頭部和后體對鈍頭體側向力的影響

齊中陽， 王延奎， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

頭部和后體對鈍頭體側向力的影響

齊中陽， 王延奎*， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

鈍頭體大迎角飛行時會出現隨機的非對稱流動現象，引起不確定的較大側向力，進而使其偏離運行軌道。通過在鈍頭體頭部施加人工擾動塊可以固定其大迎角下的非對稱流場結構，得到確定的側向力，以利于改善鈍頭體的大迎角飛行特性及機動性。本文討論了在頭部人工擾動塊主控流場結構的基礎上，模型后體對側向力影響的存在性問題，在迎角為50°、雷諾數為1.54×105的條件下，利用實驗對周向角為90° 和270°、子午角為10° 的擾動位置的球形擾動主控下的側向力影響因素進行了研究。發現鈍頭體大迎角下的非對稱流動結構在頭部主控的基礎上，后體對非對稱流動的影響不會消失，且其為影響頭部擾動主控作用的重要因素。盡管模型后體的影響不會改變鈍頭體頭部對于流場結構的主控地位，但會影響頭部擾動控制的精準程度。所以在通過鈍頭體頭部施加擾動進而得到確定的側向力的同時，還需要減小模型后體對流場的影響，對其結構和加工質量進行優化，以更好地通過人工擾動主控流場結構。

鈍頭體； 非對稱流動； 主控； 大迎角； 人工擾動

現代戰斗機和戰術導彈等的高機動性及高敏捷性是通過大迎角飛行實現的，而鈍頭體作為戰術導彈的基本形狀之一，大迎角飛行條件下其背風區會出現方向具有隨機性的非對稱渦結構[1]。對于以鈍頭體為基本形狀的戰術導彈而言，這種大迎角繞流的非對稱性所誘導出的偏航力矩甚至大于導彈方向舵的控制能力，嚴重降低導彈的可控性，使其偏離飛行軌道，致使任務失敗。針對大迎角非對稱問題的研究由來已久，但因為其流動本身復雜多變且其影響因素眾多，人們還不能完全認識和掌握這一流動現象的本質和規律，還不能就這一現象進行準確地預測和實施有效的控制和利用。

在眾多的研究中，非對稱流動的根源問題一直存在著較大的爭議。主要存在頭部主控非對稱流動[2]及模型后體主控非對稱流動[3]兩種觀點。對于后體主控非對稱流動的研究主要集中于不同雷諾數下流動在模型表面的分離形式對非對稱流動造成的影響[4-8]，其影響的傳遞形式并不明確。相比較而言，鈍頭體頭部主控非對稱流動的研究更加充分[9-13]。

目前大量的風洞試驗表明，大迎角繞流對各種模型頭部細微的干擾(如流場湍流度、細微幾何偏差、表面粗糙度等)非常敏感[14]，其中模型頭部的加工偏差、微小細紋等都是非對稱流動的主要來源[15]，進一步驗證了頭部主控鈍頭旋成體的大迎角非對稱流動。鄧學鎣等利用頭部主控的理論，通過在模型頭部施加擾動顆粒，成功得到了確定的非對稱流動現象[16]，并且確定了非對稱流動結構隨擾動顆粒的位置不同呈現出不同的穩態流動形式，即模型的非對稱流動完全受到頭部擾動顆粒的主控，也進一步印證了頭部主控非對稱流動理論。此外，還有研究表明頭部擾動顆粒的擾動形狀對流場結構也有較大的影響[17]，對于在模型頭部的同一擾動位置，擾動顆粒大小相同，但當顆粒形狀不同時得到的非對稱流動結構也不相同。即進一步得到結論，頭部的擾動顆?？梢灾骺胤菍ΨQ流動。但在模型前體主控非對稱流動的基礎上，關于模型后體對非對稱流動的影響，還存在很多問題需要研究，如模型后體是否也對非對稱流動存在貢獻，是否會影響頭部的主控作用，其對于模型頭部主控作用的影響又是什么，在鈍頭體非對稱流動中，模型前體和后體的流動耦合關系又是什么等。

為了回答以上問題，本文利用風洞試驗的方法，在雷諾數ReD=1.54×105條件下，通過在鈍頭體頭部擾動位置(周向角為90°/270°，子午角為10°)施加直徑d=0.6 mm的球形擾動顆粒使其主控流場結構，利用測壓實驗測量分別分析了迎角為50° 時鈍頭體模型的前體和后體對非對稱流動的影響。

1 試驗設備及測量方法

1.1 風洞和鈍頭體模型

本文試驗在北京航空航天大學D4風洞中完成。D4風洞是低湍流度、低噪聲、回流式低速風洞，開口試驗段為長2.5 m×寬1.5 m×高1.5 m，來流湍流度為0.08%，本文試驗設定基于鈍頭體等直段直徑D的雷諾數為ReD=1.54×105。

試驗模型如圖1(a)所示，為鈍頭旋成體，其頭部為球體的一部分，且其鈍度B=80%(鈍度=頭部圓弧半徑/模型后體等直段半徑)。為了分別研究鈍頭旋成體頭部與后體的影響，本試驗的研究模型有兩個：模型1總體長度為X=1 060 mm，后體直徑D=66 mm，總長細比X/D=16，其前體和后體為整體，不能產生相對運動；模型2總體長度為X=1 230 mm，后體直徑D=100 mm，總長細比X/D=12.3，其頭部和后體可以相對轉動。此外，因為頭部對于模型大迎角的非對稱流動具有主控作用，本文定義模型球頭部分為前體，錐面和等直段為后體。

圖1 模型與人工擾動Fig.1 Model and artificial perturbation

人工擾動位置定義如圖1(b)所示，其周向位置用周向角θ表示，定義為從模型尾端向前看，擾動位置到x軸的垂線與z軸負方向的順時針夾角。擾動軸向位置用子午角γ表示，其定義為擾動位置到鈍頭球心的連線與x軸負向的夾角。本文計算模型固定擾動位置周向角θ=90°、子午角γ=10°。

1.2 模型安裝

模型通過迎角機構安裝在風洞的測試段，如圖2所示，迎角機構調控迎角范圍為0°～70°，本文試驗迎角固定在α=50°。

模型1通過一強迫搖滾支桿(圖3)與迎角機構相連，通過控制支桿轉動改變模型的滾轉角。支桿通過PCI-1240控制卡對一個伺服電機進行運動控制實現滾轉角改變。強迫搖滾支桿的滾轉角控制轉動誤差在3%以內。模型2通過一個固定支桿與迎角機構相連，其中模型圓頭部分可以通過一步進電機控制轉動。

圖2 模型在風洞中安裝示意圖Fig.2 Schematic of model setup in wind tunnel

圖3 強迫搖滾支桿示意圖Fig.3 Schematic of force-to-roll sting support

1.3 壓力測量系統和測量方法

測壓實驗通過模型表面測壓孔連接PSI公司生產的ESP測壓模塊，并通過DTC壓力掃描閥傳輸測壓數據到計算機實現。模型1表面設置如圖4(a)所示的7個測壓截面，每個測壓截面等距設置24個測壓孔。模型2表面設置如圖4(b)所示的9個測壓截面，同樣每個測壓截面等距設置24個測壓孔。測壓數據處理得到Cp為測壓孔壓力系數(見式(1))，Cy為測壓截面的側向力系數(見式(2))。

(1)

(2)

圖4 模型測壓截面布置Fig.4 Arrangement of measuring pressure cross-section on model

2 結果與分析

2.1 側向力影響因素

對于大迎角下的鈍頭體而言，在頭部施加人工擾動顆?？梢缘玫酱_定的非對稱背渦結構，即頭部擾動顆粒對整個流場起到了主控作用[14]。本文針對這一特點進行討論，研究在鈍頭體頭部主控的基礎上模型后體對側向力貢獻的比重。圖5 所示為雷諾數ReD=1.54×105，模型迎角α=50°，直徑d=0.6 mm的球形顆粒作為人工擾動粘貼在子午角γ=10° 的條件下，兩個模型分別在擾動塊周向位置對稱(θ=90° 和270°)時，截面側向力沿軸向的演化。其中模型1為整體繞體軸旋轉180°，即模型滾轉角改變180°，擾動塊與模型的相對位置沒有發生改變；模型2為后體保持不動，頭部繞體軸旋轉180°，即模型頭部滾轉角改變180°，擾動塊相對于模型頭部保持不變，相對于模型后體周向位置改變180°。

圖5 截面側向力系數沿體軸的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.5 Distribution of cross-section side force coefficients along body axis (α=50°, ReD=1.54×105)

從圖5中可以看出，對于模型1而言，當模型整體滾轉角改變180° 時(擾動位置相對于模型縱截面對稱)，在頭部擾動顆粒主控下截面側向力沿軸向的演化幾乎完全對稱；而當模型2僅是模型頭部滾轉角改變180° 時(擾動位置相對于模型縱截面也對稱)，在頭部擾動顆粒主控下截面側向力沿軸向的演化盡管也呈現對稱趨勢，但其側向力呈現出下移的趨勢(以側向力最大截面x/D=3為例)。可以發現模型2在試驗過程中存在一個負的側向力，其導致了在頭部擾動顆粒主控下截面側向力沿軸向的演化不能完全對稱。所以可以得到結論：鈍頭體模型的頭部對流場結構有主控作用，進而可以控制模型所受到的側向力，但模型后體也會產生某一方向的側向力，且該側向力對整機的側向力會產生影響。

為了分析鈍頭體后體對側向力的貢獻比重，選取圖5中截面側向力最大位置(x/D=3)進行分析。圖6分別給出了模型1的擾動塊隨模型整體滾轉角改變一周的情況下截面側向力的變化曲線，以及模型2的擾動塊隨著模型頭部滾轉角改變一周的情況下截面側向力的變化曲線。可以發現x/D=3截面側向力隨滾轉角的變化曲線呈現類方波的單周期形式變化，擾動塊位于模型兩側較大的跨度時，其側向力值保持不變，且以擾動塊位于模型縱截面上的特殊擾動位置(θ=0° 和180°)為側向力方向切換點。對于模型1，當擾動塊隨著模型整體轉動時，擾動塊位于模型縱截面兩側所產生的側向力大小幾乎相等，而模型2中的擾動位置位于模型縱截面兩側時，其側向力大小則存在差值。

圖6 x/D=3截面側向力系數隨擾動塊周向位置的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.6 Distribution of x/D=3 cross-section side force coefficients vs circumferential angle of perturbation (α=50°, ReD=1.54×105)

模型1擾動塊隨模型整體滾轉角一起轉動，其所有產生側向力的因素都隨滾轉角發生周期性變化，并且這個過程中擾動塊發揮主控作用，以至于當擾動塊位于模型縱軸兩側時，其側向力完全對稱。下面取典型的對稱擾動位置進行分析，此時設擾動位置θ=90° 的x/D=3截面的側向力大小為-Cym1，則擾動位置θ=270° 的x/D=3截面的側向力大小為Cym1。模型2擾動塊隨模型頭部滾轉一周，其位于模型縱截面左右兩邊時，側向力大小存在差值，此時設擾動位置θ=90° 時x/D=3截面的側向力大小為-Cym2-L，擾動位置θ=270° 的x/D=3截面的側向力大小為Cym2-R。如圖6所示，兩個模型相同擾動位置(θ=90° 和270°)時，x/D=3截面的側向力大小的差值分別設為ΔCyL和ΔCyR，則有

ΔCyL=Cym1-Cym2-L

(3)

ΔCyR=Cym1-Cym2-R

(4)

由圖6可知，模型2后體在試驗狀態下產生的方向為負的側向力，設其大小為Cym2-D，此外設兩個模型因加工情況以及試驗條件等造成的固定差異為ΔCym，則ΔCyL和ΔCyR還可以表示為

ΔCyL=ΔCym+Cym2-D

(5)

ΔCyR=ΔCym-Cym2-D

(6)

整理可得

2Cym2-D=Cym2-R-Cym2-L

(7)

根據式(7)可以發現，模型后體對側向力具有貢獻，只有控制模型后體所引起的側向力在一定范圍以內，才能保證鈍頭體頭部發揮更好的主控作用。

2.2 鈍頭體頭部影響

因為模型頭部對非對稱流動具有主控作用，為了進一步分析其對大迎角下側向力的貢獻，選取剛離開模型頭部的下游截面進行討論，所以圖7 和圖8分別給出了兩個模型在x/D=0.5截面的壓力系數Cp分布情況。圖中，θs為測壓孔周向角，表示測壓孔的周向位置。從圖中可以看出兩條曲線分別在150° 和210° 存在壓力降的現象，這是由頭部擾動顆粒引起的微渦形成的[17]，其對鈍頭體大迎角下的非對稱流場起到了主控作用。同時對于兩個模型而言，在相對于模型縱截面對稱的兩個擾動位置下所產生的截面側向壓力分布幾乎完全對稱，主要是因為兩個模型擾動塊都與模型頭部整體發生滾轉角改變，且截面位置的影響還沒有發揮作用。

圖9為擾動位置θ=90°時，兩個模型截面x/D=0.5的壓力系數分布對比。從圖中可以看出兩個模型的分離點都在θs=115° 和270°，分離方式在θs=115° 位置不相同，而在θs=270° 位置相同。此外，因為擾動塊相對于模型頭部的位置相同，所以在模型背渦區域其引起的微渦位置也相同，都在θs=195°。圖中還可以發現在背渦區域，其壓力系數值不同，這主要取決于模型尺寸的差異及表面加工誤差。

圖7 模型1對稱擾動位置x/D=0.5截面壓力系數分布對比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.7 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖8 模型2對稱擾動位置x/D=0.5截面壓力系數分布對比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.8 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖9 兩個模型x/D=0.5截面壓力系數分布對比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.9 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section between two models (α=50°, ReD=1.54×105)

2.3 鈍頭體后體影響

以圖5中側向力最大截面x/D=3為例分析后體對整機側向力的影響，如圖10所示，模型1中擾動塊位置根據模型滾轉角的改變而改變的情況，保證了模型頭部和后體整體的位置切換，所以當擾動塊位置相對于模型縱截面對稱時，其頭部引起的側向力和模型后體引起的側向力方向均發生轉變，且大小相等。反映到圖中可以發現無論吸力峰的位置，還是分離點的位置和形式都相對于縱截面具有對稱性。

圖10 模型1對稱擾動位置x/D=3截面壓力系數分布對比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.10 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖11所示為模型2中擾動位置相對于模型縱截面對稱的情況下x/D=3截面的壓力分布對比，模型2擾動位置隨頭部滾轉角改變，且模型后體一直保持不變。從圖中可以發現兩種狀態下的壓力分布曲線變化趨勢對稱，主要是由于頭部的主控作用。但模型1在θs=90° 和模型2在θs=270° 時盡管分離方式相同，但呈現了不同的壓力值，且兩條曲線在背渦區域的吸力峰也完全不同。圖8所示兩個擾動位置的模型頭部誘導的x/D=0.5截面的壓力分布是對稱的，而隨著流動沿軸向向后發展到x/D=3出現明顯的非對稱性，其主要為模型后體的影響?？梢酝茰y出頭部擾動產生的非對稱渦主控了整個流場，模型后體在大迎角下會發生周向流動并進入背渦流場，而周向流動會受到模型后體因為加工等原因造成的微小非對稱的影響，最終影響整個流場結構。只有模型頭部轉動時，后體的微小非對稱呈現一個固定形式影響著非對稱流動，其會因為前體非對稱的變化呈現不同的影響比重，所以得到的壓力分布如圖11所示；當模型整體轉動時，整體的微小非對稱呈現一個固定形式對非對稱流動產生影響，且整體隨著模型的滾轉角變化而變化，所以得到壓力分布如圖10所示。因此在通過鈍頭體頭部施加擾動得到確定流場結構的同時，模型后體也需要通過提高加工質量等方法降低其影響。

圖11 模型2對稱擾動位置x/D=3截面壓力系數分布對比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.11 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

3 結 論

1) 鈍頭體大迎角下的非對稱流動結構在頭部主控的基礎上，后體對非對稱流動也具有影響，并且為影響頭部擾動主控作用的重要因素。

2) 試驗模型的后體會誘導出一部分側向力，主要原因是因為其表面的加工誤差。通過提高模型后體表面的加工精度，可以降低模型后體誘導的側向力在整體側向力中的比重，進而提升模型頭部對側向力的主控地位。

通過鈍頭體頭部施加擾動進而得到確定的側向力的同時，還需要減小模型后體對流場的影響，如提高后體表面的加工質量，改變擾動塊的參數以增大擾動的主控影響等，以更好地通過人工擾動主控流場結構。

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(責任編輯： 李明敏)

*Corresponding author. E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

Effects of nose and afterbody of blunt body on side force

QI Zhongyang, WANG Yankui*, WANG Lei, SHA Yongxiang

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The random asymmetric flow over its blunt-nose body is generated when it flies at high angles of attack, thus resulting in unexpected side-forces, which leads to the trajectory deviation. The pattern of asymmetric flow and its corresponding side-force are determined by attaching an artificial perturbation on the nose of the blunt-nose body at high angle of attack, which is helpful to improve the flight characteristics and maneuverability of blunt-nose body. Based on the major control effect of the artificial perturbation on the asymmetric flow, the effect of the afterbody of the model is discussed in this paper. Experimental tests are conducted to investigate influence factor of side force at high angle of attack 50° andReD=1.54×105, with the perturbation locations of circumferential angles 90°/270° and meridian angle 10°. It is found that the effect of afterbody is still existent as an important effect factor, which effects the major control of the nose of the model to the asymmetric flow. Though the status of the main control from perturbation cannot be changed by the afterbody, the accuracy of control of perturbation on the nose is decreased. Therefore, the processing quality of afterbody should be enhanced to intensify the major effect of artificial perturbation on the asymmetric flow over the blunt-nose body.

blunt body; asymmetric flow; main control; high angle of attack; artificial perturbation

2017-01-10； Revised： 2017-02-21； Accepted： 2017-03-28； Published online： 2017-04-01 13:41

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

s： National Natural Science Foundation of China (11472028); China Aerospace Science and Technology Corporation Innovation Fund (CASC01); Equipment Pre-research Fund 2015

V221.3

A

1000-6893(2017)09-121117-08

2017-01-10； 退修日期： 2017-02-21； 錄用日期： 2017-03-28； 網絡出版時間： 2017-04-01 13:41

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

國家自然科學基金(11472028)； 中國航天科技集團公司航天科技創新基金(CASC01)； 2015裝備預研基金

*通訊作者.E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

齊中陽， 王延奎， 王磊， 等. 頭部和后體對鈍頭體側向力的影響[J]. 航空學報， 2017， 38(9)： 121117. QI Z Y, WANG Y K, WANG L, et al. Effects of nose and afterbody of blunt body on side force[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 121117.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121117