突起物氣動(dòng)熱環(huán)境理論分析與試驗(yàn)研究

左應(yīng)朝，陳剛

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

0 引言

飛行器在飛行過(guò)程中，為了實(shí)現(xiàn)某些功能，常在身部某位置安裝舵(翼)、天線、滑塊、擋塊等突起物。這些突起物對(duì)安裝位置附近的表面局部部位氣流產(chǎn)生強(qiáng)烈的干擾效應(yīng)，使局部表面熱環(huán)境參數(shù)發(fā)生劇烈變化。如果對(duì)此不能進(jìn)行較精確預(yù)測(cè)，將帶來(lái)過(guò)冗余設(shè)計(jì)、飛行失利等嚴(yán)重結(jié)果，制約導(dǎo)彈性能。因此突起物的熱環(huán)境精確預(yù)測(cè)成為各個(gè)設(shè)計(jì)部門熱環(huán)境研究的重要課題。

1 突起物熱環(huán)境常規(guī)計(jì)算方法與試驗(yàn)研究

對(duì)外形比較常見的突起物，文獻(xiàn)[1-4]上還能查到一些經(jīng)驗(yàn)公式。如空氣舵、圓柱形天線等。

1.1 舵前緣熱流計(jì)算

美國(guó)在進(jìn)行航天飛機(jī)的機(jī)翼前緣熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到在中、低空來(lái)流雷諾數(shù)較高，機(jī)翼前緣駐點(diǎn)線上熱流的預(yù)測(cè)采用了湍流后掠圓柱理論,它是根據(jù)大量地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果整理出來(lái)的。

層流舵前緣：

(1)

或

(2)

湍流舵前緣：

0.012 35sin[3.53(∧-10°)]}，

(3)

式中：q為熱流(kW/m2)，下標(biāo)pk為舵前緣參數(shù)，下標(biāo)l,t為層流、湍流標(biāo)識(shí)，下標(biāo)s為駐點(diǎn)參數(shù)；RN為彈體駐點(diǎn)曲率半徑(km);rc為舵前緣曲率半徑(m)；∧為舵前緣后掠角(°)，KT/KC為湍流和層流放大因子；ρ為密度；v為速度；μ為粘性系數(shù)，下標(biāo)∞表示無(wú)窮遠(yuǎn)處來(lái)流參數(shù)。

1.2 舵面無(wú)干擾熱流計(jì)算

在從整體來(lái)看，機(jī)翼迎風(fēng)面是相當(dāng)扁平的，顯然采用鈍前緣平板熱流公式是適宜的，這里選用的是層流和湍流Eckert平板參考焓方法。

對(duì)層流熱流計(jì)算公式為

qw,l= 0.332Pr-0.67ρeue(Res)-0.5·

(4)

式中：q為熱流，下標(biāo)w為物面參數(shù)；Pr為普朗數(shù)；下標(biāo)e為邊界層外緣參數(shù)；Re為雷諾數(shù)；h為焓值。

對(duì)湍流熱流計(jì)算公式為

(5)

式中：Cc為形狀因子。

1.3 空氣舵面的峰值干擾熱流

在收集、整理和分析國(guó)內(nèi)外大量實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)，迎風(fēng)舵面的峰值干擾熱流與當(dāng)?shù)貜楏w上無(wú)干擾熱流之比隨彈體攻角的增大而增大，當(dāng)舵面有偏轉(zhuǎn)時(shí)，其舵面熱流增加更明顯。根據(jù)國(guó)內(nèi)外有關(guān)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，迎風(fēng)舵面峰值熱流與攻角、舵偏角、來(lái)流馬赫數(shù)和來(lái)流雷諾數(shù)的關(guān)系可以粗略地整理為

(6)

式中：下標(biāo)cy為當(dāng)?shù)貜楏w參數(shù)；α，δ分別為攻角，舵偏角；Ma為馬赫數(shù)。

水平舵舵面的峰值熱流同攻角α，舵偏角δf，Mα∞和Re的關(guān)系可以整理為

(7)

1.4 引起分離的局部突起物的熱環(huán)境計(jì)算

彈體表面存在一些局部突起物。氣流流經(jīng)局部突起物時(shí)，在突起物周圍產(chǎn)生脫體激波。脫體激波和附面層發(fā)生干擾，在突起物前出現(xiàn)的強(qiáng)激波引起上游及側(cè)向的流動(dòng)發(fā)生分離，產(chǎn)生分離激波。兩個(gè)激波在突起物上某一位置前相交，又產(chǎn)生連接激波，三股激波形成“λ”波系。復(fù)雜的突起物周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。在突起物前緣及根部前形成高壓、高熱流區(qū)，在突起物前面的彈身上，出現(xiàn)壓力、熱流平臺(tái)區(qū)和峰值區(qū)，如圖2所示。

圖1 突起物干擾區(qū)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Fluid structure of protuberance interaction

圖2 干擾區(qū)在對(duì)稱平面內(nèi)熱流分布Fig.2 Heat transfer distribution on symmetric plane in interaction zone

干擾區(qū)在對(duì)稱平面內(nèi)壓力分布計(jì)算公式：

(8)

式中：P為壓力(Pa)，下標(biāo)p表示平臺(tái)參數(shù)；Cp為壓力系數(shù)。

干擾區(qū)在對(duì)稱平面內(nèi)熱流分布計(jì)算公式：

平臺(tái)熱流：

(9)

峰值熱流：

(10)

1.5 復(fù)雜外形突起物熱環(huán)境試驗(yàn)研究

文獻(xiàn)資料上的一些突起物及其干擾熱環(huán)境計(jì)算的經(jīng)驗(yàn)公式也都是根據(jù)特定外形和特定試驗(yàn)條件的試驗(yàn)結(jié)果總結(jié)歸納出來(lái)的，不具有普適性。對(duì)復(fù)雜外形突起物和突起物干擾區(qū)的熱環(huán)境計(jì)算沒有成熟的工程計(jì)算方法。在型號(hào)設(shè)計(jì)中，各個(gè)設(shè)計(jì)部門根據(jù)突起物的外形和飛行空域的特點(diǎn)進(jìn)行各自的研究[5-8]。

在計(jì)算機(jī)數(shù)值計(jì)算資源不是很發(fā)達(dá)的年代，突起物熱環(huán)境的研究一般采取地面風(fēng)洞試驗(yàn)研究方法。先通過(guò)地面試驗(yàn)尋找突起物干擾的規(guī)律，再把地面試驗(yàn)結(jié)果通過(guò)天地?fù)Q算應(yīng)用到飛行條件。圖3～5為近些年對(duì)一些類型突起物熱環(huán)境特性開展試驗(yàn)研究的測(cè)試模型。

圖3 空氣舵及其干擾區(qū)熱流測(cè)試模型Fig.3 Heat transfer distribution test model of a rudder

圖4 滑塊干擾區(qū)熱流測(cè)試模型Fig.4 Heat transfer distribution test model of a slider

圖5 擋塊干擾區(qū)熱流測(cè)試模型Fig.5 Heat transfer distribution test model of a blocker

2 結(jié)合流場(chǎng)數(shù)值分析的突起物熱環(huán)境精細(xì)理論預(yù)測(cè)研究

受試驗(yàn)條件限制，對(duì)突起物的一些小尺寸部位無(wú)法安裝傳感器，風(fēng)洞試驗(yàn)很難測(cè)到局部細(xì)小區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)。如圖6所示，欲獲得區(qū)域4的熱環(huán)境參數(shù)。受風(fēng)洞尺寸的限制，模型縮比最大只能做到1∶3。電纜罩平直段有足夠的熱環(huán)境測(cè)試空間可獲得有效試驗(yàn)數(shù)據(jù)，但區(qū)域4在1∶3的模型下不可能安裝傳感器(見圖7)，因此無(wú)法獲取區(qū)域4的熱環(huán)境數(shù)據(jù)。為此，本文采用了“數(shù)值模擬+工程計(jì)算+地面試驗(yàn)”的方法開展了深入研究。

圖6 局部突起物外形Fig.6 Shape of a kind of protuberance

圖7 局部突起物熱流測(cè)試模型Fig.7 Heat transfer distribution test model for the protuberance

為實(shí)現(xiàn)精細(xì)理論預(yù)測(cè)，同時(shí)滿足工程實(shí)際需求，本文采用了“數(shù)值模擬+工程計(jì)算”的方法。首先采用數(shù)值計(jì)算的方法[9～12]獲取區(qū)域4的流場(chǎng)參數(shù)，然后把獲得的數(shù)值計(jì)算流場(chǎng)參數(shù)作為輸入條件，使用工程計(jì)算方法獲得最終所需的熱環(huán)境參數(shù)。圖8給出了數(shù)值計(jì)算使用的網(wǎng)格，圖9為獲得的某工況下局部突起物的壓力云圖。按照飛行試驗(yàn)的最大飛行Ma為5.12開展了理論預(yù)測(cè)，其結(jié)果表明突起物區(qū)域的最大熱流是錐面無(wú)干擾熱流的4～5倍。

圖8 局部突起物流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格Fig.8 Computation grid of the protuberance

圖9 局部突起物壓力云圖Fig.9 Pressure contour of the protuberance

3 理論分析結(jié)果的試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證“數(shù)值模擬+工程計(jì)算”方法的有效性以及檢驗(yàn)采用該方法獲得的熱環(huán)境結(jié)果的可信度，開展了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證研究。試驗(yàn)?zāi)Ｐ途植客黄鹞飬^(qū)域如圖10所示。

風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，Ma為6.5時(shí)突起物區(qū)域的最大熱流是錐面無(wú)干擾熱流的5～6倍?？梢娫囼?yàn)值相比理論預(yù)測(cè)結(jié)果偏高，但是考慮到試驗(yàn)馬赫數(shù)比計(jì)算條件高，熱流比值偏嚴(yán)酷，因此可認(rèn)為計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

因此，本文采用的理論分析方法正確有效，并且獲得的結(jié)果準(zhǔn)確度高，滿足工程需求。在理論分析方法正確性得到驗(yàn)證后，對(duì)同類型局部突起物熱環(huán)境預(yù)測(cè)就可以少開展甚至不開展風(fēng)洞試驗(yàn)，完全依賴?yán)碚擃A(yù)測(cè)就可以在較短的時(shí)間內(nèi)給出滿足工程需求的結(jié)果，從而既大量降低了工程研制經(jīng)費(fèi)也有效縮短了研制周期。

圖10 局部突起物熱環(huán)境試驗(yàn)三維模型以及風(fēng)洞安裝圖Fig.10 3D CAD model and test model in wind tunnel

4 結(jié)束語(yǔ)

復(fù)雜外形突起物熱環(huán)境研究，應(yīng)該根據(jù)突起物外形結(jié)合飛行器飛行空域的特點(diǎn)開展有針對(duì)性的研究。本文采用的“數(shù)值模擬+工程計(jì)算+試驗(yàn)驗(yàn)證”的研究方法可以準(zhǔn)確的得到復(fù)雜細(xì)小區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)。采用該方法不僅能有效節(jié)約試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，且能較快地給出準(zhǔn)確度高的熱環(huán)境結(jié)果，滿足工程設(shè)計(jì)需求。

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