头部钝度和尾部形状对空射火箭气动特性的影响

头部钝度和尾部形状对空射火箭气动特性的影响

张艳华1,李华星1,张登成2,屈亮2,郑无计2

(1.西北工业大学 航空学院,西安 710072;2.空军工程大学 航空航天工程学院,西安 710038)

摘要:为了研究空中发射运载火箭外形对气动特性的影响规律,通过低速风洞实验,利用六分量天平测量空射火箭模型在迎角0～80°,4个速度(17 m/s,25 m/s,35 m/s,40 m/s)下的气动力和气动力矩。结果表明:在零侧滑条件下,模型的背风区出现了非对称涡,产生较大的侧力和偏航力矩,俯仰力矩随迎角的变化存在不稳定区域;相比圆柱形尾部模型,收敛扩张形尾部提高了模型的纵向稳定性,6%头部钝度的圆头模型最大侧力减少至少50%,非对称涡的起始迎角提高了7°。研究结果可为内装式空射火箭的外形设计提供一定的参考。

关键词:空中发射;运载火箭;大迎角;非对称涡;头部钝度;气动特性

收稿日期:2013-05-29

基金项目:国家自然科学

作者简介:张艳华(1979- ),女,讲师,博士研究生,研究方向为飞行力学和飞行仿真。E-mail:angle0725@hotmail.com。

中图分类号:V211.7文献标识码:A

EffectofNoseBluntnessandDifferentAfterbodyonAerodynamic

CharacteristicsofAir-launchedRocketModel

ZHANGYan-hua1,LI Hua-xing1,ZHANG Deng-cheng2,QU Liang2,ZHENG Wu-ji2

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072China;

2.CollegeofAerospaceEngineering,AirForceEngineeringUniversity,Xi’an710038China)

Abstract:To study the rule of different shape affecting the aerodynamic characteristics of air-launched rocket,the experiments in low-speed wind tunnel were carried out at the angle of incidence range of 0-80° and the speed of 17 m/s,25 m/s,35 m/s and 40 m/s.Forces and moments were measured through six-component balance.The result shows that vortex asymmetry appears under the conditions of zero side slip.Asymmetrical phenomenon leads to larger side force and yaw moment.In addition,variation of the pitching moment with angle of attack shows instability at some incidences.The longitudinal stability of the model with convergent-expanded afterbody is improved compared to cylindrical afterbody.The maximum side force of the blunt nose model with 6% bluntness is reduced at least by 50%,and the onset angle for vortex asymmetry is increased by 7°.The results offer some references for designing the cabin air-launched rocket.

Keywords:air-launch;carrierrocket;largeangleofattack;asymmetryvortex;nosebluntness;aerodynamiccharacteristics

相比地面发射,空中发射[1-2]具有快速、灵活、可靠、廉价等诸多优点,是一种新型高效的发射方式。内装式空中发射技术[3-4]是将运载火箭内置于运输机货舱内,飞行到一定高度、一定速度后释放火箭,火箭在自身重力、空气动力和稳定伞拉力的综合作用下调整姿态达到点火状态,进行发射。该分离方案对载机改动少,气动干扰小,易于隐身,运载效率较高,目前美国已经利用C-17运输机成功进行了3次模拟内装式空投试验。火箭与载机分离后,为保证火箭沿着一定的轨迹快速、稳定、安全地达到点火状态(如图1所示),需要考虑2个问题:①火箭与载机分离后俯仰角逐渐增大,俯仰角速度逐渐减小,当角速度接近0时达到点火状态进行发射,此过程纵向力矩的大小决定火箭的姿态变化和稳定性,需要考虑火箭外形对纵向力矩的影响。②分离过程迎角逐渐增加,速度逐渐减小,在点火前后出现了低速大迎角阶段。由于火箭前体属于细长旋成体,大量实验和理论研究结果表明[6-7],该阶段火箭的背风区会产生非对称涡和侧向力,形成侧滑角,不但会影响火箭的运动轨迹,而且会带来航向的不稳定,同时分离过程火箭与载机距离较近,火箭轨迹的偏移会直接威胁到载机的安全性,因此需要深入研究火箭背风区的非对称现象,并寻求减小和削弱侧向力的方法。WilliamVLogan和MartiSarigul-Klijn等通过发动机矢量推力和边条的控制方式在一定程度上削弱了非对称涡。有限的研究也表明[10-11],头部钝度能够延迟非对称涡的产生,可有效减小侧力和最大侧力的量值。相比一些先进的主动控制方法,比如吹/吸气[12-13]、小型扰流片[14]和等离子体控制等,头部钝度不需要额外的机械或电源设备,是一种简单可行的非对称涡控制方法。

图1　火箭与载机分离过程示意图

鉴于以上分析,本文通过低速风洞实验,在迎角范围0～80°,4个速度下研究2种不同尾部形状火箭模型的纵向力矩与稳定性变化特点;设计尖头和圆头火箭,研究头部钝度对火箭背风区非对称涡的作用效果及对气动特性的影响规律。研究结果可为火箭外形的选择提供理论参考,可为改善火箭空投过程纵向和航向稳定性,保证系统安全提供理论依据。

1实验设备、模型及数据采集

1.1　实验设备

实验依托的低速风洞实验段长3m,宽1.2m,高1m,最大风速75m/s,实验段湍流度全部小于0.2%。空间点的气流偏角|Δα|≤0.5°,|Δβ|≤0.5°,其中,α为迎角,β为侧滑角,迎角范围0°<α<80°,模型采用尾撑方式。气动力和力矩的测量通过外径为24mm的六分量天平实现,量程和校准精度ep和准度ea见表1和表2,其中,Fx,Fy,Fz,Mx,My,Mz分别为体轴系下的轴向力、法向力、侧向力、滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩,天平的精、准度指标已经达到或优于国家军用标准规定的合格指标。另外,经过坐标转换天平可测得风轴系下的升力系数Cy、阻力系数Cx、侧力系数Cz、滚转力矩系数mx、偏航力矩系数my和俯仰力矩系数mz,其中俯仰力矩的参考点为模型的重心,后文中的数据全部为风轴系下的数据。

表1　六分量天平的量程

表2　六分量天平的校准精度和准度

1.2　模型描述

图2中呈现出的实验模型由4个部分组成:头部、过渡段、箭体部分和尾部,每一部分都可以根据实验要求进行更换。图3(a)是2个头部,尖头与圆头,尖头长度88mm,圆头长度78.8mm,圆头的半径为3.3mm,基于底部直径的钝度为6%。

图2　火箭模型外部视图

图3(b)是2个尾部,圆柱形与收敛-扩张形,长度相同(165mm)。尖头模型的总长度L=771mm,底部直径D=110mm,头部与过渡段组成圆锥体,半顶角θc=15°,圆头模型的总长度L=761.8mm。模型头部全部采用钢加工,通过碳化处理防止表面生锈,保证光洁度,消除其它因素对非对称涡的影响;除头部外其余部分全部采用硬铝材料加工。

图3　火箭模型不同头部和尾部的示意图

1.3　数据采集与处理

数据采集系统将分别采集六分量应变天平信号、风洞来流动压信号和实时迎角信号。当模型角度达到设定角度时发出触发信号,采集得到此时模型的姿态角与气动力。利用六分量天平首先采集无风时模型迎角变化的天平信号作为0读数,该读数包括了天平0点和模型质量。然后采集不同风速、不同迎角下的天平读数。测得的气动力应该为模型有风状态的天平数据减去相应角度的0读数。天平在每个迎角下根据采样频率(1 000Hz)采集若干个采样点数据,并计算平均值,这能够较好地反映该角度下的气动特性。但是在大迎角时由于气流分离、模型振动等因素,数据在个别角度存在一定的波动,但这并不影响气动特性整体的变化规律。测压数据采集利用电子扫描阀,测压精度0.1%FS,扫描速度为3×108s-1。

2实验结果与分析

2.1　尖头-圆柱形尾部组合体模型气动力和力矩随迎角的变化规律

设计尖头-圆柱形尾部组合体火箭模型并进行实验,迎角范围0～80°,选取实验速度v=17m/s(Re=0.09×106),25 m/s(Re=0.19×106),35m/s(Re=0.266×106)和40 m/s(Re=0.3×106),雷诺数为基于底部直径的值。图4是零侧滑条件4个流速下升力系数Cy(图4(a)),侧力系数Cz(图4(b))和俯仰力矩系数mz(图4(c))随迎角的变化曲线。

从图4(b)可以看出,侧力系数随迎角的变化特点反映出非对称现象的存在。出现非对称涡的起始迎角大概为30°左右,是半顶角的2倍,这是尖头旋成体的一个重要特征[14]。随着迎角的增加,最大侧力出现在50°左右。随着速度的增加,非对称现象明显的区域在减小,最大侧力值也在减小。图4(a)中随着迎角的增加,升力系数呈现了线性段、非线性段和下降段。升力系数在非对称涡明显区域量值较大,这是由于背风区产生的旋涡提供了额外的升力。另外在最大升力附近升力变化平缓,火箭上的旋涡是左右交替变化的,在旋涡没有破裂之前,整体上的升力系数变化不大,由于火箭后体较长,这一点就更明显一些。

图4　不同速度时尖头-圆柱尾部组合体模型升力系数、 侧力系数和俯仰力矩系数随迎角的变化规律

2.2　不同尾部形状对尖头火箭模型气动特性的影响

图4中升力系数、侧力系数和俯仰力矩系数三者的变化存在一定的关联性,侧力的减小体现非对称涡变弱,导致涡升力减小,进而引起俯仰力矩的降低。其中v=17m/s的最大侧力值较大,所以在考虑尾部形状的影响时选取速度v=17m/s(Re=0.09×106),对收敛扩张形尾部火箭模型进行不同角度的实验测试,并与圆柱形尾部模型的气动特性进行对比,结果如图5所示。

图5(a)是阻力系数Cx随迎角的变化,很明显可以看到40°迎角是一个分界线。小于40°时,收敛-扩张形尾部模型的阻力比圆柱形尾部大一些;大于40°时,收敛-扩张形尾部模型的阻力降低,小于圆柱形尾部。原因可以结合图5(b)中侧力系数Cz的变化和模型尾部形状特点进行分析。图5(b)显示出40°迎角也可以作为侧力系数变化的一个分界点。小于40°时,侧力系数基本为0;大于40°时,侧力虽然很大,但是收敛-扩张形尾部模型的侧力减小,小于圆柱形尾部,最大值减小了28.9%。另外,收敛-扩张形尾部破坏了流线形外形,产生了额外的压差阻力,使得阻力增加。综合这2个因素,可以得到结论:迎角小于40°时,尾部形状的影响起主导作用,导致阻力增加;迎角大于40°时,侧力变化起主导作用,导致阻力降低。侧力的减小主要是由于尾部的收敛-扩张形状增大了来流在轴向的流通面积,使得轴向速度在尾部减小,而垂直于模型的横向流动速度则增加,能够延迟横向流动的分离,进而减小了尾部的非对称涡,使得侧力降低,减小了侧滑角,降低了引起航向不稳定性的扰动量。

图5(c)是俯仰力矩mz随迎角的变化,在α=20°之前稳定性增强,基本消除了俯仰力矩为正的情况。在α=50°附近,正斜率的范围明显缩小,力矩的突跃变化量减小,削弱了模型的不稳定性。另外,俯仰力矩的绝对值减小能够保证火箭迅速达到点火状态。俯仰力矩的减小跟侧力的减小与收敛-扩张形尾部在大迎角时出现分离导致压力中心位置前移都有关系。

图5　2种尾部形状模型气动力和力矩系数 随迎角变化的对比曲线(v=17 m/s)

2.3　头部钝度对圆柱形尾部火箭模型的影响

对尖头和圆头2种火箭模型进行实验研究,实验速度v=17m/s(Re=0.09×106)。气动力和气动力矩的实验结果如图6所示。由图可见,气动系数变化较明显的是侧力和偏航力矩。从图6(c)中可以看出,非对称涡的方向发生改变,反映了前体非对称涡对头部形状的敏感性以及不确定性。另外圆头最大侧力的绝对值相比尖头降低了52.7%,非对称涡的起始迎角提高了7°,可见圆头模型推迟了非对称现象的出现,较大地削弱了非对称涡的强度。图6(f)中偏航力矩的变化主要取决于侧力的变化,圆头模型偏航力矩的最大值降低了62%,并且由正负交替变化变为一直保持为正值,改变了火箭左右偏航的特点,使得偏航方向具有确定性,有利于火箭姿态的确定和控制。

图6　尖头与圆头模型气动力和力矩系数随迎角变化的对比曲线(v=17 m/s)

图7　在不同迎角下尖头模型的压力分布随方位角θ的变化曲线

图8　不同迎角下圆头模型的压力分布随方位角θ的变化曲线

3结束语

本文针对内装式空射火箭的运动特点,结合美国空射火箭外形,设计并实验研究了不同组合空射火箭模型的气动特性。为保证火箭稳定快速地达到点火状态,设计了收敛-扩张形尾部结构,在减小俯仰力矩的量值和缩小不稳定区域范围的同时,还在一定程度上削弱了非对称涡。头部钝度是一种高效可行的非对称涡控制方法,6%头部钝度模型使得最大侧力绝对值降低了52.7%,非对称涡的起始迎角提高了7°,偏航力矩最大值降低了62%;另外,头部钝度基本上消除了俯仰力矩在大迎角阶段的不稳定区域,有效地提高了火箭的纵向稳定性。所以头部钝度和尾部形状的设计对保证内装式空射火箭的运动轨迹和稳定性具有重要意义,可为火箭外形设计提供借鉴。

参考文献

[1]KLIJNMS,KLIJNNS.AstudyofairlaunchmethodsforRLVs.AIAA2001-4 619.2001.

[2]KLIJNMS,KLIJNNS.Selectionofacarrieraircraftandalaunchmethodforairlaunchingspacevehicles.AIAA2008-7 835.2008.

[3]KLIJNMS,KLIJNNS,HUDSONGC,etal.Gravityairlaunchingofearth-to-orbitspacevehicles.AIAA2006-7 256.2006.

[4]KLIJNMS,KLIJNNS,HUDSONGC,etal.Flighttestingofagravityairlaunchmethodtoenableresponsivespaceaccess.AIAA2007-6 146.2007.

[5]KLIJNMS,KLIJNNS.Comparativeanalysisofmethodsforairlaunchingvehiclesfromearthtosub-orbitororbit.JournalofAerospaceEngineering,2006,220(5):439-452.

[6]EARLRK,GARYTC,LEEC,etal.SideforcesonforebodesathighanglesofattackandMachnumbersfrom0.1to0.7:twotangentogives,paraboloidandcone.NASATMX-3 438,A-6 670.1977.

[7]LOGANWV,DAVISRL,KLIJNNS.Enginethrusteffectsonair-launchedrocketaerodynamiccharacteristicsathighangleofattack.AIAA2006-4 963.2006.

[8]LOGANWV,DAVISRL,KLIJNNS.Forebodystrakeeffectsonair-launchedrocketaerodynamiccharacteristicsathighangleofattacks.AIAA2007-459.2007.

[9]KUMARR,VISWANATHPR,RAMESHON.Nosebluntnessforsideforcecontroloncircularconesathighincidence.AIAA2004-37.2004.

[10] 王刚,邓学荃,刘沛清,等.头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响.空气动力学学报,2004,22(1):7-13.

WANGGang,DENGXue-quan,LIUPei-qing,etal.Influenceofnosebluntnessonbehaviorsofmulti-asymmetricvorticesflowoverslenderbody.ActaAerodynamicSinica,2004,22(1):7-13.(inChinese)

[11]KUMARR,VISWANATHPR,RAMESHON.Noseblowingforsideforcecontrolonslenderconesathighincidence.JournalofAircraft,2008,45(4):1 156-1 166.

[12]ZEIGERMD,TELIONISDP.Effectofconingmotionandblowingontheasymmetricsideforcesonaslenderforebody//AIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit.Reno,USA:AmericanInstituteofAeronauticsandAstronautics,Inc.,1997.

[13]MOSKOVITZCA.Effectsofsurfaceperturbationsontheasymmetricvortexflowoveraslenderbody.AIAA88-0 483.1988.

[14]HUNTBL.Asymmetricvortexforcesandwakesonslenderbodies.AIAA82-1 336.1982.