王　慧　韓培培（北京動(dòng)力機(jī)械研究所，北京　100074）

亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境分析研究

王慧韓培培
（北京動(dòng)力機(jī)械研究所，北京100074）

液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行速度超過馬赫數(shù)（Ma）3時(shí)，氣動(dòng)加熱情況急劇增加，高速帶來的高溫問題就會(huì)給沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和設(shè)備布局帶來困難。高速飛行的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境主要由動(dòng)力系統(tǒng)和氣動(dòng)加熱兩部分組成。按照傳統(tǒng)的傳熱計(jì)算方法，可確定燃燒室部位的熱環(huán)境數(shù)據(jù)，氣動(dòng)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(dòng)機(jī)，熱環(huán)境，分析

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

1　熱環(huán)境理論分析

高速飛行的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的熱環(huán)境主要由動(dòng)力系統(tǒng)和氣動(dòng)加熱兩部分構(gòu)成。動(dòng)力系統(tǒng)的熱環(huán)境較為簡單，只要發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的參數(shù)確定了，按照傳統(tǒng)的傳熱計(jì)算方法，就可確定燃燒室部位的熱環(huán)境數(shù)據(jù)；氣動(dòng)加熱則與工作條件、飛行狀態(tài)密切相關(guān)，且會(huì)隨時(shí)間變化。為了便于工程化計(jì)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(jì)數(shù)據(jù)，對氣動(dòng)加熱的計(jì)算方法等進(jìn)行研究。

氣動(dòng)加熱是由于空氣的壓縮和摩擦而產(chǎn)生的。當(dāng)一個(gè)物體通過空氣高速運(yùn)動(dòng)時(shí)，與物體接觸的空氣將有相同的速度，而離開物體表面一個(gè)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(diǎn)溫度Ts時(shí)，氣流受壓縮，動(dòng)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(jì)算可得：

式中，T為飛行器結(jié)構(gòu)溫度，Q為進(jìn)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(diǎn)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(jì)算飛行器的溫度分布，計(jì)算恢復(fù)溫度Tr和傳熱系數(shù)h是必要的。

1.1駐點(diǎn)溫度Ts

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

式中，J為熱功當(dāng)量；Ta為環(huán)境大氣溫度，單位為K；Ts為駐點(diǎn)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(diǎn)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(jì)算得出飛行器外表的駐點(diǎn)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(jì)算中，對于層流：r=0.85；對于紊流：r=0.9。

紊流時(shí)，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(jì)算出飛行器壁面的氣動(dòng)加熱溫度。

飛行器的氣動(dòng)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(jì)算得到飛行器表面的駐點(diǎn)溫度和恢復(fù)溫度，但進(jìn)行詳細(xì)計(jì)算時(shí)除高速飛行帶來的氣動(dòng)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(dāng)時(shí)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(shí)間變化，近似按正弦規(guī)律變化，如圖1所示。

統(tǒng)計(jì)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(qiáng)度的關(guān)系。

圖2　日間的溫度范圍與太陽輻射強(qiáng)度

1.2.3飛行器的顏色

暴露在外面的飛行器外表面因?yàn)橛胁煌念伾?，對熱的吸收和輻射的反?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(dòng)加熱要輕。而低空高速飛行時(shí)氣動(dòng)加熱要更為嚴(yán)重。

1.2.5飛行時(shí)間

亞聲速飛行器一般沒有氣動(dòng)加熱問題，與飛行時(shí)間無關(guān)。而在高馬赫數(shù)（一般大于Ma 2.5）下飛行時(shí)，時(shí)間越長，氣動(dòng)加熱溫度越高。因?yàn)樵谝话闱闆r下，飛行器表面的氣動(dòng)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(shí)間內(nèi)飛行器表面溫度就會(huì)急速升高。但到一定時(shí)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(gè)溫度，就可在該馬赫數(shù)下進(jìn)行長時(shí)間的飛行，否則，就要縮短飛行器的飛行工作時(shí)間。

1.2.6沖擊波

飛行器在進(jìn)行超聲速飛行時(shí)，會(huì)在頭部、進(jìn)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(huì)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(jì)算方法計(jì)算飛行器的氣動(dòng)加熱情況時(shí)，要充分考慮以上6種因素，給出一定的計(jì)算裕度，確保飛行器的工作安全。

2　沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)外形，由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力的飛行器通常采用一體化設(shè)計(jì)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)形式，駐點(diǎn)溫度和恢復(fù)溫度可作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外表的溫度邊界條件。

在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究過程中，對艙段溫度進(jìn)行了理論計(jì)算分析，并在試驗(yàn)中進(jìn)行了實(shí)際測量，數(shù)據(jù)對比分析情況如圖5所示，理論計(jì)算數(shù)據(jù)與實(shí)測數(shù)據(jù)趨勢相同。

圖5　艙段溫度理論計(jì)算及實(shí)測數(shù)據(jù)對比情況

根據(jù)飛行試驗(yàn)外彈道數(shù)據(jù)，飛行試驗(yàn)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(jì)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(gè)數(shù)據(jù)間存在薄壁結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)問題。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)表面往往處于紊流區(qū)；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)在不同部位的真實(shí)溫度數(shù)據(jù)存在一定的差別，為了開展沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)設(shè)計(jì)，需要獲得沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)溫度邊界條件。

綜合考慮，利用式（5）計(jì)算獲得沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)還可根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及飛行姿態(tài)等對數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

表1　沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的發(fā)展，熱防護(hù)所面臨的問題越來越復(fù)雜，對熱防護(hù)設(shè)計(jì)的要求也越來越高，熱環(huán)境、熱防護(hù)、艙內(nèi)熱環(huán)境耦合設(shè)計(jì)將是一種發(fā)展趨勢。國內(nèi)相關(guān)研究機(jī)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(hù)與熱設(shè)計(jì)問題提供有效的熱環(huán)境數(shù)據(jù)。

1高振聲. 機(jī)載武器的氣動(dòng)加熱［J］. 飛機(jī)設(shè)計(jì)， 2001（3）：46～54

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

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

4王濤， 李飛行. 發(fā)動(dòng)機(jī)外表面熱流密度分析及計(jì)算［J］. 硅谷， 2010， （23）， 163～164

1009-8119（2016）07（1）-0058-03