左應朝，陳剛

(北京電子工程總體研究所，北京 100854)

0 引言

飛行器在飛行過程中，為了實現(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。這些突起物對安裝位置附近的表面局部部位氣流產(chǎn)生強烈的干擾效應，使局部表面熱環(huán)境參數(shù)發(fā)生劇烈變化。如果對此不能進行較精確預測，將帶來過冗余設計、飛行失利等嚴重結果，制約導彈性能。因此突起物的熱環(huán)境精確預測成為各個設計部門熱環(huán)境研究的重要課題。

1 突起物熱環(huán)境常規(guī)計算方法與試驗研究

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

1.1 舵前緣熱流計算

美國在進行航天飛機的機翼前緣熱防護系統(tǒng)設計時，考慮到在中、低空來流雷諾數(shù)較高，機翼前緣駐點線上熱流的預測采用了湍流后掠圓柱理論,它是根據(jù)大量地面實驗結果整理出來的。

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pk為舵前緣參數(shù)，下標l,t為層流、湍流標識，下標s為駐點參數(shù)；RN為彈體駐點曲率半徑(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∞表示無窮遠處來流參數(shù)。

1.2 舵面無干擾熱流計算

在從整體來看，機翼迎風面是相當扁平的，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。

對層流熱流計算公式為

qw,l= 0.332Pr-0.67ρeue(Res)-0.5·

(4)

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

對湍流熱流計算公式為

(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、整理和分析國內(nèi)外大量實驗結果發(fā)現(xiàn)，迎風舵面的峰值干擾熱流與當?shù)貜楏w上無干擾熱流之比隨彈體攻角的增大而增大，當舵面有偏轉(zhuǎn)時，其舵面熱流增加更明顯。根據(jù)國內(nèi)外有關實驗數(shù)據(jù)，迎風舵面峰值熱流與攻角、舵偏角、來流馬赫數(shù)和來流雷諾數(shù)的關系可以粗略地整理為

(6)

式中：下標cy為當?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，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)的強激波引起上游及側向的流動發(fā)生分離，產(chǎn)生分離激波。兩個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。復雜的突起物周圍流場結構如圖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、熱流平臺區(qū)和峰值區(qū)，如圖2所示。

圖1 突起物干擾區(qū)流場結構Fig.1 Fluid structure of protuberance interaction

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

干擾區(qū)在對稱平面內(nèi)壓力分布計算公式：

(8)

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

干擾區(qū)在對稱平面內(nèi)熱流分布計算公式：

平臺熱流：

(9)

峰值熱流：

(10)

1.5 復雜外形突起物熱環(huán)境試驗研究

文獻資料上的一些突起物及其干擾熱環(huán)境計算的經(jīng)驗公式也都是根據(jù)特定外形和特定試驗條件的試驗結果總結歸納出來的，不具有普適性。對復雜外形突起物和突起物干擾區(qū)的熱環(huán)境計算沒有成熟的工程計算方法。在型號設計中，各個設計部門根據(jù)突起物的外形和飛行空域的特點進行各自的研究[5-8]。

在計算機數(shù)值計算資源不是很發(fā)達的年代，突起物熱環(huán)境的研究一般采取地面風洞試驗研究方法。先通過地面試驗尋找突起物干擾的規(guī)律，再把地面試驗結果通過天地換算應用到飛行條件。圖3～5為近些年對一些類型突起物熱環(huán)境特性開展試驗研究的測試模型。

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

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

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

2 結合流場數(shù)值分析的突起物熱環(huán)境精細理論預測研究

受試驗條件限制，對突起物的一些小尺寸部位無法安裝傳感器，風洞試驗很難測到局部細小區(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)境測試空間可獲得有效試驗數(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+工程計算+地面試驗”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 局部突起物熱流測試模型Fig.7 Heat transfer distribution test model for the protuberance

為實現(xiàn)精細理論預測，同時滿足工程實際需求，本文采用了“數(shù)值模擬+工程計算”的方法。首先采用數(shù)值計算的方法[9～12]獲取區(qū)域4的流場參數(shù)，然后把獲得的數(shù)值計算流場參數(shù)作為輸入條件，使用工程計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。按照飛行試驗的最大飛行Ma為5.12開展了理論預測，其結果表明突起物區(qū)域的最大熱流是錐面無干擾熱流的4～5倍。

圖8 局部突起物流場數(shù)值計算網(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 理論分析結果的試驗驗證

為了驗證“數(shù)值模擬+工程計算”方法的有效性以及檢驗采用該方法獲得的熱環(huán)境結果的可信度，開展了風洞試驗驗證研究。試驗模型局部突起物區(qū)域如圖10所示。

風洞試驗結果表明，Ma為6.5時突起物區(qū)域的最大熱流是錐面無干擾熱流的5～6倍?？梢娫囼炛迪啾壤碚擃A測結果偏高，但是考慮到試驗馬赫數(shù)比計算條件高，熱流比值偏嚴酷，因此可認為計算結果與風洞試驗結果吻合良好。

因此，本文采用的理論分析方法正確有效，并且獲得的結果準確度高，滿足工程需求。在理論分析方法正確性得到驗證后，對同類型局部突起物熱環(huán)境預測就可以少開展甚至不開展風洞試驗，完全依賴理論預測就可以在較短的時間內(nèi)給出滿足工程需求的結果，從而既大量降低了工程研制經(jīng)費也有效縮短了研制周期。

圖10 局部突起物熱環(huán)境試驗三維模型以及風洞安裝圖Fig.10 3D CAD model and test model in wind tunnel

4 結束語

復雜外形突起物熱環(huán)境研究，應該根據(jù)突起物外形結合飛行器飛行空域的特點開展有針對性的研究。本文采用的“數(shù)值模擬+工程計算+試驗驗證”的研究方法可以準確的得到復雜細小區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)。采用該方法不僅能有效節(jié)約試驗經(jīng)費，且能較快地給出準確度高的熱環(huán)境結果，滿足工程設計需求。

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