HTV2第二次飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境及失效模式分析

國義軍, 曾 磊, 張昊元, 代光月, 王安齡, 邱 波, 周述光, 劉 驍(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

HTV2第二次飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境及失效模式分析

國義軍*, 曾 磊, 張昊元, 代光月, 王安齡, 邱 波, 周述光, 劉 驍
(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

采用數(shù)值模擬和工程計(jì)算相結(jié)合的方法對HTV2第二次飛行試驗(yàn)的熱環(huán)境進(jìn)行了復(fù)現(xiàn)，發(fā)現(xiàn)在40 km以下，翼前緣駐點(diǎn)線會(huì)發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩，引起前緣熱流比層流情況增加55%，最大熱流達(dá)到11 MW/m2，燒蝕量約為3 mm，前緣高熱流導(dǎo)致法向應(yīng)力超過碳布層與層之間的粘接強(qiáng)度，而縱向應(yīng)力小于碳布拉伸破壞極限。因此本文認(rèn)為，HTV2第二次飛行試驗(yàn)失利的原因主要是：燒蝕疊加應(yīng)力破壞，即在翼前緣由于燒蝕導(dǎo)致多層碳布被燒破，從而在翼前緣沿展向駐點(diǎn)線出現(xiàn)較長的破損口，而法向應(yīng)力導(dǎo)致碳布層與層之間的粘接失去作用，在氣動(dòng)力作用下，可能從燒破的地方開始將碳布掀起，嚴(yán)重影響氣動(dòng)性能，最終導(dǎo)致飛行器無法控制。

HTV2；熱環(huán)境；燒蝕；熱應(yīng)力；湍流加熱

0 引 言

HTV-2(見圖1)是美國空軍和國防部預(yù)先研究計(jì)劃局(DARPA)聯(lián)合開展的Falcon計(jì)劃[1]的一部分，由洛克希德·馬丁公司制造，主要用于驗(yàn)證高超聲速滑翔機(jī)動(dòng)飛行器的氣動(dòng)布局、氣動(dòng)熱防護(hù)設(shè)計(jì)、材料、控制等關(guān)鍵技術(shù)，目標(biāo)是確保美國在近遠(yuǎn)期具備全球快速精確打擊能力。2010年4月22日進(jìn)行了首次飛行試驗(yàn)，結(jié)果以失敗告終[2]，主要原因是控制要求超出了飛行器的能力范圍。

(a)

(b)

2011年8月11日，美國DARPA進(jìn)行了HTV2第二次飛行試驗(yàn)，仍然以失敗告終。調(diào)查飛行異常原因的美國獨(dú)立工程審查委員會(huì)(ERB)經(jīng)過為期7個(gè)月的大量分析和額外地面測試，公布的第二次飛行失利的調(diào)查報(bào)告認(rèn)為：作為實(shí)現(xiàn)在不到一小時(shí)內(nèi)抵達(dá)全球任何地方實(shí)現(xiàn)快速打擊的能力的技術(shù)演示驗(yàn)證和數(shù)據(jù)采集平臺(tái)，HTV2第二次試驗(yàn)飛行證實(shí)了飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)是有效的。此次飛行成功驗(yàn)證了以高達(dá)Ma20的速度實(shí)現(xiàn)接近3 min的穩(wěn)定氣動(dòng)控制飛行。期間飛行器經(jīng)歷了超出設(shè)計(jì)能夠承受的100倍的最初激波擾動(dòng)，而飛行器能夠恢復(fù)并繼續(xù)可控飛行。在試驗(yàn)飛行9 min時(shí)，飛行器異常地經(jīng)歷了一系列強(qiáng)烈震動(dòng)，自主飛行安全系統(tǒng)試圖利用飛行器氣動(dòng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)可控的降落并濺落于海洋。ERB總結(jié)到：“HTV2第二次飛行提前終止飛行最可能的原因是沒有預(yù)料到氣動(dòng)殼體退化，產(chǎn)生了多個(gè)增加嚴(yán)重性的意外，最終激活了飛行安全系統(tǒng)”。 調(diào)查報(bào)告中提到，基于先進(jìn)模型、高溫材料地面試驗(yàn)，以及對其他已熟知的飛行機(jī)制的熱效應(yīng)的認(rèn)識(shí)，預(yù)計(jì)飛行器蒙皮在達(dá)到應(yīng)力容忍限度時(shí)會(huì)產(chǎn)生一定的梯度性剝落。然而，飛行器蒙皮從氣動(dòng)結(jié)構(gòu)上剝落的部分遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于預(yù)期的程度。當(dāng)飛行器以每小時(shí)13000英里速度飛行時(shí)，因此而產(chǎn)生的縫隙將在飛行器周圍產(chǎn)生強(qiáng)烈的脈沖激波，因而導(dǎo)致飛行器突然滾轉(zhuǎn)。根據(jù)首次飛行試驗(yàn)獲得并集成進(jìn)第二次飛行的認(rèn)識(shí)，飛行器的氣動(dòng)穩(wěn)定性使得其能夠在幾次激波導(dǎo)致的滾轉(zhuǎn)后成功糾正自身。盡管如此，連續(xù)擾動(dòng)的嚴(yán)重程度最終超出了飛行器自我恢復(fù)的能力。HTV2第二次飛行試驗(yàn)中采集的數(shù)據(jù)揭示了對熱防護(hù)材料特性的新認(rèn)識(shí)，以及在大氣層內(nèi)Ma20速度飛行的不確定性。第二次飛行的數(shù)據(jù)顯示，從已知的飛行機(jī)制的推斷和僅依靠先進(jìn)的熱建模和地面測試是無法成功預(yù)測20馬赫大氣飛行下嚴(yán)酷現(xiàn)實(shí)的。

從以上公開的美國調(diào)查結(jié)論可以看出，第二次飛行失利的原因可能是氣動(dòng)熱和防熱方面出現(xiàn)了問題，最終導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)強(qiáng)烈振動(dòng)從而無法控制，但并沒有給出具體細(xì)節(jié)的描述。

本文根據(jù)HTV2外形、彈道和防熱結(jié)構(gòu)，就HTV2熱環(huán)境、燒蝕、溫度場和熱應(yīng)力進(jìn)行了深入計(jì)算分析，初步推測出導(dǎo)致飛行失敗的原因。

1 全機(jī)熱環(huán)境計(jì)算

為了分析確定防熱系統(tǒng)到底是哪個(gè)方面出現(xiàn)了問題，首先需要把熱環(huán)境搞準(zhǔn)。HTV2飛行器布局看似簡單, 但受熱特征卻較為復(fù)雜，如果采用的方法不當(dāng)，給出的熱環(huán)境數(shù)據(jù)會(huì)有很大差異。初步計(jì)算分析表明，其熱環(huán)境主要特點(diǎn)有：

1) 駐點(diǎn)屬于三維駐點(diǎn)，端頭縱向和橫向曲率半徑不同，俯仰平面R=17.6 mm，水平面R=24.3 mm； 2) 翼前緣后掠角很大(73°)，前緣駐點(diǎn)線可能發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩，駐點(diǎn)線上的湍流熱流顯著高于層流熱流；

3) 頭激波和前緣激波交匯對前緣和迎風(fēng)面會(huì)形成一定的干擾，會(huì)引起水平翼前緣熱流局部增加，在迎風(fēng)面會(huì)形成“條狀”干擾熱流。除此之外，激波干擾還會(huì)引起翼前緣邊界層提前轉(zhuǎn)捩，從而使干擾點(diǎn)后的整個(gè)翼前緣處于湍流狀態(tài)，導(dǎo)致熱環(huán)境大幅升高。

1.1 熱環(huán)境計(jì)算方法

為了搞準(zhǔn)HTV2的熱環(huán)境，本文采用CARDC三套數(shù)值計(jì)算程序和兩套工程熱環(huán)境計(jì)算程序進(jìn)行了對比計(jì)算。

數(shù)值計(jì)算[3-5]采用完全和非平衡兩種氣體模型，基于有限體積法，考慮層流和湍流兩種情況，采用兩套網(wǎng)格125萬和1000萬，35公里時(shí)網(wǎng)格雷諾數(shù)分別為32和16。

工程計(jì)算采用等價(jià)錐法和流線法兩套程序[6-8]，也進(jìn)行了層流和湍流、完全氣體和平衡氣體對比計(jì)算。

根據(jù)比對結(jié)果，最終選用經(jīng)過數(shù)值計(jì)算校核的工程模型沿彈道計(jì)算全機(jī)熱環(huán)境。考慮到HTV2為扁平體外形，針對不同的展向截面，采用二維片條法計(jì)算每一截面的熱環(huán)境，之后再將所有片條組合起來，插值獲得全機(jī)熱環(huán)境。

計(jì)算分析表明，翼前緣的熱環(huán)境準(zhǔn)確與否，對整個(gè)分析至關(guān)重要。對層流情況，采用下式計(jì)算后掠前緣駐點(diǎn)線熱流[9]：

對湍流情況，本文采用下式計(jì)算后掠圓柱前緣加熱[11]：

(2)

其中qcyl和qcyt分別為鈍頭體前緣駐點(diǎn)線上層流和湍流加熱率，kT/kL為湍流和層流加熱放大因子之比，rc為鈍頭體前緣曲率半徑。

1.2 熱環(huán)境計(jì)算結(jié)果

1.2.1 駐點(diǎn)熱流

圖2給出了HTV2彈道特性和駐點(diǎn)熱流計(jì)算結(jié)果，從頭體分離開始算起，第一次拉起最低點(diǎn)時(shí)刻為105.67 s，飛行高度為35.109 km，迎角 7.8°，馬赫數(shù)18.68。拉起最低點(diǎn)形成駐點(diǎn)熱流和壓力的峰值，工程計(jì)算給出的峰值熱流密度為24.2 MW/m2，峰值壓力為269 kPa。

圖2 駐點(diǎn)熱流沿彈道變化情況Fig.2 Heating rate at stagnation point along trajectory

1.2.2 全機(jī)熱環(huán)境

1) 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

圖3給出了全層流和全湍流情況下典型時(shí)刻飛行器熱流分布計(jì)算結(jié)果。需要說明的是，實(shí)際上機(jī)身頭部x=0駐點(diǎn)附近的區(qū)域不可能是湍流狀態(tài)，因此駐點(diǎn)附近的湍流計(jì)算結(jié)果是不真實(shí)的，但除了x=0及其下游很小的區(qū)域外，其它地方都有可能出現(xiàn)湍流狀態(tài)，包括機(jī)翼前緣駐點(diǎn)線。從圖中可以看出，機(jī)身表面湍流熱流顯著高于層流熱流，特別是翼前緣，層流情況熱流為5 MW/m2左右，而湍流情況熱流高達(dá)8.2 MW/m2。

(a) 前緣駐點(diǎn)線熱流

(b) Z=500翼剖面熱流

(a) 機(jī)身下表面熱流

(b) 激波結(jié)構(gòu)

(c) 激波干擾產(chǎn)生的高熱流區(qū)

數(shù)值計(jì)算表明，HTV2熱環(huán)境有一個(gè)顯著特點(diǎn)就是頭激波和機(jī)翼前緣激波交匯對前緣和迎風(fēng)面會(huì)形成一定的干擾，會(huì)引起水平翼前緣熱流局部增加，在迎風(fēng)面會(huì)形成“條狀”干擾熱流(見圖4)，激波交匯干擾會(huì)引起翼前緣(Z=100～200)熱流局部增加20～30%左右。

表1給出了不同方法計(jì)算的駐點(diǎn)熱流比較，這里同時(shí)給出了數(shù)值方法和工程方法計(jì)算的熱流，可以看出，數(shù)值方法的結(jié)果與工程計(jì)算結(jié)果吻合很好，考慮到工程方法采用平衡氣體模型，其結(jié)果略高于完全氣體數(shù)值結(jié)果是合理的。

表1 不同方法計(jì)算的駐點(diǎn)熱流比較Table 1 Comparison of heating rate at stagnation point predicted by numerical to engineering methods

2) 工程計(jì)算結(jié)果

本文最終采用工程方法[6-12]的計(jì)算結(jié)果，這里考慮了翼前緣轉(zhuǎn)捩和湍流熱流，并考慮了頭激波與翼激波交匯干擾引起的熱增量。圖5給出了典型時(shí)刻計(jì)算得到的不同展向截面熱流分布，機(jī)身頭部駐點(diǎn)熱流為24 MW/m2左右，機(jī)翼前緣駐點(diǎn)線在頭激波與翼激波交匯前為層流狀態(tài)，最大熱流為6 MW/m2左右，交匯點(diǎn)最大熱流為11.2 MW/m2左右，交匯點(diǎn)后整個(gè)翼前緣都處于湍流狀態(tài)，最大熱流為9.4 MW/m2左右。為了考察邊界層轉(zhuǎn)捩的發(fā)展情況，圖6給出了對稱面不同時(shí)刻熱流分布，大概從45km起開始從尾部出現(xiàn)邊界層轉(zhuǎn)捩，到最低拉起點(diǎn)35.1 km時(shí)，身部邊界層轉(zhuǎn)捩起始點(diǎn)已經(jīng)移到x=0.683 m處，考慮到激波交匯干擾會(huì)對邊界層轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生影響，對于翼前緣，可以認(rèn)為邊界層轉(zhuǎn)捩提前到z=200 mm處。工程計(jì)算結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果的對比情況見表1，考慮到翼前緣的湍流狀態(tài)和真實(shí)氣體效應(yīng)，本文認(rèn)為翼前緣大部分區(qū)域熱流應(yīng)取9.4 MW/m2左右，比層流的6 MW/m2情況高出55%。

圖5 工程計(jì)算得到的不同展向截面熱流 (H=35 km，M=18.68，迎角7.8°)Fig.5 X direction distribution of predicted heating rate at Z cross sections parallel to pitching plane

圖6 對稱面不同時(shí)刻熱流分布Fig.6 Predicted heating rate distribution on body centerline at different times

2 典型部位的燒蝕情況

本文選擇了彈體上一些特征點(diǎn)進(jìn)行了燒蝕防熱計(jì)算，表2給出了HTV2防熱材料和結(jié)構(gòu)。

表2 HTV2防熱材料和結(jié)構(gòu)Table 2 HTV2 TPS material and structure

圖7給出了展向Z=0 mm剖面特征點(diǎn)熱流、壁溫和燒蝕量沿彈道隨時(shí)間變化情況計(jì)算結(jié)果。為了便于分析和應(yīng)用，熱流計(jì)算同時(shí)給出了冷壁熱流和熱壁熱流的計(jì)算結(jié)果，可以看出，沿再入彈道，受壁溫的影響，冷壁熱流與熱壁熱流的差別越來越大，后者遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于前者。駐點(diǎn)最高外表面溫度達(dá)到3700 K，截止到161 s，端頭燒蝕量約為12.3 mm，身部大面積最高壁溫為2200 K左右，燒蝕量小于0.25 mm。

圖8給出了展向不同位置翼前緣駐點(diǎn)線熱流和燒蝕量沿彈道變化情況。Z=100 mm截面對應(yīng)層流加熱，截止到161 s，燒蝕量為2 mm；Z=200 mm截面對應(yīng)激波交匯點(diǎn)加熱，燒蝕量達(dá)到3.28 mm；Z=500 mm截面對應(yīng)湍流加熱，燒蝕量為2.57 mm。考慮到每層碳布的厚度不到1 mm，所以沿翼前緣有2～3層碳布被燒破。

(a) 駐點(diǎn)熱流

(b) 其它特征點(diǎn)冷壁熱流

(c) 駐點(diǎn)內(nèi)外壁溫

(d) 其它特征點(diǎn)壁溫

(e) 駐點(diǎn)燒蝕量

(f) 其它特征點(diǎn)燒蝕量

(a) 翼前緣駐點(diǎn)線熱流

(b) 翼前緣駐點(diǎn)線燒蝕量

3 熱應(yīng)力計(jì)算結(jié)果

基于自研的三維溫度場和熱應(yīng)力計(jì)算軟件[13-14]，選取翼面(迎風(fēng)+背風(fēng))一個(gè)條帶(Z=50 mm至Z=400 mm之間)作為計(jì)算分析對象，該區(qū)域包含了頭激波與翼前緣激波交匯的位置(Z≈200 mm)，并認(rèn)為在Z>200 mm之后加載的熱環(huán)境為湍流氣動(dòng)熱。

HTV2殼體為二維碳布包裹結(jié)構(gòu)，材料本身屬各向異性導(dǎo)熱材料，表 3給出了材料的有關(guān)物性參數(shù)。由于材料的具體編織和纏繞方式未知，這里選取K=4 W/m·K和K=45 W/m·K兩個(gè)導(dǎo)熱系數(shù)分析溫升歷程，實(shí)際情況應(yīng)介于這兩種極限條件之間。

表3 2D純碳/碳熱物理及力學(xué)性能參數(shù)Table 3 Thermal physical and mechanical performance of 2D C/C material

圖9給出了兩種材料特性下翼前緣溫度變化歷程，最大溫升出現(xiàn)在105 s左右，超過3000 K。圖10給出了t=105 s時(shí)刻表面溫度分布，高溫區(qū)主要集中在前緣附近，前緣和翼面溫度差異巨大。

圖9 前緣點(diǎn)不同導(dǎo)熱系數(shù)下的溫升歷程對比Fig.9 Leading-edge temperature time histories

溫度變化劇烈的區(qū)域通常熱應(yīng)力也較大，本文采用50 mm×50 mm×25 mm的平板模型模擬翼前緣各向異性材料的應(yīng)力情況?？紤]到不同邊界條件對結(jié)果的影響，這里分別使用X和Y方向約束和全部無約束兩種邊界條件(圖11、圖12)。

(a) 導(dǎo)熱系數(shù)K=4 W/m·K

(b) 導(dǎo)熱系數(shù)K=45 W/m·K

(a) 105 s等效應(yīng)力云圖 (b) 105 s Z方向位移量云圖

1) 各向異性X、Y方向約束，Z方向無約束：計(jì)算結(jié)果表明，105 s等效應(yīng)力最大值538 MPa。

2) 各向異性無約束：105 s等效應(yīng)力最大值52 MPa。

(a) 105 s等效應(yīng)力云圖 (b) 105 s Z方向位移量云圖

真實(shí)情況應(yīng)該介于無約束和全約束之間，即最大應(yīng)力應(yīng)在52 MPa至538 MPa之間，都超過了層與層之間材料的連接強(qiáng)度(見表3)，說明翼前緣附近碳布層與層之間粘接都已失效。

考慮到材料的燒蝕情況，飛行器前緣會(huì)因燒蝕出現(xiàn)沿展向的破裂縫。由于熱應(yīng)力和氣動(dòng)力共同作用，2D碳布防熱材料可能會(huì)有3層被掀起，從而導(dǎo)致飛行器外形發(fā)生較大變化，并最終導(dǎo)致飛行器失穩(wěn)。

4 結(jié) 論

本文根據(jù)HTV2外形和第二次飛行彈道，采用數(shù)值模擬和工程計(jì)算相結(jié)合的方法確認(rèn)熱環(huán)境，發(fā)現(xiàn)在40 km以下，翼前緣駐點(diǎn)線可能發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩，引起前緣熱流相對于層流情況增加55%左右，由此引起燒蝕量顯著增大。計(jì)算結(jié)果表明：

頭部駐點(diǎn)最大熱流為24 MW/m2左右，燒蝕量為12.3 mm；

翼前緣50～200 mm為層流加熱，最大熱流為6 MW/m2左右，燒蝕量小于2 mm；

翼前緣Z=200 mm處由于激波交匯干擾，最大熱流為11.2 MW/m2，燒蝕量高達(dá)3.28 mm；

翼前緣Z≥200 mm在40 km以下出現(xiàn)湍流加熱，最大熱流為9.4 MW/m2左右，燒蝕量為2.57 mm；

身部大面積區(qū)域最大熱流為3 MW/m2左右，燒蝕量很小。

通過熱應(yīng)力計(jì)算發(fā)現(xiàn)，飛行器前緣區(qū)域由于高熱流和大熱流梯度導(dǎo)致法向應(yīng)力超過碳布層與層之間的粘接強(qiáng)度，使得粘接層失效，而縱向應(yīng)力小于碳布拉伸破壞極限。

因此本文認(rèn)為HTV2第二次飛行試驗(yàn)失利的原因主要是：燒蝕疊加應(yīng)力破壞。HTV2是由多層2D碳布包裹而成的，每層碳布厚度不足1mm，碳布的層與層之間采用粘接方式。計(jì)算表明，翼前緣燒蝕量達(dá)到2～3.3mm，導(dǎo)致2～3層碳布被燒破，從而在翼前緣沿展向駐點(diǎn)線出現(xiàn)較長的破損縫，而法向向外的拉應(yīng)力導(dǎo)致碳布層與層之間的粘接失去作用，在氣動(dòng)力作用下，可能從燒破的地方開始將碳布掀起，嚴(yán)重影響氣動(dòng)性能，并最終導(dǎo)致飛行器無法控制。

本文認(rèn)為不太可能是純應(yīng)力拉伸破壞。盡管翼前緣存在高溫和大熱流梯度，可能會(huì)產(chǎn)生拉伸應(yīng)力，但由于膨脹幅度不大，而碳布拉伸強(qiáng)度很高，不太可能會(huì)出現(xiàn)拉伸破壞。

本文認(rèn)為也不太可能是擠壓破壞。翼前緣高溫膨脹會(huì)使碳布從前緣向飛行器中部擠壓，可能會(huì)使碳布隆起，但由于碳布層與層之間已經(jīng)剝離，不太可能會(huì)將碳布折斷，而且碳布采用二維編織結(jié)構(gòu)，在高溫情況下會(huì)發(fā)生結(jié)構(gòu)變形使應(yīng)力松弛掉。

[1]Walker S H, Sherk J. The DARPA/AF Falcon Program: The Hypersonic Technology Vehicle #2 (HTV-2) flight demonstration phase[R]. AIAA 2008-2539, 2008

[2]Li Jianlin. Research on development of hypersonic near space vehicle[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2012. (in Chinese)李建林. 臨近空間高超聲速飛行器發(fā)展研究[M]. 北京: 中國宇航出版社, 2012

[3]Zhang Haoyuan, Zong Wengang, Gui Yewei. Numerical investigation of flow in leading-edge gap of hypersonic vehicle[J]. Chinese Journal of Astronautics, 2014, 35(8): 893-900. (in Chinese)張昊元, 宗文剛, 桂業(yè)偉. 高超聲速飛行器前緣縫隙流動(dòng)的數(shù)值模擬研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2014, 35(8): 893-900

[4]Li Zuowu. Study on the dissipative effect of approximate riemann solve on hypersonic heatflux simulation[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2008, 40(1): 19-25. 黎作武. 近似黎曼解對高超聲速氣動(dòng)熱計(jì)算的影響研究[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 40(1): 19-25

[5]Dong Weizhong, Ding Mingsong, Gao Tiesuo, et al. The influence of thermo-chemical non-equilibrium model and surface temperature on heat transfer rate[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2013, 31(06): 692-698. (in Chinese)董維中, 丁明松, 高鐵鎖, 等. 熱化學(xué)非平衡模型和表面溫度對氣動(dòng)熱計(jì)算影響分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 31(06): 692-698;

[6]Thermal Environment and Ablation/Erosion Analysis Software[AEROHEATS, V1.0]. China Aerodynamics Research and Development Center, Computer Software Copyright Registration Certificate(Registration Mark: 2013SR132872, Certificate No. 0638634), 2013高超聲速飛行器熱環(huán)境及燒蝕/侵蝕綜合分析軟件系統(tǒng)[簡稱AEROHEATS]V1.0版. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所, 中華人民共和國計(jì)算機(jī)軟件著作權(quán)登記證書(登記號(hào): 2013SR132872, 證書號(hào): 0638634號(hào)), 2013

[7]Wang Anling, Guiyewei, Tang Wei, et al. Physical model establishment for the thermal torridor of a reusable launch vehicle[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2006, 27(5): 856-858. (in Chinese)王安齡, 桂業(yè)偉, 唐偉, 等. 可重復(fù)使用飛行器熱走廊物理建模研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 2006, 27(5): 856-858

[8]DeJarnette F R. Calculation of inviscid surface streamlines and heat transfer on shuttle type configurations[R]. NASA CR-111921, 1971

[9]Zhang Zhicheng, Pan Meilin, Liu Chuping. Hypersonic aerothermodynamics and thermal protection[M]. Beijing: National Defence Industry Press, 2003. (in Chinese)張志成, 潘梅林, 劉初平. 高超聲速氣動(dòng)熱和熱防護(hù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2003

[10]Poll D. The effect of wing sweep back upon transtion in hypersonic flow[R]. AIAA-95-6090, 1995

[11]Engel C D. Miniver upgrade for the avid system, volume 1: lanmin user’s manual[R]. NASA CR-172212, 1983

[12]Guo Yijun, Dai Guangyue, Gui Yewei, et al. Engineering calculation of non-equilibrium effects on thermal environment of reentry vehicles[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2015, 33(5): 581-587. (in Chinese)國義軍, 桂業(yè)偉, 童福林, 等. 再入飛行器非平衡氣動(dòng)加熱工程計(jì)算方法研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2015, 33(5): 581-587

[13]Huang Qian, Gui Yewei, Geng Xiangren. Numerical simulation of thermal-stress in multi-layer plate[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2005, 26(5): 862-864. (in Chinese)黃謙, 桂業(yè)偉, 耿湘人. 層狀平板內(nèi)熱應(yīng)力的計(jì)算研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 2005, 26(5): 862-864

[14]Geng Xiangren, Gui Yewei, He Lixin, et al. Numerical study on heat transfer and thermal stress for infra-window with externally cooled and internally colled techniques[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(3): 329-333. 耿湘人, 桂業(yè)偉, 賀立新, 張來平, 紅外窗口不同冷卻方式下的結(jié)構(gòu)傳熱和熱應(yīng)力特性計(jì)算研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 26(3): 329-333.

Investigation on aerothermodynamic environment and ablation which lead to HTV-2 second fight test failing

GUO Yijun*, ZENG Lei, ZHANG Haoyuan, DAI Guangyue, WANG Anling, QIU Bo, ZHOU Shuguang, LIU Xiao
(China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The second flight of the hypersonic technology vehicle 2 (HTV-2) failed on August 11, 2011. According to the engineering review board (ERB) analysis report, the most probable cause of the premature flight termination is unexpected aeroshell degradation, creating multiple upsets of increasing severity that ultimately activated the flight safety system. In order to investigate this failure, the aerothermodynamic environment, ablation, and stress are calculated and analyzed in this paper using numerical simulation and empirical calculation combined method, based on reconstructed HTV-2 configuration and the flight trajectory. It has been found that, at the height of 40 km, there is a possibility of boundary layer transition, leading to turbulent flow along the leading edge of the wing. Especially, due to the shock interaction, the transition moves forward, and the heating rates are 55% higher than those with laminar flow condition atZ=200 mm in spanwise direction at leading edge. The maximal value of cold wall heating rate reaches 11 MW/m2, and the ablation recession is approximately 3mm. Since the thickness of 2-D carbon cloth is only 1mm, there are two to three layers of carbon cloth are burned up at body leading edge. At the same time, the normal stress exceeds the bonding strength between carbon cloth layers. The most probable cause for the termination of the HTV2 second premature flight can be concluded according to the present study. The aeroshell degradation process can be described as follows. An unexpected great ablation at the leading edge breaks several layers of the carbon cloth, resulting in a long breakage, meanwhile the normal stress invalidates the bonding between carbon cloth layers. Under the influence of aerodynamic force, several layers of the carbon cloth can be lifted up from the breakage. This behaviour has a strong impact on the stable aerodynamically controlled flying, and finally activates the vehicles autonomous flight safety system to make a controlled descent and splashdown in the ocean.

HTV2; aerothermodynamic environment; ablation; thermal stress; turbulent heating

0258-1825(2017)04-0496-08

2016-10-08;

2016-12-20

國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃資助(2014CB744100)；國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃“大科學(xué)裝置前沿研究”重點(diǎn)專項(xiàng)資助(基金號(hào)2016YFA0401200)

國義軍*(1966-),男，博士，研究員，博導(dǎo)，主要從事高超聲速氣動(dòng)熱和防熱研究.E-mail：13778169233@163.com

國義軍, 曾磊, 張昊元, 等. HTV2第二次飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境及失效模式分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(4): 496-503.

10.7638/kqdlxxb-2016.0114 GUO Y J, ZENG L, ZHANG H Y, et al. Investigation on aerothermodynamic environment and ablation which lead to HTV-2 second fight test failing[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 496-503.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0114