吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析

罗文莉， 李道春， 向锦武

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191

吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析

罗文莉， 李道春， 向锦武*

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191

吸气式高超声速飞行器在飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时，飞行姿态很可能会出现大迎角情况。针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动问题，对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟。以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程，采用标准k-ε湍流模型求解，得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况，分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析，并结合流场特征作出解释。结果表明，机身和发动机之间存在气动/推进耦合现象。大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性，升阻比减小，整机纵向表现为静不稳定，且不稳定性随迎角增大而增大；进气道性能在大迎角下降低，从而导致发动机推力下降，不利于发动机的正常工作，但却适当降低了整机的纵向静不稳定度；全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。

吸气式； 高超声速； 数值模拟； 大迎角； 进气道； 尾翼

高超声速巡航飞行器可用作天地往返运输系统和高速导弹，具有巨大的军事价值和潜在的经济价值。根据推进系统的不同，可将其分为火箭动力高超声速飞行器(RHV)和吸气式高超声速飞行器(AHV)。其中AHV由于使用了高比冲、轻载荷的超燃冲压发动机，利用空气中的氧气作为氧化剂，因而具有结构轻、成本低等优异性能。近年来各航空航天大国都将AHV作为发展重点，对其进行了广泛研究[1-2]，其中最具代表性的是美国的Hyper-X计划[3]。

高超声速流动的复杂性给飞行器设计带来了极大的困难，气动问题就是其中的一个重点难题。目前国内外已开展了大量针对AHV气动特性的实验研究。Holland等[4]使用美国国家航空航天局(NASA)Langley 研究中心风洞试验测量出了一种X-43飞行器缩小模型在进气道闭合时的气动力参数，Fan等[5]利用风洞试验研究了一种AHV进气道的边界层转捩特性。由于试验耗时长且成本高，相比之下工程算法则非常高效，因此也有众多学者采用各种工程算法进行研究。其中，Skujins等[6]基于激波膨胀波法建立了一种鸭式布局AHV的气动模型，重点研究了鸭翼对尾翼的气动干扰现象，并和数值方法作了对比，其计算迎角为-1°～5°。曾开春等[7-9]使用激波膨胀波法结合当地流活塞理论建立了一种AHV在迎角为±5°以内的气动模型。

虽然工程算法非常高效，却以牺牲精度为代价，而数值方法不仅计算精度高，且比试验方法节省了大量时间和费用，尤其是近年来随着计算机技术的快速发展，采用计算流体力学(CFD)方法进行研究存在很大的优势，国内外开展了一些关于高超声速飞行器的CFD模拟研究[10-11]。目前关于高超声速飞行器的CFD研究主要是针对RHV，而针对AHV的则相对较少。其中，Cui等[12]设计了一种具有双进气道的AHV机身前体，指出机身前体是影响整机升阻力特性的重要部分，计算迎角为-2°～10°。Gollan和Smart[13]在一种锥形机身上设计了“矩形-椭圆形”过渡的进气道，表明进气道与机身前体之间存在气动干扰。Taguchi等[14]计算了一种AHV的气动力，但计算时未将发动机包括在内，计算迎角为0°～10°，结果显示升力系数与迎角几乎呈线性关系。Mirmirani等[15]用机身和发动机的二维模型计算了迎角±5°以内的气动力，用于验证理论计算的准确性。

到目前为止，采用数值方法对AHV进行的研究多以机身或进气道性能为重点，极少数关于整机的气动分析也是处在较小迎角范围内，尚未见到针对大迎角的整机气动特性研究。事实上，高速飞行过程中，在大气紊流等外部干扰的作用下，飞行器很可能会出现大迎角工作状态，由于超燃冲压发动机的正常工作对飞行器姿态具有苛刻的限制，同时大迎角下为了恢复正常姿态还需要操纵面大角度偏转，因此很有必要对包括发动机、操纵面在内的整机大迎角气动问题进行研究。本文对一种典型AHV进行了数值仿真模拟，重点分析大迎角气动特性。

1 吸气式高超声速飞行器模型

AHV的特点是采用机体/发动机一体化设计，为避免波阻增大，推进系统必须位于机身前体产生的激波内，因此推进系统通常置于非常靠后的位置，从而使机体前部呈尖楔形。飞行器靠前体下表面产生附体激波，提供大部分的升力，并为发动机提供高压空气。这种机身/发动机一体化的特性，使得飞行器的气动-推进系统之间存在强烈的耦合作用，造成其气动性能的复杂性。

根据典型AHV验证机得出的标准模型如图1所示。本文旨在研究纵向特性，操纵面仅考虑水平全动尾翼。定义坐标系为：坐标原点取机身纵向对称面内前缘处，x轴沿机身轴线指向机尾为正，z轴在机身纵向对称面上垂直于x轴指向上为正，y轴垂直于x轴和z轴，按右手定则给定正方向。图1(b)中：τ1、τ2和τ3分别为上表面倾角、下表面倾角和后楔角；V∞为来流速度；α为迎角。

图1 AHV模型Fig.1 AHV model

2 数值方法与验证

2.1 数值方法

由于高超声速流动涉及激波、边界层、湍流、化学反应等复杂的物理化学现象，要在数值计算中模拟所有现象难度很大。本文忽略了化学反应、高温气体效应等因素，以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程，采用标准k-ε湍流模型计算雷诺应力项，在近壁区域采用壁面函数进行修正。

标准k-ε湍流模型方程为

Gk+Gb-ρ ε-YM+Sk

(1)

(2)

式中：ρ为密度；t为时间；ui为时均速度；xi和xj为速度分量；μ为黏度，μt为湍动黏度；Gk为由平均速度梯度引起的湍动能k的产生项；Gb为由浮力引起的湍动能k的产生项；YM表示可压湍流中脉动扩张的贡献；C1ε、C2ε和C3ε为经验常数；σk和σε分别为与湍动能k和耗散率ε对应的Prandtl数；Sk和Sε为用户定义的源项。

对模型表面及流场的结构网格划分如图 2所示。由于无横侧向运动，取半模计算，在气动影响较为严重的地方对网格进行加密，网格总数为238万。在全动尾翼与机身连接处采用滑移网格处理，便于偏转尾翼，同时为下一步的动态研究作准备。

图2 计算网格Fig.2 Computational grid

该飞行器在设计巡航状态下，马赫数Ma=8，高度为30 km，压强、温度等气体参数由标准大气表查得。由于前体下表面必须产生附体斜激波才能为发动机提供高压空气，因此低于-6.2°时前体下表面不再产生附体激波，不具备研究价值。同时考虑到迎角大于15°时，飞行器很可能已经承受不住气动加热而烧毁，也没有研究意义。所以，本文选取计算迎角在-6°～15°范围内。

2.2 算例验证

由于数值计算结果与湍流模型、计算网格、算法等一系列因素相关，为了验证所用数值方法的可靠性，选取一个典型再入飞行器机体前部的椭球体模型为验证模型，将数值计算与实验结果[16]进行对比，重点考察大迎角下的吻合程度。计算条件为Ma=8，雷诺数Re=1.98×107，总温T0=720 K，总压P0=8.5 MPa。采用2.1节中的数值方法，对比结果如图3所示，图中显示了迎角α=-5°,10°，25°时双椭球体对称面上下两侧的压力系数Cp分布，其中横坐标表示沿轴向无量纲位置，机头处为0。

图3 数值计算验证结果Fig.3 Numerical simulation validation results

从图3可以看出，在对称面上下侧，数值计算结果与实验结果几乎完全一致，在25°大迎角下吻合程度依然非常高。由此可以认为，本文所采用的数值计算方法完全可以用于研究高超声速飞行器大迎角下的气动特性。

3 结果与分析

3.1 整机气动特性

本节主要研究飞行器整机气动特性，图4给出了整机及各部分升力系数CL随迎角的变化曲线。可以看出随着迎角的变化，整机升力系数逐渐增加，在迎角为-6°～5°之间基本呈线性增长，迎角大于5°时，升力系数表现出非线性增加。机身是产生升力的主要部分，在迎角大于5°时升力系数也出现非线性增加。另外，随着迎角的增大，尾翼产生的升力也逐渐增大，但是数值较小。而发动机部分产生的升力为负值，且迎角越大负升力越大，存在气动/推进耦合现象。

图4 升力系数曲线Fig.4 Lift coefficient curves

图5 机身表面附近流线分布Fig.5 Streamlines distribution near surface of fuselage

为进一步理解非线性形成的原因，观察图5所示的机身表面附近流线可以发现，0°迎角时，机身上表面流线附着在物面，而15°迎角时，机身上表面处于背风膨胀波区，气流分离后形成剪切层，剪切层卷积形成旋涡，从而对表面附近的流动产生诱导作用，与未形成旋涡的“死水区”相比，减小了表面压强，造成了非线性升力。

图6给出了飞行器整机及各部分阻力系数CD随迎角的变化曲线。整机阻力系数以0°迎角为对称呈抛物线趋势增长。其中产生阻力的主要部分仍然是机身，尾翼产生的阻力随迎角增大而增大。发动机在迎角大于3°以后产生的阻力变为负值，表现为“推力”。这是因为气流在发动机腔内来回折射，对发动机内下表面产生压力，压力沿逆流方向上的分量即表现出的“推力”。

图6 阻力系数曲线Fig.6 Drag coefficient curves

图7 俯仰力矩系数曲线Fig.7 Pitching moment coefficient curves

图7所示为整机及各部分俯仰力矩系数Cm随迎角的变化曲线。整机和机身俯仰力矩系数随迎角增大而增大，表现出静不稳定。这是由于整机升力主要由机身前体下表面产生，因此整机气动中心位于重心之前，从而导致纵向静不稳定。整机和机身俯仰力矩系数同样在5°迎角以后出现非线性增长。发动机部分的俯仰力矩系数几乎为0，且基本保持不变。尾翼部分的力矩系数随迎角增大而减小，且幅度较小，这主要是由于尾翼面积相比机身而言较小，因此操纵效率并不高。

图8 升阻比和气动中心变化曲线Fig.8 Lift-to-drag ratio and aerodynamic center change curves

图9所示为飞行器表面压力系数分布和截面周围的马赫数分布，左下角为对称面上的压力云图。可以看出，飞行器的前体下表面为升力的主要产生面。0°迎角时，机体周围产生完整的激波锥，而在15°迎角下，前体下表面附体激波开始脱离，气流绕过边缘在机身上侧产生膨胀波，机身上表面压力降低，从而使得升力增加，机身上侧的膨胀波在边缘内侧被嵌入的横流激波终止，形成了低压区，进一步增大了升力。同时从左下角的压

图9 表面压力系数和截面马赫数分布Fig.9 Distribution of surface pressure coefficient and cross-section Mach number

力云图可以看出，0°迎角时，气流经过前体下表面的压缩作用直接进入发动机，而15°迎角时，激波更加靠近前体下表面，并和进气道外部激波系发生干扰，使得激波向外折射，在引起波阻增量的同时，也会对发动机性能产生不利影响。

3.2 进气道性能

超燃冲压发动机对于工作环境有着严苛的要求，机身前体下表面作为发动机的预压缩面，其作用相当于进气道。由于推进系统即使在试验中也难以集成到地面模拟模型中，因此在本文采用的数值模拟中，发动机始终处于冷喷状态。

图10给出了进气道增压比p/p∞和总压恢复系数σ随迎角的变化趋势。可以看出，迎角越大，增压比越大，这是由于迎角越大，形成的激波越强，激波过后的压强也就越大。-6°迎角时增压比只有1.1，进气质量远不能满足发动机的要求。总压恢复系数在-3°迎角时达到最大值0.994，大迎角下，总压恢复系数急剧降低，到15°迎角时只有0.24，总压损失严重，会大大减小发动机产生的推力。

图10 增压比和总压恢复系数变化曲线Fig.10 Pressure ratio and total pressure recovery coefficient change curves

图11 捕获质量流量变化曲线Fig.11 Mass flow capture change curve

3.3 发动机性能

根据文献[17]中的超燃冲压发动机模型，可将发动机简化为由扩压段、燃烧室和内喷管组成，如图12(a)所示。假设发动机内部流动为一维流动，由数值模拟结果得到入流参数，在考虑燃油的基础上计算出内流参数，再根据发动机入口及出口处参数，结合冲量定理，计算出发动机推力。具体计算方法参见文献[17]，计算公式为

(3)

图12 发动机截面形状和发动机推力曲线Fig.12 Cross-section and thrust curve of engine

从图12可以看出，发动机所产生的推力在迎角大于5°时呈急剧下降趋势，此时对应的总压恢复系数和质量流量也均减小。充分说明大迎角下虽然气流经过更强烈的减速增压，但也会带来发动机进气质量流量下降和总压恢复系数降低的不利影响，从而直接导致发动机推力下降，并且可能出现不起动现象，总体来说不利于发动机的正常工作。

假设大迎角下发动机仍处于工作状态，由于发动机推力沿发动机轴线指向机头，因此产生抬头力矩。图13所示为考虑发动机推力前后整机俯仰力矩系数Cm曲线的对比。考虑发动机推力产生的力矩之后，在迎角小于5°时，整机俯仰力矩系数曲线斜率Cmα有所增大，然而迎角大于5°时，由于发动机推力急剧减小使得Cmα减小，从而使整机不稳定程度减小。

图13 俯仰力矩系数曲线对比Fig.13 Comparison of pitching moment coefficient curves

3.4 全动尾翼气动性能

考虑到如果尾翼偏角过大，可能发生热烧蚀破坏，且产生的配平阻力会影响铰链力矩(对作动器的性能要求)，本文假设尾翼偏角δt的范围为±20°，上偏为正。图14显示迎角分别为0°和15°时，尾翼的偏转对升力系数的影响。可以看出，升力系数与尾翼偏转角基本呈线性增加趋势，整机升力系数的增量绝大部分是由尾翼偏转引起的。但尾翼偏转同时也影响了机身的升力系数，造成机身部分的小幅变化，而对发动机部分基本没有影响。这是因为尾翼与机身之间存在气流干扰，而与发动机相距较远，不会造成干扰。另外，15°迎角时升力系数曲线的斜率与0°迎角相比较小。

图14 尾翼偏转对升力系数的影响Fig.14 Influences of tail deflection on lift coefficient

图15显示迎角分别为0°和15°时，尾翼偏转对俯仰力矩系数的影响，与对升力系数的影响相似。另外可以看出，尾翼正偏时对机身俯仰力矩系数的影响要大于负偏时。这是因为，尾翼正偏时，前缘超出机身上表面，产生的激波对机身后段上表面流动造成影响，提高了机身后段上表面的压强，从而增加了机身的抬头力矩；而负偏时，尾缘超出机身，位置较前者靠后很多，产生的激波对机身后段的影响没有前者大。同样的，可以看出和0°迎角相比，15°迎角时尾翼的操纵效率有所降低。

图15 尾翼偏转对俯仰力矩系数的影响Fig.15 Influences of tail deflection on pitching moment coefficient

图 16所示为尾翼表面及附近压力系数分布图，由于尾翼偏转时，上表面处于背风区，表面上的压力几乎可以忽略不计，因此图中显示的是尾翼下表面上的压力系数分布。可以看到，0°迎角时，尾翼前缘是升力产生的主要位置，来流经过机身之前受到尾翼干扰，通过尾翼与机身连接处改变了机身上表面的压力分布，使得靠近尾翼部分的压力增大；而15°迎角时，尾翼中后缘是升力产生的主要位置，处在与机身连接处之后，对机身的影响不如前者大。因此，15°时升力系数和俯仰力矩系数随尾翼偏角的变化斜率绝对值均小于0°迎角时。

图16 尾翼表面及附近压力系数分布Fig.16 Distribution of surface pressure coefficient on and near tail

因此，迎角为0°时，尾翼偏转8°左右就可以配平，而15°迎角下，尾翼偏转20°依然远远无法达到配平要求，配平难度明显增大。虽然在模拟中并没有考虑发动机的工作，但是依据前面的推断，发动机此时的工作状态不佳，如果发生不起动现象，那么此时仅靠偏转尾翼使飞行器恢复正常飞行姿态具有相当大的难度，必须采取其他措施。

4 结 论

1) 大迎角下，飞行器的气动参数表现出非线性；迎角超过8°之后升阻比开始减小；整机纵向表现为静不稳定，且不稳定性随迎角增大而增大。

2) 随着迎角增大，气流经过进气道进入发动机时的增压比增大，进气道压缩性增强，但是总压恢复系数降低，15°迎角时只有0.24，总压损失严重，且进气道捕获质量流量在5°以后急剧降低，从而直接减小了发动机产生的推力，甚至可能使发动机出现不起动现象，不利于发动机正常工作，但却降低了整机纵向静不稳定的程度。

3) 大迎角下，全动尾翼的操纵效率会略有降低，配平难度增大，考虑到大迎角下发动机的工作状态，此时仅靠偏转尾翼使飞行器恢复正常飞行姿态具有相当大的难度，必须采取其他措施。

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Tel: 010-82338786

E-mail: buaaluowenli@163.com

向锦武 男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向：飞行器设计、结构动力学和气动弹性等。

Tel: 010-82338786

E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 010-82338786 E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

Aerodynamic characteristics analysis of air-breathing hypersonic vehicles at high angle of attack

LUO Wenli, LI Daochun, XIANG Jinwu*

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

During the flight of air-breathing hypersonic vehicles, the atmospheric turbulence or other external disturbances may result in high angle of attack conditions. In order to study the aerodynamic performances influenced by high angle of attack, numerical simulations are performed on the flow field of a typical air-breathing hypersonic vehicle. The flow field and aerodynamic characteristics are obtained by solving the Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations using standardk-εturbulence models. The performances of vehicle, inlet and the all-moving tails are analyzed and explained based on the flow field characteristics especially at high angle of attack. The investigation indicates that there is coupling between aerodynamics and propulsive system. At high angle of attack, aerodynamic parameters exhibit nonlinear characteristics, meanwhile, the lift-to-drag ratio begins to reduce and the longitudinal instability enhances. The inlet has poor performance at high angle of attack, resulting in the decrease of thrust provided by the engine, which is not conducive to the normal operation of the engine. However, on the other hand, the decrease of thrust will reduce the longitudinal instability of the vehicle. In addition, the control efficiency of the all-moving tails reduces and consequently makes trimming difficult.

air-breathing; hypersonic; numerical simulation; high angle of attack; inlet; tail

2014-06-04； Revised： 2014-09-10； Accepted： 2014-09-22； Published online： 2014-10-19 13:14

s： National Natural Science Foundation of China (91216102, 11402014)

2014-06-04; 退修日期： 2014-09-10; 录用日期： 2014-09-22; 网络出版时间： 2014-10-09 13：14

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0266.html

国家自然科学基金 (91216102， 11402014)

Luo W L, Li D C, Xiang J W. Aerodynamic characteristics analysis of air-breathing hypersonic vehicles at high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 223-231. 罗文莉， 李道春， 向锦武. 吸气式高超声速飞行器大迎角气动特性分析[J]. 航空学报, 2015, 36(1): 223-231.

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

10.7527/S1000-6893.2014.0266

V211.4

A

1000-6893(2015)01-0223-09

罗文莉 女， 硕士研究生。主要研究方向：飞行器气动弹性。

*通讯作者.Tel.： 010-82338786 E-mail: xiangjw@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0266.html