王　慧　韓培培（北京動力機械研究所，北京　100074）

亞燃沖壓發(fā)動機熱環(huán)境分析研究

王慧韓培培
（北京動力機械研究所，北京100074）

液體沖壓發(fā)動機的飛行速度超過馬赫數(shù)（Ma）3時，氣動加熱情況急劇增加，高速帶來的高溫問題就會給沖壓發(fā)動機的結(jié)構(gòu)設(shè)計和設(shè)備布局帶來困難。高速飛行的沖壓發(fā)動機熱環(huán)境主要由動力系統(tǒng)和氣動加熱兩部分組成。按照傳統(tǒng)的傳熱計算方法，可確定燃燒室部位的熱環(huán)境數(shù)據(jù)，氣動加熱則與工作條件、飛行狀態(tài)密切相關(guān)，在工程應(yīng)用方面還需要考慮環(huán)境溫度、太陽輻射、飛行器的顏色、沖擊波等條件。

液體沖壓發(fā)動機，熱環(huán)境，分析

目前，亞燃沖壓發(fā)動機正朝著飛行高度更高、速度更快、工作時間更長的方向發(fā)展，當飛行器速度超過馬赫數(shù)（Ma）3時，氣動加熱情況就會急劇增加，而且隨著馬赫數(shù)的增加，氣動熱流會成冪次方增加。高速帶來的高溫問題給沖壓發(fā)動機的結(jié)構(gòu)設(shè)計和設(shè)備布置帶來了巨大挑戰(zhàn)，制約著新型沖壓發(fā)動機的工程化實現(xiàn)，亟需對沖壓發(fā)動機的熱環(huán)境及結(jié)構(gòu)隔熱技術(shù)進行研究。

1　熱環(huán)境理論分析

高速飛行的沖壓發(fā)動機的熱環(huán)境主要由動力系統(tǒng)和氣動加熱兩部分構(gòu)成。動力系統(tǒng)的熱環(huán)境較為簡單，只要發(fā)動機燃燒室的參數(shù)確定了，按照傳統(tǒng)的傳熱計算方法，就可確定燃燒室部位的熱環(huán)境數(shù)據(jù)；氣動加熱則與工作條件、飛行狀態(tài)密切相關(guān)，且會隨時間變化。為了便于工程化計算及應(yīng)用，本文選取同種工作條件、飛行狀態(tài)的最大值作為統(tǒng)計數(shù)據(jù)，對氣動加熱的計算方法等進行研究。

氣動加熱是由于空氣的壓縮和摩擦而產(chǎn)生的。當一個物體通過空氣高速運動時，與物體接觸的空氣將有相同的速度，而離開物體表面一個很小距離上的空氣則是靜止的。這樣，在這一薄層空氣中就形成了很大的速度梯度，內(nèi)部的摩擦將轉(zhuǎn)換成熱。在駐點溫度Ts時，氣流受壓縮，動能完全轉(zhuǎn)換成熱能。在其它表面上，空氣因剪力受阻滯，在物體為良好絕緣體的情況下，其表面所受的溫度通常稱為恢復(fù)溫度Tr。

通過工程計算可得：

式中，T為飛行器結(jié)構(gòu)溫度，Q為進入飛行器的熱流量，h為傳熱系數(shù)。h取決于空氣的物理性質(zhì)、飛行器表面的溫度和飛行條件等的復(fù)雜量。h值的大的不連續(xù)點通常產(chǎn)生于層流到紊流的轉(zhuǎn)變處，大量較高的h值均和紊流有關(guān)。為了計算飛行器的溫度分布，計算恢復(fù)溫度Tr和傳熱系數(shù)h是必要的。

1.1駐點溫度Ts

從能量方面考慮，按照強迫對流熱轉(zhuǎn)換的飛行器表面的氣動加熱計算公式為：

式中，J為熱功當量；Ta為環(huán)境大氣溫度，單位為K；Ts為駐點溫度，單位為K；V為飛行速度；Cp為空氣定壓比熱（假設(shè)Ta與Ts之間壓力不變）。

從式（2）得駐點溫度為：

式中，k為比熱比，即定壓比熱與定容比熱之比，k=CP/Cγ；常規(guī)空氣的k=1.4（在空氣中分子成分變化，附面層溫度升高后k將變低，逐步向1.2變化）。

根據(jù)式（3）可以計算得出飛行器外表的駐點溫度。

1.2恢復(fù)溫度Tr

式中，r為恢復(fù)系數(shù)，為布朗和雷諾數(shù)的函數(shù)。在工程計算中，對于層流：r=0.85；對于紊流：r=0.9。

紊流時，恢復(fù)溫度為：

按照式（5），可以根據(jù)飛行的馬赫數(shù)近似計算出飛行器壁面的氣動加熱溫度。

飛行器的氣動加熱是集對流、傳導(dǎo)和輻射等多種熱傳遞方式于一體的復(fù)雜過程，式（4）、式（5）可通過工程化計算得到飛行器表面的駐點溫度和恢復(fù)溫度，但進行詳細計算時除高速飛行帶來的氣動加熱外，還需要考慮以下因素。

1.2.1環(huán)境溫度

地面或海面的環(huán)境決定著飛行器內(nèi)的初始溫度。而空中的環(huán)境溫度是確定當時恢復(fù)溫度的基本參數(shù)，隨高度變化而變化。地面或海面的環(huán)境溫度和地球區(qū)域有關(guān)，且每天隨時間變化，近似按正弦規(guī)律變化，如圖1所示。

統(tǒng)計資料表明，地面日循環(huán)的最大溫度為45℃，海面為35℃。不論地面或是海面，一天的最大和最小溫度之間的變化約為10℃。這樣，一天的平均氣溫地面和海面分別為40℃和30℃。

圖1　陸上地面環(huán)境溫度日循環(huán)

1.2.2太陽輻射

暴露在太陽光輻射下飛行器的溫度可能比陰涼處的飛行器溫度高25℃以上。圖2為日間的溫度范圍與太陽輻射強度的關(guān)系。

圖2　日間的溫度范圍與太陽輻射強度

1.2.3飛行器的顏色

暴露在外面的飛行器外表面因為有不同的顏色，對熱的吸收和輻射的反應(yīng)不同。顏色越深，吸收系數(shù)越大，反之亦然。圖3給出了一種飛行器在35℃海面最大環(huán)境溫度下太陽輻射情況。其表面黑色（吸收系數(shù)為1.0）和白色（吸收系數(shù)為0.2）之間的溫度差別接近27℃。

圖3　在35℃海面最大環(huán)境溫度下太陽輻射

1.2.4飛行高度

高空大氣環(huán)境溫度低，大氣稀薄，與飛行在同一馬赫數(shù)情況下的低空相比，氣動加熱要輕。而低空高速飛行時氣動加熱要更為嚴重。

1.2.5飛行時間

亞聲速飛行器一般沒有氣動加熱問題，與飛行時間無關(guān)。而在高馬赫數(shù)（一般大于Ma 2.5）下飛行時，時間越長，氣動加熱溫度越高。因為在一般情況下，飛行器表面的氣動加熱速度大于飛行器對熱的傳導(dǎo)、散熱速度，因此，在高馬赫數(shù)下飛行，通常在短時間內(nèi)飛行器表面溫度就會急速升高。但到一定時間，加熱的速度與散熱的速度相平衡，不再升溫，這就是該馬赫數(shù)下的平衡溫度。如果飛行器能夠承受這個溫度，就可在該馬赫數(shù)下進行長時間的飛行，否則，就要縮短飛行器的飛行工作時間。

1.2.6沖擊波

飛行器在進行超聲速飛行時，會在頭部、進氣道口、翼部等產(chǎn)生激波，激波的形狀隨馬赫數(shù)變換。激波打在飛行器上，會造成局部氣體壓縮，使表面的壓力分布和加熱速率發(fā)生很大變化，造成局部劇烈升溫，如圖4所示。

圖4　激波與升溫的關(guān)系示意圖

綜上所述，利用工程計算方法計算飛行器的氣動加熱情況時，要充分考慮以上6種因素，給出一定的計算裕度，確保飛行器的工作安全。

2　沖壓發(fā)動機熱環(huán)境分析

隨著飛行器飛行高度的增加、飛行速度的加快，為了獲得良好的氣動外形，由沖壓發(fā)動機提供動力的飛行器通常采用一體化設(shè)計，沖壓發(fā)動機作為飛行器后部主要結(jié)構(gòu)，外部結(jié)構(gòu)直接接觸飛行器外部的高速氣流，在常規(guī)條件下，根據(jù)沖壓發(fā)動機的結(jié)構(gòu)形式，駐點溫度和恢復(fù)溫度可作為沖壓發(fā)動機外表的溫度邊界條件。

在沖壓發(fā)動機研究過程中，對艙段溫度進行了理論計算分析，并在試驗中進行了實際測量，數(shù)據(jù)對比分析情況如圖5所示，理論計算數(shù)據(jù)與實測數(shù)據(jù)趨勢相同。

圖5　艙段溫度理論計算及實測數(shù)據(jù)對比情況

根據(jù)飛行試驗外彈道數(shù)據(jù)，飛行試驗中最大飛行速度為Ma 3.58，飛行高度為16.01km。按照式（5）理論計算得艙段外表溫度為443℃，飛行遙測所得艙段內(nèi)表面溫度為400℃，兩個數(shù)據(jù)間存在薄壁結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)問題。

沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)處于飛行器后部，在綜合飛行條件下（攻角、側(cè)滑角等），沖壓發(fā)動機表面往往處于紊流區(qū)；沖壓發(fā)動機外表面受飛行溫度、輻射、激波等條件的影響，不同型號的沖壓發(fā)動機在不同部位的真實溫度數(shù)據(jù)存在一定的差別，為了開展沖壓發(fā)動機熱結(jié)構(gòu)和熱防護設(shè)計，需要獲得沖壓發(fā)動機溫度邊界條件。

綜合考慮，利用式（5）計算獲得沖壓發(fā)動機在不同飛行條件下的外表面溫度數(shù)據(jù)，如表1所示；不同型號的飛行器在具體應(yīng)用時還可根據(jù)發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點及飛行姿態(tài)等對數(shù)據(jù)進行修正。

表1　沖壓發(fā)動機艙段外表面溫度數(shù)據(jù)匯總表（單位：℃）

速度（Ma）高度（m）　3　3.5　4　4.5　5 15000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 16000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 17000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 18000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 19000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 20000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 21000　297.4　424.7　571.7　738.2　924.4 22000　299.7　427.6　575.2　742.4　929.3 23000　302.4　430.8　579.0　747.0　934.8 24000　304.7　433.7　582.5　751.2　939.8 25000　307.3　436.9　586.4　755.9　945.3

3　結(jié)束語

隨著亞燃沖壓發(fā)動機的發(fā)展，熱防護所面臨的問題越來越復(fù)雜，對熱防護設(shè)計的要求也越來越高，熱環(huán)境、熱防護、艙內(nèi)熱環(huán)境耦合設(shè)計將是一種發(fā)展趨勢。國內(nèi)相關(guān)研究機構(gòu)可開展更為廣泛的合作，為研究并解決高速飛行器研制過程中出現(xiàn)的各類更深層次的熱防護與熱設(shè)計問題提供有效的熱環(huán)境數(shù)據(jù)。

1高振聲. 機載武器的氣動加熱［J］. 飛機設(shè)計， 2001（3）：46～54

2吳江. 飛航導(dǎo)彈熱防護技術(shù)發(fā)展趨勢［J］. 強度與環(huán)境，2009， 36（1）： 57～63

3劉仙名. 空空導(dǎo)彈氣動加熱理論計算及其應(yīng)用［J］. 航空兵器， 1997， （2）：22～25

4王濤， 李飛行. 發(fā)動機外表面熱流密度分析及計算［J］. 硅谷， 2010， （23）， 163～164

1009-8119（2016）07（1）-0058-03