串聯(lián)布局飛行器級(jí)間冷分離氣動(dòng)特性研究

秦永明，田曉虎，董金剛，張 江

( 中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引 言

采用兩級(jí)串聯(lián)氣動(dòng)布局形式能夠提高導(dǎo)彈的射程，但其級(jí)間分離過程流場較為復(fù)雜，包括外流、發(fā)動(dòng)機(jī)噴流以及前后兩級(jí)間連接部分的相互干擾，涉及到激波干擾、分離流與漩渦等現(xiàn)象，會(huì)對(duì)一級(jí)和二級(jí)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生很大的影響，進(jìn)而影響到分離姿態(tài)和兩級(jí)的運(yùn)行軌跡，所以研究串聯(lián)布局級(jí)間分離特性是直接關(guān)系到飛行成敗與否的關(guān)鍵問題。

冷分離模式是在上級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作之前進(jìn)行分離，而上級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作后進(jìn)行分離的模式稱為熱分離模式，熱分離的分離力主要來自上級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)下級(jí)的作用力，而冷分離模式的分離力主要是來自助推級(jí)的反向噴管或反推火箭，以及作用在助推級(jí)上的空氣動(dòng)力。相對(duì)于熱分離模式，級(jí)間冷分離有級(jí)間結(jié)構(gòu)不承受高溫排氣等優(yōu)點(diǎn)，但冷分離失控時(shí)間長、分離干擾大，影響上級(jí)飛行初始穩(wěn)定，嚴(yán)重時(shí)助推級(jí)可能會(huì)出現(xiàn)“回追”現(xiàn)象碰到二級(jí)段。為獲得兩級(jí)的合理布局形式并選擇合適的分離控制參數(shù)，確保分離過程的安全性，對(duì)兩級(jí)飛行器級(jí)間冷分離的氣動(dòng)特性和流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行研究是十分必要的。

目前對(duì)于兩級(jí)飛行器串聯(lián)和非串聯(lián)布局形式，國內(nèi)外已進(jìn)行過較多的研究，王志堅(jiān)、周偉江、Zhao xuejun、Yunpeng Wang 等人研究了串聯(lián)式布局飛行器級(jí)間分離問題［1-5］；羅金玲、Moelyadi M.A.等人研究了非串聯(lián)式布局的級(jí)間分離問題［6-9］； 主要研究手段是風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬，獲得了許多有價(jià)值的結(jié)論。

本文對(duì)串聯(lián)布局某導(dǎo)彈級(jí)間冷分離、無噴流情況下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)以及數(shù)值模擬研究，分析了不同馬赫數(shù)下同軸兩級(jí)布局氣動(dòng)特性隨迎角和級(jí)間距離的變化規(guī)律，為串聯(lián)布局飛行器級(jí)間分離方案設(shè)計(jì)和飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 試驗(yàn)風(fēng)洞與模型

1.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

試驗(yàn)是在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-06 風(fēng)洞中完成的，該風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞( 見圖1) 。試驗(yàn)段橫截面尺寸為0.6m×0.6m，試驗(yàn)段長度為1.575m，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4 ～4.45。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c支撐系統(tǒng)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槟炒?lián)布局兩級(jí)導(dǎo)彈模型。采用FD-06 風(fēng)洞級(jí)間分離專用支撐系統(tǒng)對(duì)模型二級(jí)與一級(jí)進(jìn)行雙天平六分量測力。該裝置由級(jí)間分離專用支架、副臂與軸向位移變角機(jī)構(gòu)組成，二級(jí)采用腹撐方式通過天平連接于副臂上，一級(jí)采用尾撐方式通過天平連接于軸向位移變角機(jī)構(gòu)上。不同級(jí)間距離和級(jí)間夾角通過軸向位移變角機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，可適應(yīng)不同型號(hào)和試驗(yàn)狀態(tài)的需要。試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c支撐系統(tǒng)示意見圖2。

圖1 FD-06 亞、跨、超聲速風(fēng)洞Fig.1 FD-06 Sub-Tran-Supersonic wind tunnel

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c支撐系統(tǒng)示意圖Fig.2 Wind tunnel model and support system

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)?zāi)Ｐ图?jí)間采用冷分離、無噴流作用，實(shí)際飛行時(shí)使用一級(jí)的反向噴管或反推火箭，以及作用于一級(jí)上的氣動(dòng)力，確保飛行中成功分離。級(jí)間流場受馬赫數(shù)、級(jí)間距離、級(jí)間夾角和迎角等參數(shù)影響，本文針對(duì)典型亞聲速和超聲速馬赫數(shù)下級(jí)間夾角為零的情況，分析了兩級(jí)氣動(dòng)特性隨級(jí)間距離以及迎角的變化情況，級(jí)間距離使用無量綱距離L/D，其中L 為二級(jí)尾端到一級(jí)前端的距離，D 為彈身等直段直徑。

2.1 二級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)變化規(guī)律

圖3 為馬赫數(shù)Ma=0.75 與Ma=1.79 時(shí)不同級(jí)間距離下二級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角α 的變化曲線。

在不同馬赫數(shù)的整個(gè)迎角范圍內(nèi)，二級(jí)段除軸向力系數(shù)之外的其它氣動(dòng)力系數(shù)如法向力系數(shù)CN、對(duì)頭部頂點(diǎn)的俯仰力矩系數(shù)MZ等縱向分量對(duì)級(jí)間距離的變化不敏感，且隨迎角α 的變化曲線線性度較好；級(jí)間距離對(duì)二級(jí)縱向靜穩(wěn)定性影響不大。對(duì)于軸向力系數(shù)，在迎角為零、級(jí)間距離不同的情況下，由于氣體粘性，外流能量通過剪切層傳入級(jí)間區(qū)域，導(dǎo)致級(jí)間區(qū)域充滿速度很低的環(huán)形渦，產(chǎn)生“后體效應(yīng)”，影響了二級(jí)底部軸向力。對(duì)二級(jí)而言，除底部級(jí)間區(qū)域外，其它區(qū)域擾流基本不受一級(jí)影響。

圖5 為簡化的兩級(jí)串聯(lián)布局級(jí)間分離數(shù)值模擬結(jié)果，級(jí)間距離L/D =2.0，迎角α =0°，計(jì)算采用三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解雷諾平均N-S 方程，空間離散格式為二階迎風(fēng)格式。從圖中可以看出，Ma =1.79 時(shí)，Ma分布與外流剪切層基本在流向一致，Ma =0.75 時(shí)級(jí)間區(qū)域略有收縮，在不同馬赫數(shù)下，級(jí)間區(qū)域都為低速高壓區(qū)，使二級(jí)底部軸向力系數(shù)CAB始終為負(fù)，這也減小了二級(jí)的總軸向力系數(shù)CA，對(duì)兩級(jí)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)分離有利。

圖3 二級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)變化曲線Fig.3 The second stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

隨級(jí)間距離增大，二級(jí)總阻增大，說明后體效應(yīng)隨之減小，該效應(yīng)在試驗(yàn)所涉及的級(jí)間距離范圍內(nèi)((L/D)max=2.0)始終存在。超聲速M(fèi)a=1.79 時(shí)，在圖4 的試驗(yàn)紋影和圖5 的CFD 計(jì)算結(jié)果中均未發(fā)現(xiàn)一級(jí)前端出現(xiàn)脫體激波來隔絕兩級(jí)，也就是說零迎角時(shí)兩級(jí)間亞聲速通道始終存在，一級(jí)影響前傳至二級(jí)。

迎角不為零時(shí)，Ma=0.75，級(jí)間距離對(duì)二級(jí)軸向力的影響與迎角為零時(shí)類似，后體效應(yīng)仍隨級(jí)間距離增大而減小，在大迎角下L/D ＜0.1 時(shí)，較強(qiáng)的后體效應(yīng)甚至使CA出現(xiàn)負(fù)值； 而Ma =1.79 二級(jí)軸向力系數(shù)隨級(jí)間距離的變化規(guī)律在較大迎角下卻異于亞聲速；從圖6 紋影照片中可以看出：隨迎角增大，一級(jí)前端有部分會(huì)置于超聲速自由來流中，偏離二級(jí)尾流區(qū)，并產(chǎn)生弓形激波；波后靜壓增大產(chǎn)生高壓區(qū)，并沿亞聲速渦流區(qū)前傳，使二級(jí)底阻減小，進(jìn)而總阻減小。隨級(jí)間距離的增大，雖然一級(jí)更易處于超聲速來流中，但高壓前傳距離也在增大，這兩個(gè)因素對(duì)二級(jí)總軸向力系數(shù)影響相反，所以超聲速二級(jí)軸向力受級(jí)間距離的影響規(guī)律不同于亞聲速。

圖4 零迎角時(shí)模型紋影照片( Ma=1.79)Fig.4 Schlieren photos when angle of attack is zero( Ma=1.79)

圖5 級(jí)間流場Ma 分布與流線圖Fig.5 Mach numbers distribution and streamline between stages

圖6 迎角較大時(shí)模型紋影照片( Ma=1.79，L/D=2.0)Fig.6 Schlieren photos at large angle of attack ( Ma=1.79，L/D=2.0)

2.2 一級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)變化規(guī)律

圖7 為Ma =0.75 與Ma =1.79、不同級(jí)間距離下一級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線。

由圖可見，Ma=0.75 時(shí)，小迎角下，法向力系數(shù)CN線性程度較好，對(duì)級(jí)間距離不敏感；而前部軸向力系數(shù)CAF隨級(jí)間距離增大而明顯增大，這主要是因?yàn)閬喛缏曀贂r(shí)，受二級(jí)影響，一級(jí)前端面來流速度要低于自由來流速度，導(dǎo)致軸向力小于自由來流情況，而級(jí)間距離對(duì)一級(jí)前端面的來流速度影響較大，隨級(jí)間距離增大，一級(jí)前端面來流速度增大，從而直接影響到CAF。隨迎角增大，當(dāng)級(jí)間距離較小時(shí)，CN、MZ沒有明顯的變化，隨級(jí)間分離距離的進(jìn)一步增大，由于一級(jí)前端部分離開二級(jí)尾流區(qū)，一級(jí)CN、CAF也隨之迅速增大，同時(shí)也影響到縱向靜穩(wěn)定性曲線的斜率。

超聲速M(fèi)a=1.79 時(shí)，小迎角下，CN、MZ和CAF對(duì)級(jí)間距離都不敏感，在試驗(yàn)的級(jí)間距離范圍內(nèi)，一級(jí)始終處于二級(jí)尾流影響下，且級(jí)間流態(tài)比較穩(wěn)定。大迎角下，由于一級(jí)前端有部分伸出二級(jí)尾流影響區(qū)，CN、MZ、CAF和亞跨聲速變化規(guī)律相似，尤其是一級(jí)前端部分產(chǎn)生弓形激波，導(dǎo)致CAF增長迅速。

圖7 一級(jí)氣動(dòng)力系數(shù)變化曲線Fig. 7 The first stage aerodynamic coefficients variations with angles of attack

3 結(jié) 論

本文通過風(fēng)洞試驗(yàn)方法，研究了不同馬赫數(shù)下同軸串聯(lián)布局級(jí)間冷分離時(shí)，兩級(jí)氣動(dòng)特性隨級(jí)間距離以及迎角的變化情況。結(jié)果表明：在試驗(yàn)的級(jí)間距離范圍內(nèi)( L/D≤2) ，不同馬赫數(shù)下兩級(jí)軸向力系數(shù)會(huì)隨級(jí)間距離和迎角的不同發(fā)生變化，二級(jí)底阻為負(fù)，出現(xiàn)“后體效應(yīng)”，有利于兩級(jí)實(shí)現(xiàn)級(jí)間分離； 二級(jí)法向力系數(shù)基本不受級(jí)間距離影響，而一級(jí)法向力系數(shù)在大迎角下與級(jí)間距離有關(guān)。試驗(yàn)結(jié)果可為相似布局級(jí)間分離方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

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