高溫燃?xì)怙L(fēng)洞加熱特性仿真分析

姚 峰 董素君 王 浚

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

高溫燃?xì)怙L(fēng)洞加熱特性仿真分析

姚 峰 董素君 王 浚

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

提出了利用亞音速高溫燃?xì)饬鬟M(jìn)行近空間高超飛行器熱環(huán)境地面模擬的試驗(yàn)方案，在試驗(yàn)裝置試驗(yàn)段，通過(guò)高溫高速的燃?xì)饬饕涞退俚睦錃饬?，達(dá)到僅使飛行器頭錐駐點(diǎn)附近區(qū)域產(chǎn)生局部高溫而其余頭錐蒙皮表面低溫的目的.對(duì)某型高超音速飛行器的頭錐利用高溫燃?xì)膺M(jìn)行加熱并利用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法對(duì)13種模擬工況進(jìn)行了數(shù)值仿真分析.將數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果與飛行器在高超音速飛行狀態(tài)下對(duì)應(yīng)機(jī)體部位氣動(dòng)熱的理論計(jì)算值進(jìn)行了對(duì)比，證實(shí)了亞聲速高溫燃?xì)鉄岘h(huán)境模擬方法的可行性，為高溫燃?xì)獾孛婺M設(shè)備技術(shù)方案論證提供了依據(jù).

近空間;熱環(huán)境;高超音速飛行器;高溫燃?xì)?數(shù)值仿真

近地空間高超音速遠(yuǎn)程飛行器在飛行過(guò)程中會(huì)遭遇到嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱［1］，其頭錐、機(jī)翼前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)入口等部位的氣動(dòng)熱具有溫度高、熱流密度大以及總的氣動(dòng)熱量大等特點(diǎn)［2］，給其熱防護(hù)材料及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了全新的技術(shù)挑戰(zhàn)［3－4］.高超音速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的研制離不開(kāi)相關(guān)地面試驗(yàn)系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)形式與材料承熱能力必須進(jìn)行嚴(yán)格的地面測(cè)試［5］，以避免由于氣動(dòng)熱給飛行器帶來(lái)的破壞［6］.

傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)熱環(huán)境地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，如石英燈加熱、石墨加熱、電弧加熱等試驗(yàn)方法存在著最高模擬溫度受限、在超高溫度范圍內(nèi)工作系統(tǒng)安全可靠性低、試件尺寸受限以及系統(tǒng)工作時(shí)間短等不足;發(fā)展高加熱溫度、高熱流密度、大尺寸、長(zhǎng)時(shí)間及高可靠性穩(wěn)定工作的熱環(huán)境地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)高超音速飛行器熱防護(hù)技術(shù)的進(jìn)步具有重大意義.

本文介紹的高溫燃?xì)鉄岘h(huán)境地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)采用引射原理，利用亞音速高溫燃?xì)庖涑乜諝獾姆椒▽?duì)飛行器頭錐試件進(jìn)行加熱，并利用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法對(duì)13種試驗(yàn)工況下的頭錐表面溫度分布狀況進(jìn)行了數(shù)值仿真，仿真數(shù)據(jù)中的最高模擬溫度及試件表面的溫度梯度表明利用高溫燃?xì)膺M(jìn)行高超熱環(huán)境地面模擬的試驗(yàn)方法是可行的.

1 高溫燃?xì)鉄岘h(huán)境地面模擬方法

高超音速飛行器在高超飛行狀態(tài)下其周圍空氣會(huì)受到強(qiáng)烈壓縮從而使飛行器遭遇到嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，飛行器頭錐駐點(diǎn)及翼前緣附近氣動(dòng)熱現(xiàn)象更為嚴(yán)重.

圖1是高溫燃?xì)怙L(fēng)洞的試驗(yàn)段簡(jiǎn)圖，從高溫燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的高溫燃?xì)庖砸欢ㄋ俣葟娜細(xì)鈬娮靽姵觯ㄟ^(guò)與噴嘴周圍常溫空氣的動(dòng)量交換引射常溫空氣，形成一股內(nèi)熱外冷的混合氣流對(duì)一個(gè)頭錐型試件進(jìn)行吹襲加熱，之后廢氣排入專門(mén)的處理裝置進(jìn)行降溫降噪.

燃?xì)夤艿缹?duì)燃?xì)饬髁鲃?dòng)品質(zhì)進(jìn)行調(diào)節(jié)，采用雙層水冷結(jié)構(gòu)并維持在一定溫度，燃?xì)鈬娍趦?nèi)型面采用維托辛斯基曲線使噴口截面上氣流速分布均勻化;為了減小試驗(yàn)段與試驗(yàn)間換熱，試驗(yàn)段筒壁采用隔熱材料制作，分內(nèi)外兩層，內(nèi)層可前后移動(dòng)，具體結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2;試件支架可前后移動(dòng)，以改變?cè)嚰c燃?xì)鈬娍诘木嚯x;固定擋板與水冷管道焊接在一起.文獻(xiàn)［7－8］對(duì)以改變?nèi)細(xì)鈬娍诿娣e來(lái)改變空氣引射量的試驗(yàn)方案進(jìn)行了仿真研究，本文試驗(yàn)方案通過(guò)調(diào)節(jié)試驗(yàn)段筒壁的內(nèi)層前后移動(dòng)時(shí)擋板與試驗(yàn)段筒壁之間的距離大小改變空氣的引射量.

2 流場(chǎng)溫度場(chǎng)數(shù)值仿真

2.1 物理描述

如圖1所示，試驗(yàn)段由5部分構(gòu)成，引射流場(chǎng)的流動(dòng)換熱計(jì)算區(qū)域如圖3所示.

圖3 流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域示意圖

表1為計(jì)算域的結(jié)構(gòu)參數(shù)表.

表1 試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)參數(shù) mm

2.2 數(shù)學(xué)模型及計(jì)算方法

本試驗(yàn)方案模擬用燃?xì)饬鳛閬喴羲贇饬?燃?xì)饽骋唤M分的質(zhì)量守恒方程［9］為

式中，Yj'為組分 j'的體積濃度;Dj'，m為組分 j'的擴(kuò)散系數(shù).各組分質(zhì)量守恒方程之和為流動(dòng)的連續(xù)性方程.

慣性(非加速)坐標(biāo)系中動(dòng)量方程的形式為

式中，U為流體微團(tuán)速度矢量的大小;ui為速度分量通量;xi為笛卡爾坐標(biāo)軸方向通量;μ為動(dòng)力粘度;Si為動(dòng)量方程廣義源項(xiàng)通量.

能量方程:

式中，keff為有效導(dǎo)熱率;τij為流體微團(tuán)應(yīng)力張量;Sh為熱源項(xiàng)，hj'，Jj'分別為燃?xì)饨M分 j'的焓值與擴(kuò)散通量.

試驗(yàn)段內(nèi)高溫燃?xì)馔ㄟ^(guò)對(duì)流與輻射復(fù)合加熱的方式對(duì)頭錐試件及試驗(yàn)段筒壁進(jìn)行加熱，熱傳遞方式如圖4所示.

圖4 試驗(yàn)段熱傳遞示意圖

RNG(Renormalization Group)k-ε模型相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型在渦流和剪切流方面有較大改進(jìn)，考慮到本計(jì)算的鈍體繞流特性，引射流場(chǎng)湍流模型采用RNG k-ε湍流模型.

本文利用FLUENT對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)仿真模擬;計(jì)算區(qū)域?yàn)檩S對(duì)稱結(jié)構(gòu)，為節(jié)省計(jì)算機(jī)資源縮短計(jì)算時(shí)間沿對(duì)稱面取流場(chǎng)的一半進(jìn)行計(jì)算;圖5是采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)三維流動(dòng)區(qū)域的劃分情況，在試件及試驗(yàn)筒壁周圍速度、壓力變化比較大的區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密，網(wǎng)格數(shù)約為80萬(wàn);頭錐及筒壁設(shè)為壁面邊界類型，燃?xì)馊肟谠O(shè)為速度入口，引射空氣入口及試驗(yàn)段出口設(shè)置為壓力出口;采用具有二階精度的二階迎風(fēng)格式對(duì)流動(dòng)控制方程進(jìn)行離散，基于數(shù)值迭代收斂性及計(jì)算機(jī)內(nèi)存耗用量的考慮，本文采用耦合顯式求解方案對(duì)離散后的控制方程進(jìn)行線性化處理和數(shù)值迭代求解.

圖5 流場(chǎng)網(wǎng)格離散示意圖

假定燃油完全燃燒，所產(chǎn)生燃?xì)庵懈鹘M分所占質(zhì)量分?jǐn)?shù)如表2所示.

表2 燃?xì)饨M分表

燃?xì)馀c被引射空氣混合組分的密度屬性采用不可壓理想氣體模型;采用分段多項(xiàng)式計(jì)算溫度變化對(duì)流體介質(zhì)的比熱屬性的影響，式中組分比熱容為溫度的分段多項(xiàng)式函數(shù).

各組分比熱容對(duì)應(yīng)的多項(xiàng)式系數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)［10］.基于流場(chǎng)計(jì)算的穩(wěn)態(tài)屬性及試驗(yàn)段筒壁與外界大氣換熱對(duì)試驗(yàn)段內(nèi)溫度場(chǎng)(主要是對(duì)頭錐表面溫度分布)的影響，頭錐與試驗(yàn)段筒壁皆設(shè)置為絕熱壁面;為了更好地吸收燃?xì)廨椛涮岣哳^錐試件表面溫度，試件表面進(jìn)行涂黑處理，試驗(yàn)段內(nèi)壁采用304號(hào)不銹鋼，試件表面及試驗(yàn)筒壁內(nèi)表面發(fā)射率ε分別設(shè)為0.97，0.3;燃?xì)鈬娍?、被引射空氣入口及試?yàn)段出口按黑體處理(黑度為1)，黑體表面溫度為對(duì)應(yīng)燃?xì)饣虼髿鉁囟?

3 數(shù)值模擬實(shí)驗(yàn)結(jié)果

本文針對(duì)具有不同的燃?xì)鉁囟取⑺俣燃皳醢迮c試驗(yàn)段筒壁的距離和噴口與頭錐駐點(diǎn)的距離等參數(shù)的13種模擬工況進(jìn)行了仿真分析.模擬工況參數(shù)如表3所示.

表3 模擬工況參數(shù)

圖6為工況4頭錐試件與對(duì)稱面的溫度分布云圖.

圖6 工況4溫度分布圖

3.1 變?nèi)細(xì)饬魉俣裙r1～4

圖7為不同燃?xì)饬魉俣裙r1～4下，沿頭錐試件迎風(fēng)曲線的溫度分布對(duì)比圖.

圖7 工況1～4迎風(fēng)曲線溫度對(duì)比圖

由圖7可見(jiàn)，4種工況下的溫度曲線有相同的下降趨勢(shì);隨著燃?xì)馑俣鹊脑黾宇^錐表面最高及平均溫度也不斷上升，但最高與最低溫差不斷下降.每種工況下頭錐表面最高與最低溫度及它們溫差如表4所示.

表4 工況1～4試件最高與最低溫度 K

燃?xì)庖涑乜諝獾幕旌蠚饬鲗?duì)頭錐表面溫度分布具有很大影響，隨著燃?xì)饬魉俣仍黾?，混合燃?xì)獾闹行母邷貧饬鏖L(zhǎng)度增長(zhǎng)，在頭錐試件位置不動(dòng)的情況下更能與較高溫度燃?xì)饨佑|，從而使頭錐最高及平均溫度不斷上升的同時(shí)使最高與最低溫差下降.

3.2 變?nèi)細(xì)饬鳒囟裙r4～7

圖8為不同燃?xì)鉁囟裙r4～7頭錐迎風(fēng)曲線的溫度分布對(duì)比圖.

圖8 工況4～7迎風(fēng)曲線溫度對(duì)比圖

表5為4種不同燃?xì)鉁囟裙r下頭錐試件最高溫度與燃?xì)鉁囟炔钪当?，由表可?jiàn)隨著燃?xì)鉁囟鹊牟粩嗌撸谠嚰囟壬仙耐瑫r(shí)試件最高溫度與燃?xì)鉁囟鹊牟钪狄苍诓粩嘣龃?

表6為4種工況下燃?xì)馀c引射空氣的流量對(duì)照表.

表5 工況4～7試件最高溫度 K

表6 工況4～7燃?xì)?、引射空氣流量?/p>

隨著燃?xì)鉁囟鹊纳?，燃?xì)饷芏葘⑾陆?，由?可見(jiàn)，在相同速度參數(shù)下，燃?xì)獾馁|(zhì)量流量不斷下降.溫度對(duì)應(yīng)氣體分子運(yùn)動(dòng)劇烈程度，溫度越高分子運(yùn)動(dòng)越劇烈，在燃?xì)馔ㄟ^(guò)動(dòng)量交換引射空氣的過(guò)程中燃?xì)馀c空氣分子的動(dòng)量交換程度也越明顯，對(duì)應(yīng)表6中引射比的不斷增大，造成了燃?xì)鉁囟仍礁吲c試件最高溫度的差別越大的現(xiàn)象.這表明隨著燃?xì)鉁囟鹊脑龃?，單位燃?xì)鉁厣鶐?lái)的試件溫升將不斷減小.

3.3 變固定擋板-試驗(yàn)段筒壁距離工況4，8～10

圖9為不同的試驗(yàn)段筒壁與固定擋板距離工況4，8～10下頭錐試件迎風(fēng)曲線溫度分布對(duì)比圖，由圖可見(jiàn)，4種工況下迎風(fēng)溫度分布曲線除曲線尾部有微小差別外，4條曲線幾近重合.

圖9 工況4，8～10迎風(fēng)曲線溫度對(duì)比圖

盡管4種工況下隨著擋板與試驗(yàn)筒壁距離的變化，引射比也隨之發(fā)生劇烈變化，但是頭錐溫度分布仍然差別不大，這說(shuō)明在燃?xì)馑俣?00m/s、噴口與試件僅150mm的參數(shù)前提下試件將被燃?xì)饬魉鼑?，常溫氣流的降溫作用將被削?

表7 工況4，8～10燃?xì)?、引射空氣流量?/p>

3.4 變噴口-頭錐駐點(diǎn)工況4，11，12

圖10為不同燃?xì)鈬娍谂c頭錐試件距離3種模擬工況4，11，12下頭錐迎風(fēng)曲線溫度分布對(duì)比圖，隨著噴口與頭錐距離的拉大，頭錐駐點(diǎn)溫度開(kāi)始下降，且曲線逐漸平坦，駐點(diǎn)與尾部溫差逐漸縮小.

圖10 工況4，11，12迎風(fēng)曲線溫度對(duì)比圖

隨著噴口與頭錐距離的增大，冷熱氣流在頭錐前的動(dòng)量交換空間亦隨之增大，混合更為充分，從而造成了駐點(diǎn)溫度降低而頭錐后部溫度升高的現(xiàn)象.

3.5 飛行工況與工況11

圖11為頭錐在6.5Ma飛行速度、33400m高空、無(wú)攻角飛行狀態(tài)下頭錐的表面溫度理論計(jì)算值分布情況.

圖11 飛行工況頭錐表面溫度分布云圖

圖12為飛行工況與工況11頭錐迎風(fēng)曲線溫度分布對(duì)比圖.

圖12 飛行工況，工況11迎風(fēng)曲線溫度對(duì)比圖

由圖12可以看出，燃?xì)饧訜峁r下頭錐試件駐點(diǎn)溫度達(dá)到了1620K，大于飛行工況下頭錐駐點(diǎn)溫度1609K，試驗(yàn)方案具備對(duì)試件最高溫度的模擬能力;兩條曲線在前100mm差距不是很大，試件后部500mm，燃?xì)饽M工況下溫降梯度為0.44K/mm，飛行工況下溫降梯度為0.54 K/mm，基本滿足溫度梯度的模擬要求.

從最高模擬溫度及試件表面溫度梯度模擬數(shù)據(jù)可以得出，對(duì)于頭錐形試件，高溫燃?xì)饽M方法具備對(duì)其最高溫度的模擬能力，且能在一定范圍內(nèi)模擬其表面的溫度梯度狀況.

4 結(jié)論

本文提出了一種利用高溫燃?xì)庖涑乜諝膺M(jìn)行高超聲速飛行器熱環(huán)境溫度模擬的試驗(yàn)方案，通過(guò)對(duì)試驗(yàn)工況及飛行工況的數(shù)值仿真分析對(duì)比得出以下結(jié)論:

1)在高溫燃?xì)鉄岘h(huán)境模擬方法下頭錐駐點(diǎn)的最高溫度將低于燃?xì)鉁囟?，且單位燃?xì)鉁厣a(chǎn)生的頭錐表面溫升將隨著燃?xì)鉁囟鹊纳叨档?

2)此種方案下增大燃?xì)饬魉俣瓤梢蕴岣咴嚰砻鏈囟?改變擋板與試驗(yàn)筒壁間距離可以大范圍地調(diào)節(jié)燃?xì)獾囊浔?，但?duì)于大范圍調(diào)節(jié)頭錐駐點(diǎn)與尾部溫差效果不佳.

3)對(duì)于頭錐試件，高溫燃?xì)鉄岘h(huán)境模擬方法具備對(duì)駐點(diǎn)溫度的模擬能力，且也能對(duì)試件表面的溫度梯度進(jìn)行近似模擬.

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(編 輯:李 晶)

Numerical analysis of high-tem perature-gas wind tunnel thermal characteristics

Yao Feng Dong Sujun Wang Jun

(School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

An experimental method using subsonic high-temperature gas flow to simulate aerodynamic thermal environment of near space hypersonic vehicle was introduced.In the test section of the experiment equipment，the room temperat we air was ejected by the subsonic high-temperature gas flow to make the heat distribution of the experimental condition in line with that of the real flight condition on the cap.13 experimental conditions were analyzed using computational fluid dynamics(CFD).The numerical analysis verifies the feasibility of the experimental method and provides basis for demonstration of the experiment facilities.

near space;thermal environment;hypersonic aricraft;high-temperature-gas;numerical simulation

V 216.5+1

A

1001-5965(2011)06-0685-05

2010-03-10

姚 峰(1982－)，男，山東泰山人，博士生，yaofeng 5372@163.com.