角.2.1.2雙立尾翼型為了保證飛行器的橫向操穩(wěn)性能,尾翼設(shè)計是必須的.由于乘波體機(jī)身的寬度足夠,所以采用雙立尾,采用較為簡單的NACA0012標(biāo)準(zhǔn)翼型;根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù),同時參考國內(nèi)外一些戰(zhàn)斗機(jī)的立尾設(shè)計,初步選定尾翼展弦比λwy=1.7,尾翼后掠角χwy=25°,尾翼根梢比ηwy=3左右,與機(jī)翼面積之比swy/sjy為0.2左右,外傾φ大約20°.2.2布局屬性的比較通過對以上一些主要參數(shù)的初步討論,設(shè)計主要針對于不同速度范圍的布局(圖7～圖10).布局7～9是最初的幾種選擇,布局10是對布局9的優(yōu)化布局.布局外形參數(shù)見表3.圖11和表4是所列出的布局在各個Ma下的K比較.可以看出布局1和布局3分別在亞音速和高超音速時有較優(yōu)的K;布局2是雙后掠機(jī)翼布局,它是布局1和3的一個折中.布局3在Ma=0.4時的K分別比布局1和2低3.6%和17.8%;但在Ma=6時布局3分別比布局1和2高81.7%和28.5%,在飛行最重要的超音速和高超音速區(qū)其K都要遠(yuǎn)高于其他2種外形.因此本文選擇布局3作為運(yùn)載器的基本布局.2.3大速度區(qū)域內(nèi)的氣動特性在設(shè)計機(jī)翼的過程中發(fā)現(xiàn),當(dāng)機(jī)翼的后緣為有限厚度的時候,相比于尖點(diǎn)后緣翼型的機(jī)翼,布局在低速和超音速兩端的阻力均有所降低,K有所提高.分析阻力降低的原因,在超音速范圍內(nèi)是由于壓差阻力引起,低速范圍內(nèi)則是由于摩擦阻力引起.根據(jù)這個結(jié)論,對布局3進(jìn)行優(yōu)化,對其機(jī)翼所采用的翼型進(jìn)行修形,使其后緣變?yōu)橛邢藓穸?形成布局4.從圖11和表4可以看出,布局4(以下簡稱為布局,外形參數(shù)見表3)在大速度范圍內(nèi)的升阻特性與布局3相比有很大的改進(jìn).本文將重點(diǎn)分析該布局的氣動特性.2.4布局的基本性能的初步研究2.4.1變化特性分析圖12和圖13是布局的CL與CD隨著不同α的變化特性.從圖12升力曲線可以看出,升力線斜率CL,α隨著Ma數(shù)的增加而降低,最大升力線斜率可以達(dá)到0.06左右;同時升力在α=10°以前可以保持較好的線性;但該布局的大迎角特性需要進(jìn)一步改善,在α>10°以后,升力線的線性變差而且CL,α降低.從圖13阻力曲線看出,阻力隨著α的增大增加很快;而且布局在跨音速區(qū)的阻力變化劇烈;這2點(diǎn)是布局在氣動方面需要改進(jìn)的地方.從圖14的K變化隨α變化特性曲線圖可以看出,該布局的最大升阻比Kmax各個Ma下都能維持在4左右,尤其是Ma=6時(Kmax=4.1218)可以得到令人滿意的結(jié)果;另外,曲線顯示其能夠維持較高K的α范圍很小,隨著α增加,升阻特性急劇變壞,這些都給未來的工作提出了新的問題.圖15是布局的極曲線,可以看出隨著Ma的增加,最小阻力點(diǎn)和零升阻力CD,0先增大后減小,而且在每個馬赫數(shù)下零升阻力大于最小阻力,究其原因,主要是由于布局的機(jī)翼具有較大的安裝角(7°),所以造成布局在升力為0時阻力過大,因此布局的升阻特性有待進(jìn)一步提高.2.4.2ma增加環(huán)境穩(wěn)定性圖16布局的俯仰力矩系數(shù)Cm隨CL的變化曲線.曲線反映了布局基本的縱向穩(wěn)定性.可以看出,布局是靜穩(wěn)定的;另外,隨著Ma增加,靜穩(wěn)定度增加;經(jīng)估算,布局的焦點(diǎn)位置可以接近到以飛行器頭部為參考點(diǎn)的60%機(jī)身處;同時可以看出在沒有舵面偏轉(zhuǎn)的情況下,飛行器平衡升力為0,從這2點(diǎn)說明布局的縱向穩(wěn)定特性還有很多的工作要做.3考慮各種影響的情況下的升阻比設(shè)計從初步的布局設(shè)計可以得到以下結(jié)論:①基于無粘錐形激波流動的反設(shè)計方法是一種實用、簡單的乘波體設(shè)計方法,如果處理得當(dāng)可以獲得計及粘性影響的較高升阻比的乘波體;②僅僅對于乘波體,綜合考慮基準(zhǔn)圓錐激波角和