探空火箭減阻桿氣動(dòng)特性分析

常耀予 劉帆 張家齊

摘要：為了研究減阻桿對(duì)探空火箭氣動(dòng)力特性，通過(guò)采用SST兩方程湍流模型、有限體積法求解N-S方程，對(duì)探空火箭高速流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果顯示，減阻桿能有效減小火箭阻力。亞跨聲速（Ma0.8～1.2）最大減阻25%；高超聲速（≥Ma6）階段，最大減阻量35%，減阻效果隨迎角增大而降低，到12°迎角時(shí)減阻量為12%。壓跨聲速及高超聲速全箭升阻比增量隨馬赫數(shù)增大均增加，高超聲速階段升阻比增大18%。同時(shí)采用工程方法結(jié)合數(shù)值預(yù)示結(jié)果，評(píng)估減阻桿帶來(lái)的氣動(dòng)熱影響，結(jié)果顯示，氣動(dòng)支桿的存在使得端頭的平均熱流密度下降了51%，并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。計(jì)算得到熱流結(jié)果與飛行實(shí)測(cè)熱流結(jié)果相當(dāng)，熱環(huán)境預(yù)示比較準(zhǔn)確，對(duì)于高超聲速階段的飛行器被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)研究具有良好的指導(dǎo)價(jià)值。

關(guān)鍵詞：減阻桿；氣動(dòng)熱；氣動(dòng)力；高超聲速；探空火箭

中圖分類號(hào)：V211.73文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.010

近半個(gè)世紀(jì)，高超聲速流動(dòng)機(jī)理及控制方面較低速流動(dòng)領(lǐng)域取得的進(jìn)展較少[1]，高超聲速流動(dòng)控制主要集中在減阻防熱控制方面，控制方法為在鈍頭體頭部安裝減阻桿進(jìn)行流場(chǎng)重構(gòu)，減小氣動(dòng)阻力[2]。

減阻桿屬于被動(dòng)流動(dòng)控制，通過(guò)前伸支桿外推鈍頭體頭部弓形激波，轉(zhuǎn)換為強(qiáng)度較弱的錐形斜激波，在頭部形成低壓回流區(qū)，減小激波阻力，降低表面熱流。減阻桿以其顯著的減阻和降熱效果，在國(guó)外導(dǎo)彈上已經(jīng)實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。美國(guó)飛行速度Ma24的三叉戟Ⅱ型彈道導(dǎo)彈（UGM-133 Trident-II，1990年服役）采用伸縮式尖針狀減阻桿[3]。導(dǎo)彈出水發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火不久，加速度觸發(fā)伸出減阻桿，到位后鎖定，這種設(shè)計(jì)便于導(dǎo)彈頭部在保證裝填空間的前提下，同時(shí)兼顧高速飛行時(shí)的低阻特性，導(dǎo)彈在高超聲速情況下減阻達(dá)52%，同時(shí)導(dǎo)彈射程增加了550km[4]。

由于減阻桿外形為針狀結(jié)構(gòu)，尖針桿會(huì)帶來(lái)防熱和流場(chǎng)不穩(wěn)定問(wèn)題[5-6]，本文研究了“球形頭+圓錐”減阻桿構(gòu)型下[7]，探空火箭在高超聲速下的氣動(dòng)力特性與氣動(dòng)熱特性。通過(guò)仿真手段對(duì)比分析了氣動(dòng)力減阻效果，同時(shí)采用工程算法及飛行試驗(yàn)對(duì)減阻桿帶來(lái)的降熱效果進(jìn)行評(píng)估，為后續(xù)工程應(yīng)用提供設(shè)計(jì)依據(jù)。

1計(jì)算方法

1.1氣動(dòng)力計(jì)算方法

2探空火箭外形

火箭采用軸對(duì)稱氣動(dòng)布局，任務(wù)飛行器采用“球頭+圓錐”氣動(dòng)外形，球頭前端布置減阻桿；控制艙、發(fā)動(dòng)機(jī)及尾段為柱段形式；空氣舵和燃?xì)舛婀草S布置，均采用X形布局。火箭氣動(dòng)布局如圖1所示。

根據(jù)目前對(duì)減阻桿的氣動(dòng)布局特性研究，減阻桿采用“端頭帽+細(xì)長(zhǎng)桿”布局[8]，設(shè)計(jì)參數(shù)主要有減阻桿長(zhǎng)度、端頭直徑及減阻桿直徑，如圖2所示。

根據(jù)圖3減阻降熱的計(jì)算結(jié)果，優(yōu)化設(shè)計(jì)，選取減阻桿長(zhǎng)度為錐段球頭直徑的兩倍，端頭帽為球頭直徑的0.3倍，減阻桿直徑為球頭直徑的0.1倍[9]。

根據(jù)火箭幾何參數(shù)，減阻桿端頭半徑45mm；圓柱長(zhǎng)度555mm，直徑30mm；減阻桿后部的錐段前緣半徑150mm，半錐角12°，如圖4所示。

3減阻桿氣動(dòng)特性結(jié)果分析

3.1減阻桿氣動(dòng)力分析

氣動(dòng)力計(jì)算網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，為準(zhǔn)確模擬邊界層內(nèi)黏性對(duì)氣動(dòng)力的影響，采用Octree八叉樹法構(gòu)建空間四面體網(wǎng)格，在壁面沿法向生成9層棱柱形網(wǎng)格，頭部及尾段采用密度盒加密，總網(wǎng)格量1145萬(wàn)。

此種網(wǎng)格劃分方法、網(wǎng)格量已經(jīng)在OS-X0，OS-X1兩個(gè)型號(hào)飛行試驗(yàn)中進(jìn)行驗(yàn)證，數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠，如圖5所示。

仿真計(jì)算設(shè)置壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，選擇理想氣體介質(zhì)，計(jì)算馬赫數(shù)從Ma0.6開始到發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)點(diǎn)Ma6，典型馬赫數(shù)狀態(tài)流場(chǎng)的馬赫數(shù)和壓力云圖[10-11]如圖6和圖7所示。

支桿頂部聚集起高壓區(qū)，有效降低了端頭附近的壓力，從而降低了端頭阻力。

對(duì)減阻桿的減阻效果進(jìn)行評(píng)估，亞跨聲速（Ma0.8～1.2）最大減阻25%；高超聲速（Ma6）階段，最大減阻量35%，減阻效果隨迎角增大而降低，到12°迎角時(shí)減阻量為12%。壓心位置飛行全程變化量在1%以內(nèi)，馬赫數(shù)6小迎角狀態(tài)壓心前移3%，減阻桿對(duì)縱向壓心的影響如圖8所示。亞跨聲速及高超聲速全箭升阻比增量隨馬赫數(shù)增大均增加，高超聲速階段升阻比增大18%[12-14]，如圖9所示。

3.2減阻桿氣動(dòng)熱分析

根據(jù)工程算法，采用減阻桿后，支桿及端頭的熱流密度隨時(shí)間的變化曲線如圖10所示。支桿頂點(diǎn)最大熱流密度1738kW/m2，端頭最大熱流密度952kW/m2。

減阻桿的存在使得端頭的平均熱流密度下降了51%，對(duì)于高超聲速階段的飛行器被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)研究而言，首飛通過(guò)熱流傳感器獲得的相關(guān)數(shù)據(jù)，對(duì)比數(shù)值預(yù)示結(jié)果，將具有良好的指導(dǎo)價(jià)值[15]。

飛行試驗(yàn)中，熱流傳感器布置如圖11所示。熱流傳感器采用JCR4-4-6型傳感器，參數(shù)值范圍0～800kW/m2，采樣頻率40Hz，測(cè)量誤差±5%。

根據(jù)傳感器位置布局，飛行試驗(yàn)測(cè)得100s內(nèi)高熱流段柱段熱流。圖12為理論計(jì)算與測(cè)量熱流對(duì)比圖，由圖可見(jiàn)，工程計(jì)算熱流與測(cè)量熱流一致性較好。從對(duì)比圖中可以看出，工程計(jì)算熱流與實(shí)測(cè)熱流相當(dāng)，熱環(huán)境預(yù)示較準(zhǔn)確[16-20]。

4結(jié)論

通過(guò)分析，得出以下結(jié)論：

（1）本文通過(guò)仿真手段對(duì)比分析了減阻桿的減阻效果，通過(guò)工程算法分析了減阻桿的降熱效果。

（2）通過(guò)仿真手段計(jì)算結(jié)果得到減阻桿的減阻效果在高超聲速階段最大減阻量35%。

（3）通過(guò)工程算法計(jì)算得到不同部位的熱流與飛行試驗(yàn)測(cè)得熱流數(shù)據(jù)規(guī)律一致，相差最大為21.7%。

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（責(zé)任編輯王為）

作者簡(jiǎn)介

常耀予（1994-）女，碩士，工程師。主要研究方向：流體力學(xué)。

Tel：18600818348E-mail：changyaoyu@onespacechina.com劉帆（1984-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：火箭總體設(shè)計(jì)。

張家齊（1984-）男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：流體力學(xué)。

Analysis of Aerodynamic Characteristics Using Spikes of Sounding Rocket

Chang Yaoyu*，Liu Fan，Zhang Jiaqi

Onespace Technology Group Co.，Ltd.，Beijing 100176，China

Abstract： In order to study the aerodynamic of sounding rocket with drag-reduction spike， the Navier-Stokes equations are solved by finite volume method based on the k-ωSST turbulent flow model. On this basis， the flow field of the hypersonic projectile is simulated. The calculation results show that the spike can effectively reduce the drag of sounding rocket. The study shows the maximum drag reduction of sub-sonic speed is 25%， and the maximum drag reduction of hypersonic phase is 35%. The drag reduction effect decreases with the increase of the angle of attack， and the drag reduction amount is 12% when the angle of attack is 12 degrees. The calculation results show there is a positive correlation between drag ratio and Mach number. Specifically， the drag ratio increases by 18% in hypersonic phase. At the same time， the engineering method is used to evaluate the aerothermal effect by the drag reduction spike， and compared with the flight test results. The theoretical value of heat flow is equivalent to the measured value of heat flow in the flight test， and the thermal circumstance prediction is comparatively accurate.

Key Words： drag-reduction spike； aerodynamic heat； aerodynamic force； hypersonic； sounding rocket