霍文霞，閔昌萬，焦子涵，陳 林

（中國運載火箭技術(shù)研究院空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

高速飛行器通常采用固定外形飛行，無法滿足大空域、寬速域范圍內(nèi)對飛行器氣動外形的不同需求，不能將高速飛行器的總體性能發(fā)揮至最優(yōu)，故研究可變外形高速飛行器勢在必行。

通?？勺兺庑渭夹g(shù)按變形機構(gòu)可分為剛性變形、柔性變形和智能材料變形等。剛性變形如折疊機翼等機構(gòu)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、驅(qū)動系統(tǒng)復(fù)雜，智能材料變型如形狀記憶機翼等主要依賴于材料新技術(shù)的發(fā)展；柔性變形如充氣翼等自提出以來，由于結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、充氣裝置簡單吸引著各國學者的研究[1]。Veldman等[2]對比實驗測得的數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果，發(fā)現(xiàn)當由鋁箔材料制造的充氣結(jié)構(gòu)內(nèi)壓較小時用薄殼單元處理較薄膜單元更合適；Yaniv等[3]對充氣翼的破壞準則進行了分析，得到充氣翼可接受的內(nèi)壓和載荷范圍；葉正寅等[4，5]通過研究得到了充氣翼翼形控制方法及充氣翼通用設(shè)計方法；馬云鵬等[6]基于ABAQUS-FLUENT軟件開展了柔性充氣翼流固耦合分析，并用模擬試驗驗證了計算的可靠性。以上研究主要針對低速充氣翼，尚沒有關(guān)于高速充氣翼的探討。

本文提出的高速充氣翼方案，根據(jù)高速充氣翼與低速充氣翼飛行環(huán)境的異同點，探討了高速充氣翼材料和結(jié)構(gòu)形式，分析了高速條件下流固耦合特性，初步驗證了高速充氣翼的可行性，為高速充氣翼的設(shè)計提供了參考。

1 充氣翼設(shè)計

1.1 材料選擇

高速充氣翼展開后在臨近空間高速飛行，將面臨嚴酷的力熱環(huán)境。不同于低速充氣翼，高速充氣翼材料不僅需具備可折疊、小密度、低透氣性的特點，還需具備一定的剛度和強度、良好的防熱性能及高溫條件下的力學性能。應(yīng)用于俄羅斯IRDT、美國IRV的柔性熱防護系統(tǒng)的防隔熱能力、承載能力得到了有效驗證，為高速充氣翼的研制提供了有效的技術(shù)支撐[7，8]。

柔性熱防護系統(tǒng)由多層材料組成，根據(jù)每層材料不同作用可分為防熱層、隔熱層和阻氣層[8]，如圖 1所示。

防熱層位于柔性熱防護系統(tǒng)最外層，承受最高的溫度，需具有耐高溫性、低熱導(dǎo)率及良好的高溫條件下力學性能；中間的隔熱層承受溫度較防熱層低，主要用來防止外部熱流傳入柔性熱防護系統(tǒng)內(nèi)層；阻氣層位于柔性熱防護系統(tǒng)最內(nèi)層，用來防止氣體滲漏，保持充氣結(jié)構(gòu)的形狀。

1.2 充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計

充氣翼屬于囊體結(jié)構(gòu)，通過合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計形成特定的形狀，并在其飛行過程中需保持原設(shè)計外形，以保證氣動特性，故充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計是充氣翼設(shè)計的重點內(nèi)容。低速充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計方法有多氣梁式充氣翼和多管式充氣翼[9，10]，如圖2所示。

圖2 低速充氣翼結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Structure of Inflatable Wing

多氣梁式充氣翼通過一系列相交內(nèi)切圓逼近翼形，在上、下2層氣囊之間設(shè)計拉條約束，拉條位于相鄰圓交線，各囊體單元相通，它的優(yōu)勢在于整體性好、承載能力強，但小展弦比、大后掠角的高速充氣翼若采用內(nèi)切圓逼近翼形會產(chǎn)生較多拉條，增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量。多管式充氣翼在充氣翼內(nèi)設(shè)置若干充氣圓筒作為承載單元，各圓筒緊密排列并與翼形相切，外蒙皮保持翼形，它的優(yōu)勢在于各圓筒獨立充氣，有較好的抗損毀能力，但高速飛行環(huán)境下該結(jié)構(gòu)承載能力不足，難維持原翼形。

根據(jù)高速充氣翼的構(gòu)型特點和飛行特點，提出封閉氣梁式充氣翼如圖 3所示，即采用封閉氣梁設(shè)計維持充氣翼翼形，增強充氣翼承載能力。與多氣梁式充氣翼不同的是由相鄰氣梁和上、下蒙皮構(gòu)成的囊體獨立充氣，各囊體不連通，保證充氣翼高速飛行過程中順利充氣展開，提高充氣翼展開可靠性；且采用無偏差翼形設(shè)計即不采用多氣梁式充氣翼內(nèi)切圓逼近翼型的方法，根據(jù)充氣翼變形情況設(shè)計氣梁位置控制充氣翼變形量，從而提高氣梁利用率，減小充氣翼質(zhì)量。

圖3 高速充氣翼結(jié)構(gòu)示意Fig.3 Structure of High-speed Inflatable Wing

2 充氣翼流固耦合分析模型

針對充氣翼變形影響其氣動特性，氣動載荷、內(nèi)外壓差決定其變形大小的特點，建立充氣翼雙向流固耦合分析模型，該模型不僅能較準確的得到充氣翼變形情況和氣動性能，還能有效節(jié)約分析時間、提高分析效率。

充氣翼雙向流固耦合模型采用順序耦合方式，在不同求解器中分別求解流體控制方程和固體控制方程，流場分析完成后通過預(yù)先選定的流固交界面將其計算得到的力作為結(jié)構(gòu)分析的載荷輸入條件，結(jié)構(gòu)分析完成后再通過流固交界面將計算得到的位移作為流場分析的邊界條件，力和位移通過流固交接面網(wǎng)格差值傳遞。按此順序多次迭代求解，直到達到收斂要求或設(shè)定的最大迭代次數(shù)，當分析次數(shù)達到最大迭代次數(shù)時需分析結(jié)果的正確性，如圖4所示。

流場分析模塊采用基于密度求解器直接求解瞬態(tài)N-S方程，由給定的初場時間推進到收斂的穩(wěn)態(tài)解。與常規(guī)流場分析不同，充氣翼流場分析模塊需準確模擬充氣翼流固交界面位移變化情況，且每個迭代步需根據(jù)邊界變化情況自動更新計算域網(wǎng)格，模型采用動網(wǎng)格技術(shù)，使充氣翼面變形區(qū)域附近網(wǎng)格自動變形或翼面變形局部網(wǎng)格重構(gòu)，并將更新過的局部網(wǎng)格與計算域初始網(wǎng)格組合生成流體域完整網(wǎng)格。

圖4 流固耦合分析模型Fig.4 Fluid-solid Interaction Model

結(jié)構(gòu)分析模塊采用結(jié)構(gòu)靜力學分析代替瞬態(tài)動力學分析，即忽略慣性和阻尼影響，假設(shè)在每一迭代步內(nèi)充氣翼受靜態(tài)載荷，處于靜力平衡狀態(tài)。結(jié)構(gòu)分析模塊中翼根固支模擬充氣翼與飛行器連接狀態(tài)。當充氣翼充氣展開后，氣囊在飛行過程中受到氣動載荷作用下變形較小，因此充氣翼采用垂直翼面向外的均壓代替內(nèi)壓，充氣翼與氣流接觸面設(shè)置為流固交界面。本文利用 ANSYS Workbench平臺完成各場分析計算及各物理場之間的數(shù)據(jù)傳遞。

3 充氣翼流固耦合分析

假設(shè)充氣翼能順利展開，即充氣翼充氣內(nèi)壓需與展開處外壓相當，故選取充氣翼內(nèi)壓12 kPa為典型設(shè)計狀態(tài)。高速充氣翼柔性防熱材料最外層選取Nextel_312材料，厚度0.5 mm，彈性模量150 GPa，最內(nèi)層選取Kapton作為阻氣層，厚度為0.1 mm，彈性模量2.5 GPa，氣梁選取Nextel_312，厚度2 mm。

3.1 充氣翼結(jié)構(gòu)分析

仿真得到充氣翼變形隨攻角變化如圖5所示。

圖5 高速充氣翼變形Fig.5 Deformation of High-speed Inflatable Wing

隨飛行攻角從 0°增至 20°，充氣翼最大變形量從0.68 mm增至2.00 mm，與充氣翼參考長度900 mm相比屬于小量。在攻角0°～8°范圍內(nèi)，充氣翼最大變形位于氣梁與翼后緣組成的囊體單元靠近翼根處，在0°～20°攻角狀態(tài)下，背風面尾部囊體單元靠近翼根處均出現(xiàn)0.65～0.75 mm的變形量，且不隨攻角增大明顯增加，這是由于囊體單元變形大小主要由囊體單元形狀，內(nèi)、外壓差及材料屬性決定，而位于翼尾部的囊體單元靠近翼根處截面積最大，長寬比最大，約束最弱，故出現(xiàn)比其它囊體單元更大的變形。在飛行攻角12°～20°范圍內(nèi)，充氣翼最大變形量出現(xiàn)在翼梢后部，隨攻角增大而增大，且充氣翼變形大小沿展向發(fā)生規(guī)律變化，這是因為該變形與充氣翼剛度、翼載荷有關(guān)，當飛行攻角增大后，充氣翼迎風面與背風面壓力差距變大，充氣翼所受彎矩增大，使得充氣翼有上翻的趨勢。

仿真得到充氣翼背風面正應(yīng)力分布見圖6，飛行攻角4°時，最大應(yīng)力為24.28 MPa；飛行攻角16°時，最大應(yīng)力為25.78 MPa。可以看出充氣翼飛行時最大應(yīng)力出現(xiàn)在最后一個氣梁與翼蒙皮連接處，且隨飛行攻角增大，最大應(yīng)力略有增大，但出現(xiàn)位置不發(fā)生變化。這是由于氣梁與充氣翼后緣構(gòu)成的囊體結(jié)構(gòu)變形最大，氣梁與蒙皮連接處受到最大拉應(yīng)力，當飛行攻角增大時，雖最大變形位置發(fā)生變化，但由內(nèi)、外壓差引起的囊體結(jié)構(gòu)最大變形仍發(fā)生在氣梁與翼后緣組成的單元處，故該處充氣翼內(nèi)力仍最大。

圖6 高速充氣翼應(yīng)力云圖Fig.6 Stress Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.2 充氣翼流場分析

仿真得到充氣翼迎風面壓力分布見圖7，圖7中充氣翼表面壓力云圖與常規(guī)翼相似，表面壓力最大區(qū)出現(xiàn)在翼前緣約7 kPa，背風面壓力約200 Pa，迎風面壓力分布如圖。由圖7可以看出，充氣翼后部靠近翼根處出現(xiàn)壓力波動，迎風面壓力不再像常規(guī)翼迎風面壓力平整分布，這是由于充氣翼后部蒙皮變形干擾了充氣翼流場分布。

圖7 高速充氣翼壓力云圖Fig.7 Pressure Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.3 內(nèi)壓對充氣翼變形及氣動特性影響分析

高速充氣翼飛行剖面復(fù)雜，動壓、翼載、熱流、翼內(nèi)部溫度均會發(fā)生變化，充氣翼內(nèi)、外壓差很難保持常值，故研究充氣翼不同內(nèi)壓對充氣翼變形和氣動特性的影響十分必要。選取高速充氣翼典型飛行狀態(tài)，分別計算充氣內(nèi)壓為12 kPa、18 kPa和24 kPa時充氣翼的變形大小及氣動特性如圖8所示。由圖8可以看出，高速充氣翼最大變形量不超過充氣翼特征長度0.53%。由圖8a可以看出，內(nèi)壓越大，充氣翼剛度越大，但大的內(nèi)壓使充氣囊體單元變形增大；由圖8b、c可以看出，幾種不同內(nèi)壓下高速充氣翼比常規(guī)翼升力系數(shù)最大減小3.75%，升阻比最大減小10.18%，且充氣內(nèi)壓越大，其升力系數(shù)越接近常規(guī)翼，但其升阻比降低。

圖8 內(nèi)壓對高速充氣翼的影響Fig.8 Effect of Internal Pressure on High-speed Inflatable Wing

4 結(jié) 論

本文提出的高速充氣翼變形方案，考慮了充氣翼的材料選擇和結(jié)構(gòu)形式，分析了高速充氣翼典型飛行條件下流固耦合特性，得到結(jié)論如下：

a）高速充氣翼出現(xiàn)了由內(nèi)壓引起囊體單元變形和由氣動載荷引起充氣翼彎曲兩種不同機理的變形，充氣翼內(nèi)壓大小即充氣翼剛度決定了哪種變形占主導(dǎo)地位。典型狀態(tài)下，由內(nèi)壓引起的變形隨內(nèi)壓增大而增大，不隨飛行攻角增大而顯著增大；但由氣動載荷引起的變形隨飛行攻角增大顯著增大。

b）高速充氣翼最大應(yīng)力出現(xiàn)位置由內(nèi)壓引起囊體單元最大變形位置決定，且不隨攻角增加顯著增加。

c）高速充氣翼隨充氣內(nèi)壓增大升力系數(shù)增大，升阻比減小。幾個典型狀態(tài)下，高速充氣翼比常規(guī)翼升力系數(shù)最大小3.75%，升阻比最大小10.18%。