高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

摘要

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性，基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计，并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法，通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计，对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究，分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明：火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性；在Ma=5时，优化后的模型相较于优化前的模型，气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加，橇体阻力系数呈下降趋势，当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加，Ma=5,当雷诺数从1.80×10～7变化到3.60×10～7时，橇体的阻力系数与俯仰力矩系数分别增加约8.95%和13.09%;轨道和地面会导致橇体阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数同时增加，其中俯仰力矩系数的变化最为显著，3组对比试验的俯仰力矩系数平均增量约为992%。该研究可为高超声速火箭橇设计提供数据支撑，具有一定的工程应用价值。

关键词

火箭橇 / 气动特性 / 气动外形 / 风洞试验

基金资助

国防基础科研重大资助项目(JCKY2016208A006)