機體尾緣形狀對高壓捕獲翼構型亞聲速特性影響

王浩祥，肖堯，，張凱凱，李廣利，常思源，田中偉，崔凱

1．中國科學院 力學研究所 高溫氣動國家重點實驗室，北京 100190

2．中國科學院大學 工程科學學院，北京 100049

3．中國科學院 力學研究所，北京 100190

由于具有快速到達和高效運輸?shù)哪芰Γ叱曀亠w機[1］近年來已成為國際研究熱點。2013 年，洛克希德·馬丁公司提出SR-72 高超聲速無人偵察飛機，其作為SR-71 的后繼機，主要用于情報、監(jiān)視和偵察[2］；2018 年，波音公司首次公開高超聲速民用客機方案，設計目標為巡航馬赫數(shù)達到5，能實現(xiàn)高速洲際旅行和高效運輸[3］。此外，日本學者Lobbia 和Suzuki[4-5］在2003 年以乘波體構型為基礎，綜合考慮了氣動、動力、載荷等因素提出高超聲速民用飛機方案。歐洲航天局（歐空局）提出的LAPCAT（Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies）計劃[6-7］，旨在研發(fā)出能夠縮短旅行時間、快速實現(xiàn)洲際飛行的高超聲速飛機。國內學者從氣動布局角度出發(fā)分別提出旁側進氣[8］和背部進氣[9］方案，拓寬了高超飛機氣動布局設計思路。

氣動外形設計和推進系統(tǒng)、結構設計并稱為高超聲速飛機設計的三大挑戰(zhàn)[10］。這是因為高超聲速飛機飛行速度跨越亞聲速、跨聲速、超聲速、高超聲速幾個速域，這要求飛機的飛行性能具有寬速域全包線的適應性，因此氣動布局需要兼顧整個飛行速域進行匹配設計[11］。

從目前研究態(tài)勢看，高超聲速飛機布局主要基于乘波體構型，這是因為乘波體在高超聲速飛行時能充分利用下表面壓縮高壓區(qū)，因此可獲得較高的升阻比。在此基礎上，如何拓寬乘波構型的適應速域，即寬速域乘波構型的設計目前研究較多，并且發(fā)展出多種設計方法。如將高馬赫數(shù)設計點乘波體和低馬赫數(shù)設計點乘波體進行串聯(lián)或并聯(lián)的組合乘波體設計方法[12-14］；在乘波體設計區(qū)間內保證部分前緣乘波特性的變馬赫數(shù)乘波體設計方法[15-18］；通過前緣線設計增加低速條件下乘波體升力的渦升力乘波體設計方法[19-21］。上述研究均取得了不同程度的進展，然而，一個較為現(xiàn)實的問題是，為保證氣動性能，該類飛行器形狀需采用扁平化設計方式，因此裝載量相對較小，容積率仍有待進一步提升。

為增大容積率，提高飛行器裝載能力，同時保持飛行器高超聲速下良好的氣動性能，崔凱等[22-24］提出了高壓捕獲翼新概念氣動布局。其基本原理是引入捕獲翼，在保證機體大容積率條件下，合理利用機體壓縮激波，形成有益氣動干擾，從而提升飛行器的氣動性能。然而，關于高壓捕獲翼新概念氣動布局的現(xiàn)有研究大多針對高超聲速飛行狀態(tài)[25-27］，雖然研究表明該布局在高超聲速狀態(tài)下能同時獲得較大容積率和較高的升阻比及升力系數(shù)[28-29］，但在其他速域的相關研究尚處于起步階段[30］。

與現(xiàn)有氣動布局不同的是，引入捕獲翼后，整個飛行器布局具有常規(guī)升力面、捕獲翼2 個升力面。就原理而言，雙升力面布局在亞聲速飛行條件下可以獲得更大的升力系數(shù)，因此，這應該可以有效緩解現(xiàn)有大后掠角高超聲速飛行器布局在亞聲速飛行階段，特別是起降階段升力相對較低的不足。因此，高壓捕獲翼新概念氣動布局很有可能為將來高超聲速飛機氣動外型設計提供一條新思路。

由其設計原理[26］可知，增加捕獲翼后，機體與捕獲翼之間流場區(qū)域（以下簡稱機-翼之間流場）在非設計點狀態(tài)，即非高超聲速飛行條件下都必然存在不同類型的氣動干擾，因此必須循序漸進的開展相關細致研究。據(jù)此，文獻[31］提出了一種不考慮下翼面和支撐結構的簡化構型以便于細致分析流動特性，并開展了典型跨聲速條件下的流場結構分析。文獻[32］在此基礎上，基于同樣的簡化外形，拓寬了馬赫數(shù)范圍，開展了亞聲速、跨聲速、超聲速來流條件下的流場特性分析。結果表明，在亞聲速來流條件下，來流經過機-翼之間流場先加速后減速，導致機體上表面物面壓力先減小后增大。由于機體后半段上表面存在逆壓梯度，背部氣流將出現(xiàn)流動分離，且隨來流馬赫數(shù)增大分離區(qū)的范圍和強度均增大。

對于寬速域高超聲速飛機而言，亞聲速飛行狀態(tài)是整個飛行剖面中必經的階段，也是極為重要的階段，因此有必要對其進行更加深入和細致的研究。在前期研究結果基礎上，本文重點研究機體尾部截面形狀變化對機-翼之間流場內的流動特性和捕獲翼構型氣動特性的影響，即以文獻[31］提出的簡化外形為基礎，首先通過改變機體尾部的展向擴張角，以0°攻角為典型狀態(tài)開展計算，研究機體尾部的展向擴張角對流動特性和氣動特性的影響，隨后進一步研究來流攻角變化對典型捕獲翼外形氣動性能的影響。

1 高壓捕獲翼原理和計算構型

1.1 高壓捕獲翼基本原理

高壓捕獲翼在高超聲速流動條件下的設計原理如圖1 所示[30］，圖中區(qū)域①為自由來流，高速來流經過機體上表面壓縮，產生機體激波（S1），在激波后壓力增加，流動方向與機體上表面平行，之后在捕獲翼的壓縮作用下形成反射激波（S2），使壓力獲得進一步提升，隨來流繼續(xù)前進，在機體尾部產生膨脹波，經前馬赫線（FML）后壓力逐漸減小，然后流向下游，由于捕獲翼平行于來流，區(qū)域⑤的壓力基本與自由來流壓力相等。由上述描述可知區(qū)域③經2 次壓縮，捕獲翼下表面的壓力明顯高于上表面，因此捕獲翼可為飛行器提供較大的升力，當采用薄翼設計時，其阻力增加較小，飛行器的升阻比也可獲得大幅提升。

圖1 高壓捕獲翼設計原理[30］Fig.1 Design principle of HCW[30］

1.2 計算構型

本文計算所使用的基準外形為文獻[31］所采用的單翼原理性構型。該構型使用一個圓錐-圓臺旋成體作為概念機體，在其上方設置高壓捕獲翼，捕獲翼為具有一定厚度的平板，且前緣進行鈍化處理，如圖2 所示[30］。采用這樣的基準外形可對外形進行合理簡化，突出機-翼之間流場區(qū)域這一研究重點。基準構型具體幾何尺寸如圖3 所示，其中δ為二次曲線張度系數(shù)，L為機體長度，LHCW為捕獲翼前緣與機體頂點的軸向距離，LConic為機體圓錐段長度，R為捕獲翼前緣鈍化半徑。整機全長1.5 m，其中圓錐半頂角9°且長度為1 m，圓臺擴張角度為12°；捕獲翼為厚度4 mm、展長0.5 m 的平板矩形，捕獲翼長度及其與機體的相對位置由文獻[26］中的方法確定。圖4[31］中壓力系數(shù)數(shù)值計算結果表明符合高壓捕獲翼構型的基本設計原則[26］。

圖2 基準構型三維視圖和三視圖[31］Fig.2 Three-dimensional and three view of baseline configuration[31］

圖3 基準構型幾何尺寸示意圖 Fig.3 Geometric dimension diagram of baseline configuration

圖4 縱向對稱面的壓力系數(shù)Cp分布云圖[31］Fig.4 Pressure coefficient Cp contours in symmetrical plane[31］

由于前期研究結果表明，機體尾部截面形狀是影響機-翼之間流場區(qū)域內分離區(qū)范圍和機-翼之間流動特性的關鍵因素。因此，本文在符合高壓捕獲翼構型的基本設計原則的前提下，采用機體尾緣展向擴張的方式改變尾截面形狀，如圖5所示。通過改變尾截面展向擴張角θ形成不同的機體形狀。此處尾截面展向擴張角θ的定義為：以基準外形為基礎，在俯視圖內，機體圓臺側面母線以前端點所在的z方向直線為旋轉軸逆時針方向旋轉得到的夾角。

圖5 機體尾部展向擴張角θ 的定義 Fig.5 Definition of spanwise expansion angle θ of body tail

圖6 分別給出了不同機體尾部展向擴張角條件下機體的俯視圖和后視圖，當θ=0°時為基準構型，此時機體圓臺段為旋成體，機體尾截面形狀為圓形；隨θ增大，機體尾截面展向長度逐漸增大，尾截面形狀始終保持為橢圓形；當θ=12°時，圓臺俯視投影形狀為矩形。由于θ變化不改變縱向對稱面內幾何形狀，因此在設計狀態(tài)下計算構型始終符合高壓捕獲翼的設計原則。

圖6 不同θ 取值下機體的俯視圖和后視圖Fig.6 Top and rear views of body with different θ

2 CFD 可靠性驗證

2.1 計算方法及標模驗證

本文數(shù)值模擬基于可壓縮流動Navier-Stokes（N-S）方程，數(shù)值方法采用TVD（Total Variation Diminishing）格式，時間推進選用隱式格式，湍流模型為SST （Shear-Stress Transport）模型。為驗證CFD（Computational Fluid Dynamics）數(shù)值方法的可靠性，選取空天飛機標模[32］進行檢驗，圖7 給出了外形及其結構網格示意圖，總網格量約1 024 萬，其中壁面法向第1 層網格厚度為W×10-5，W為航天飛機軸向長度。計算來流馬赫數(shù)Ma=0.7，單位雷諾數(shù)為1.5×107/m。采用上述CFD 數(shù)值方法進行計算求解，一般認為計算殘差曲線在最終迭代步下將至10-3以下且出現(xiàn)周期振蕩，同時氣動力迭代曲線無明顯波動即可認為計算結果已經實現(xiàn)收斂。

圖7 航天飛機網格示意圖Fig.7 Illustration of structure grid of space shuttle

圖8 給出了升力系數(shù)（CL），阻力系數(shù)（CD）和俯仰力矩系數(shù)（Cmy）隨攻角α的變化曲線，CFD 計算 結 果（CFD_Test）與 風 洞 試 驗 結 果（Exp_Data）[33］吻合良好，能夠對亞聲速氣動力/力矩進行準確預測，驗證了當前所使用的CFD 計算方法在亞聲速來流條件下具有較高的可信度，能夠支撐后續(xù)研究工作的展開。

圖8 CFD 數(shù)值計算結果與風洞試驗對比Fig.8 Comparison of CFD numerical results with wind tunnel tests

2.2 網格收斂性分析

為保證計算結果的可靠性，基于上述CFD 求解器，進一步采用基準構型和不同尺度的結構化網格開展了網格收斂性分析。圖9 給出了θ=0°計算構型結構網格示意圖，總網格量約2 900 萬，壁面法向第1 層網格厚度分別取為L×10-5、L×10-6，其中L為整機長度。

圖9 θ=0°構型結構網格示意圖Fig.9 Illustration of structure grid with θ=0°

計算條件：Ma=0.5，單位雷諾數(shù)為1.334×107m-1，攻角0°。表1 分別給出了L×10-5、L×10-62 種壁面法向第一層網格厚度條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)計算結果，其中升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的誤差小于1%，阻力系數(shù)誤差小于3%，圖10 給出了2 種網格尺寸條件下對稱面內的馬赫數(shù)云圖，流場結構趨于一致，因此可以認為網格已經收斂計算結果可信，后續(xù)計算均采用L×10-5網格尺寸。

圖10 不同壁面網格尺寸下對稱面內馬赫數(shù)等值線分布Fig.10 Mach number contour distribution in symmetrical plane with different wall mesh sizes

表1 不同壁面網格尺寸下氣動力系數(shù)計算結果對比Table 1 Comparison of calculation results of aerodynamic coefficients with different wall mesh sizes

3 0°攻角下流動特性

為分析機體尾部截面形狀變化對流動特性的影響，首先選取0°攻角作為典型狀態(tài)，研究機體尾部截面形狀變化對流場結構和氣動力特性的影響。

3.1 機體尾部截面形狀對流場結構的影響

圖11 給出了不同θ下機-翼之間流場內空間流線分布和物面壓力P分布。從圖中可知，來流經過機-翼之間流場時先加速后減速，機體圓臺上表面存在的逆壓梯度誘導出分離區(qū)。且通過圖片比較可知隨θ增大，即機體尾部截面形狀展向變寬時，來流經過機-翼之間流場中的拐點后擴張減弱，機體圓臺上表面逆壓梯度減弱，機-翼之間流場內空間流線分布顯示分離區(qū)的范圍逐漸減小。此外為分析機-翼之間流場內分離區(qū)的發(fā)展對機體的影響，圖12 給出了機體圓臺上表面物面流線分布和物面壓力分布，隨θ增大來流擴張減弱，圓臺上表面壁面分離區(qū)范圍逐漸縮小，且分離區(qū)逐漸向對稱面附近靠攏，圓臺尾部高壓區(qū)范圍增大但由于來流擴張減弱導致壓力逐漸減小。

圖11 機-翼之間流場內空間流線分布Fig.11 Spatial streamline distribution between Body and HCW

圖12 圓臺上表面物面流線和壓力分布Fig.12 Streamline and pressure distribution on surface of round platform

為進一步分析機-翼之間流場內分離區(qū)沿流向的發(fā)展過程和演化規(guī)律，圖13 給出了機-翼之間流場內不同橫截面內的流線分布。如圖所示，分離區(qū)是由機體圓臺上表面左右兩側誘導出的2 個分離渦組成，且沿流向長度的增加，兩側渦核逐漸向對稱面附近運動，同時渦核逐漸脫離機體上表面并向上發(fā)展；隨θ增大，圓臺上表面曲率減小幾何形狀更加平坦，分離渦出現(xiàn)的位置逐漸靠近對稱面，且分離渦范圍和強度均逐漸減小，機-翼之間流場內流動分離現(xiàn)象得到有效抑制。

圖13 不同橫截面內流線分布Fig.13 Streamline distribution at different axial cross sections

圖14 給出了機體尾截面附近流線分布。由圖可知，隨θ增大，由于機體尾部截面面積增大，導致機體尾部分離區(qū)范圍增大，同時機-翼之間流場內來流擴張逐漸減弱，機體尾截面和機體圓臺上表面尾部區(qū)域物面壓力均逐漸減小。

圖14 機體尾部流線分布Fig.14 Streamline distribution on body tail

3.2 機體尾部截面形狀對氣動力的影響

為分析機體尾截面形狀變化對各部件氣動力的影響，圖15 給出了各部件示意圖，整機（All）由捕獲翼（HCW）、機體（Body）兩部分組成，其中機體部分由尾截面（Base）、圓錐（Conic）、圓臺（Round_platform）組成。

圖15 整機各部件示意圖Fig.15 Schematic diagram of all parts of vehicle

為分析機體尾截面變化對阻力的影響，圖16（a）首先給出了整機阻力系數(shù)隨θ變化曲線，整機阻力系數(shù)由摩擦阻力（All_Viscous）、壓差阻力（All_Pressure）2 部分疊加而成，可以看出整機摩阻系數(shù)隨θ增大而增大，這主要是因為θ增大導致圓臺表面積增大；整機壓差阻力系數(shù)隨θ增大先減小后增大，在θ=3°時存在極小值。從數(shù)值大小上來看，整機阻力系數(shù)中摩阻系數(shù)占比不足20%，且隨θ變化過程中摩阻系數(shù)變化量遠小于壓差阻力系數(shù)變化量，因此整機阻力系數(shù)變化規(guī)律需要從壓力分布角度對各部件阻力系數(shù)展開深入分析。

圖16 阻力系數(shù)CD隨θ 變化曲線Fig.16 Variation curves of CD with θ

圖16（b）給出了不同部件的阻力系數(shù)隨θ變化曲線，可見由于捕獲翼在0°攻角狀態(tài)下迎風面積較小，且機體圓臺變化過程中捕獲翼迎風面積不變，因此隨θ增大捕獲翼貢獻的阻力系數(shù)較小且基本保持不變；機體圓錐部分貢獻的阻力系數(shù)隨θ增大而小幅增大，這主要是由于機體圓臺兩側擴張減弱，機體拐點處低壓區(qū)范圍減小，造成圓錐段阻力略有增大，但圓錐部分阻力變化幅度相對整機較小；機體尾截面產生的阻力系數(shù)隨θ增大非線性增大。

表2 給出了尾截面氣動力積分絕對量數(shù)值，其中Fx為軸向力，由于攻角為0°，軸向力與阻力相等，氣動力積分絕對量為負且隨θ增大而減小。同時圖17 給出了圓臺表面的物面壓力分布，如圖所示隨θ增大尾截面幾何面積增大，但由于尾部分離區(qū)的增大尾截面物面壓力逐漸減小，因此面積因素是主導尾截面氣動力的主導因素；機體圓臺部分貢獻的阻力系數(shù)近似線性減小，表2 還給出了圓臺面氣動力積分絕對量數(shù)值，氣動力積分絕對量為負且隨θ增大而增大，結合圖17 中圓臺面的物面壓力分布可知，這是因為θ增大圓臺面軸向投影面積減小且尾部高壓區(qū)減弱，二者共同作用導致的。整機阻力系數(shù)由捕獲翼、圓錐、圓臺、尾截面4 部分貢獻的阻力系數(shù)疊加而成隨θ增大先減小后增大。

表2 尾截面和圓臺面氣動力絕對積分量 Table 2 Aerodynamic absolute integral of base and round plat

圖17 圓臺物面壓力分布Fig.17 Pressure distribution on round platform surface

由升力系數(shù)隨θ變化曲線（見圖18）可知，捕獲翼貢獻的升力系數(shù)隨θ增大而減小，這是由于隨機體尾部截面展向增大，機-翼之間流場擴張減弱，捕獲翼下表面物面壓力逐漸減小所致。圖19 給出了捕獲翼下表面物面壓力分布，在機-翼之間流場內，隨θ增大來流經過機體拐點后受到的擴張效應逐漸減弱，捕獲翼下壁面S1、S2兩區(qū)域壓力均減小；機體貢獻的升力系數(shù)隨θ增大而增大。圖20 給出了圓臺上下表面物面壓差P*分布，即下表面壓強減上表面壓強，隨機體尾部截面展向增大，機體投影面積增大同時機體上表面壓力逐漸減小所致；同時機體升力系數(shù)的增加量大于捕獲翼升力系數(shù)的減小量，整機的升力系數(shù)隨θ增大而增大。

圖18 升力系數(shù)CL隨θ 變化曲線Fig.18 Variation curves of CL with angle of θ

圖19 捕獲翼下表面物面壓力分布Fig.19 Pressure distribution on lower surface of HCW

圖20 圓臺上下表面壓差P*分布Fig.20 Pressure distribution P* subtraction between upper and lower surfaces of round platform

圖21 給出了各部件俯仰力矩系數(shù)Cmy、壓力中心Xcp隨θ變化曲線，如圖所示，由于取矩點為機體頭部頂點，力臂較大，因此各部件俯仰力矩系數(shù)隨θ變化趨勢與升力系數(shù)變化規(guī)律近似鏡像對稱。機體貢獻低頭力矩隨θ增大而減小，捕獲翼貢獻抬頭力矩且隨θ增大而增大，但整機俯仰力矩為抬頭力矩，且隨θ增大而減小，但從變化幅度上來看，θ＜9°時整機俯仰力矩系數(shù)變化量較小，整機俯仰特性對機體尾截面展向變寬并不敏感。由升力系數(shù)變化曲線可知，機體貢獻正升力且數(shù)值較小，同時壓力中心位置相對靠后；捕獲翼貢獻負升力且數(shù)值較大，壓力中心位置相對靠前，二者疊加后整機壓力中心會更靠前。

圖21 俯仰力矩系數(shù)Cmy和壓力中心Xcp隨θ 變化曲線Fig.21 Variation of Cmy and Xcp with θ

4 攻角對流動特性的影響

在上述0°攻角狀態(tài)研究的基礎上，分析攻角變化對流動特性的影響，選取θ=0°，12°這2 種構型分別進行計算和分析，攻角范圍取0°～12°。首先研究流場結構隨攻角變化的演化規(guī)律，隨后通過對比2 種構型流場演化的差異，研究機體尾部截面形狀變化對流動特性的影響。

4.1 攻角對流場結構的影響

圖22 給出了θ=0°計算構型不同攻角下圓臺上表面對稱面內壓力系數(shù)Cp分布曲線，如圖所示，隨攻角增大，機體的迎風面積增大，機體與捕獲翼之間的氣動耦合效應增強，導致圓臺上表面物面壓力逐漸升高，機體上圓臺表面高壓區(qū)范圍逐漸向上游延伸，從壓力系數(shù)變化曲線可知，圓臺上表面逆壓梯度強度隨攻角增大而逐漸減小。

圖22 θ=0°構型圓臺上表面對稱面內壓力系數(shù)分布曲線Fig.22 Distribution curves of Cp in symmetrical plane of round platform upper surfaces at θ=0°

圖23 給出了θ=0°構型不同攻角條件下橫截面內流線分布圖，如圖所示隨攻角增大機-翼之間流場內流動形態(tài)大致如下：

圖23 θ=0°構型不同橫截面內流線分布Fig.23 Streamline distribution at different axial cross sections at θ=0°

攻角α=0°時，自由來流經過機體與捕獲翼之間的流場空間時先加速后減速，機體圓臺上表面產生逆壓梯度，機體對稱面兩側誘導出一對分離渦。攻角增大至α=6°時，機體與捕獲翼之間的耦合效應增強，攻角增大導致橫流增強，圓臺上表面壓力升高且逆壓梯度逐漸減弱，圓臺背風面由于捕獲翼干擾形成的流向分離減弱。

攻角繼續(xù)增大后，機-翼之間流場的擴張增強，圓臺上表面存在的逆壓梯度進一步減弱分離渦逐漸消失。攻角α=12°時流動形態(tài)發(fā)生轉變，如圖23 所示自由來流更多的從機體下表面通過進入機-翼之間流場內，在機體背風面產生橫向繞流，且捕獲翼的存在限制其垂向運動，使來流聚集在機-翼之間流場內。

此外隨攻角增大，捕獲翼上表面分離渦及其翼間渦逐漸發(fā)展，強度和范圍均逐漸增大，產生渦升力，捕獲翼增升效果逐漸增強。

為分析機體尾部截面形狀變化對流動特性演化的影響，圖24 給出了θ=12°構型不同攻角條件下橫截面內流線分布圖，通過與圖23 中θ=0°構型對比可知，機體尾部截面形狀展向變寬對流動演化主要產生以下影響：

攻角α=0°時，θ增大機體與捕獲翼之間的流場空間對來流的擴張減弱，圖25 給出了θ=12°計算構型不同攻角下圓臺上表面對稱面內壓力系數(shù)Cp分布曲線，和圖22 比較可知，圓臺上表面產生的逆壓梯度減小，因而誘導出的分離區(qū)范圍更小，且隨攻角增大，圓臺上表面物面壓力變化區(qū)域平穩(wěn)逆壓梯度基本消失，因而當攻角α=6°時分離區(qū)消失，θ增大加速了機體與捕獲翼之間流場區(qū)域內分離區(qū)的消失進程。

圖25 θ=12°構型圓臺上表面對稱面內壓力系數(shù)分布曲線Fig.25 Distribution curves of Cp in symmetrical plane of round platform upper surfaces at θ=12°

攻角α=12°時，來流從機體下表面繞流進入機-翼之間流場，但θ=12°構型機體圓臺上表面更加平坦且展向更寬，機體背風面產生的橫向繞流范圍相對較小。圖24 與圖23 對比可知，θ增大能抑制圓臺背風面橫向繞流的發(fā)展。

圖24 θ=12°構型不同橫截面內流線分布Fig.24 Streamline distribution at different axial cross sections at θ=12°

此外比較捕獲翼上表面分離渦及其翼間渦的發(fā)展過程可知，由于捕獲翼的物理隔離并且與機體距離較遠，因此上表面漩渦流動受機體形狀影響較小。

4.2 攻角對氣動力的影響

圖26 分別給出了θ=0°，12°這2 種構型不同部件的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線。捕獲翼阻力系數(shù)隨攻角非線性增大；當攻角一定時，θ越大捕獲翼下表面壓力越低，捕獲翼阻力系數(shù)越小。機體阻力系數(shù)隨攻角變化敏感性相對較弱，θ=0°時，隨攻角增大機體的迎風面積增大，機體與捕獲翼之間的氣動耦合效應增強，機體上表面壓力升高，導致阻力系數(shù)隨攻角增大而減小；θ=12°時隨攻角增大機體上表面壓力升高不明顯，機體阻力系數(shù)隨攻角增大緩慢增大；當攻角一定時，θ增大，機體迎風面積增大阻力系數(shù)隨之增大。整機阻力系數(shù)隨攻角非線性增大，且θ增大帶來的捕獲翼阻力系數(shù)減小量小于機體阻力系數(shù)增加量，整機阻力系數(shù)隨θ增大而增大。

圖26 θ=0°，12°構型氣動參數(shù)隨攻角變化曲線Fig.26 Variation of aerodynamic parameters with angle of attack of θ = 0° and 12°

捕獲翼升力系數(shù)隨攻角線性增大；當攻角一定時，θ越大機-翼之間流場的擴張效果越弱，捕獲翼下表面壓力越低，捕獲翼升力系數(shù)越小。機體升力系數(shù)隨攻角變化并不敏感，這是由于隨攻角增大機體下表面壓力升高，機體上表面由于機-翼之間流場的擴張增強壓力同時升高，二者相互抵消導致機體升力系數(shù)基本保持不變；同時當攻角一定時，θ越大使機體投影面積越大，升力系數(shù)也越大。整機升力系數(shù)由機體和捕獲翼兩部分疊加而成，隨攻角線性增大，當攻角一定時，θ增大帶來的捕獲翼升力系數(shù)減小量小于機體升力系數(shù)增加量，整機升力系數(shù)隨θ增大而增大。

俯仰力矩系數(shù)受壓力分布特性和升力系數(shù)影響，隨攻角變化趨勢與升力系數(shù)變化趨勢基本保持鏡像對稱，整機俯仰力主要由捕獲翼貢獻，機體貢獻的俯仰力矩隨攻角變化相對較小且隨攻角變化不敏感。

從壓力中心位置變化曲線可知，由于θ增大機體升力系數(shù)的增加量主要是圓臺部分產生且位置相對靠后，這導致機體尾截面展向變寬整機壓心后移。圖27 給出了焦點位置Xac隨θ的變化曲線，隨機體尾截面展向變寬，整機焦點無明顯變化，俯仰方向內的縱向靜穩(wěn)定性無明顯變化。

圖27 整機焦點Xac隨θ 變化曲線Fig.27 Variation of whole vehicle aerodynamic center with θ

4.3 圓臺下表面形狀對流場結構和氣動力的影響

受到高壓捕獲翼構型設計狀態(tài)下激波形態(tài)的約束，機體上表面可調節(jié)參數(shù)較少，由于飛行器縱向對稱面幾何形狀基本保持不變，外形的設計與優(yōu)化一般通過調節(jié)機體下表面幾何形狀的方式分來實現(xiàn)。在高超聲速設計狀態(tài)下，流場由激波主導，機體下表面幾何形狀變化不會對機-翼之間流場內的流場結構產生明顯影響，然而在亞聲速來流條件下，流場結構發(fā)生根本性改變，機體下表面幾何外形變化對機-翼之間流場內流動特性的影響還有待研究。

圖28 給出了θ=12°和θ=12°_F 這2 種構型，其中θ=12°構型是對照構型。為使機體下半部分幾何形狀發(fā)生明顯改變，θ=12°_F 與θ=12°構型相比做如下改動：θ=12°_F 構型的尾截面上邊緣保留了θ=12°構型的橢圓輪廓，兩側向下拉伸直至尾截面下邊緣與機體圓臺下表面母線均處于水平面內。

圖28 θ=12°和θ=12°_F 構型的側視圖和后視圖Fig.28 Side and rear views of configurations at θ=12° and θ=12°_F

圖29 分別給出了2 種構型整機、捕獲翼、機體的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線，機體下表面外形變化，捕獲翼貢獻的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)基本保持不變。

圖29 θ=12°和θ=12°_F 構型升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.29 Variation curves of lift coefficient， drag coefficient and pitching moment coefficient vs angle of attack of θ = 12° and 12°_F

圖30 給出了壓力中心隨攻角變化曲線，如圖 所 示，與θ=12°構 型 相 比，θ=12°_F 構 型 壓心位置更加靠后，由捕獲翼壓心隨攻角變化規(guī)律可知，機體下表面形狀變化對捕獲翼壓心位置影響較小，因此整機壓心位置的變化主要原因是機體下表面拉平后，機體下表面物面壓力更高，產生的升力更大，導致氣動力作用點后移。

圖30 θ=12°和θ=12°_F 構型壓力中心隨攻角變化曲線Fig.30 Variation curves of center of pressure vs angle of attack of θ = 12° and θ=12°_F

圖31 給出了θ=12°_F 構型不同攻角下橫截面內流線分布，與圖24 中θ=12°構型比較可知，機-翼之間流場內的流動特性基本保持不變，機體下表面幾何形狀變化對機-翼之間的分離渦發(fā)展過程影響較小。

圖31 θ=12°_F 構型不同攻角下橫截面內流線分布Fig.31 Contours of vorticity in axial sections at different angles of attack of configurations θ=12°_F

5 結 論

采用CFD 數(shù)值方法對高壓捕獲翼原理性構型亞聲速流動特性展開研究，重點分析了機體尾部截面形狀和攻角變化對流動特性和氣動力特性的影響，得到如下主要結論：

1）0°攻角狀態(tài)下，機體尾截面展向變寬使機體與捕獲翼之間流場區(qū)域內的擴張效果減弱，圓臺上表面逆壓梯度強度降低，可以有效抑制機體與捕獲翼之間的流動分離現(xiàn)象；并且隨機體尾截面展向變寬，整機升力系數(shù)隨之增大，阻力系數(shù)先減小后增大存在極小值。

2）隨攻角增大，機體圓臺上表面壓力增大尾部高壓區(qū)上上游延伸但其上表面逆壓梯度強度減弱，機體與捕獲翼之間的流場內分離區(qū)逐漸消失，機體尾截面展向變寬可加速分離區(qū)消失的進程；攻角繼續(xù)增大，圓臺背風面出現(xiàn)橫向繞流，機體尾截面展向變寬可以延緩橫向繞流的發(fā)展與擴大。

3）在亞聲速來流條件下，機體下表面幾何形狀變化對機體自身升阻性能影響相對較大，對機-翼之間流場內的流動特性及捕獲翼的氣動力性能影響相對較小。

在后續(xù)研究中，將進一步考慮研究更多的幾何參數(shù)對亞聲速流動特性的影響，如捕獲翼后掠角、捕獲翼安裝角度和機體母線形狀等，對機體與捕獲翼之間的氣動耦合效應展開更加深入的研究。同時可以引入下翼面完善布局結構，研究下翼面與捕獲翼的翼間干擾特性，進一步提升高壓捕獲翼構型在亞聲速下的升力特性。