王曉朋, 張陳安, 翟 建, 王發(fā)民, 葉正寅

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072; 2. 中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100190)

0 引 言

在高超聲速乘波飛行器飛行過程中，由于氣體粘性滯止和激波壓縮作用，存在強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象，飛行器表面溫度急劇升高。較高的溫度會(huì)降低飛行器材料強(qiáng)度和結(jié)構(gòu)承載能力，致使結(jié)構(gòu)發(fā)生熱變形，影響飛行安全。因此，準(zhǔn)確預(yù)測乘波飛行器表面受熱情形，為熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供必要參考，是乘波飛行器工程應(yīng)用中的關(guān)鍵技術(shù)之一。

呂紅慶[1]、周印佳[2]、劉建霞[3]等分別采用工程算法和數(shù)值計(jì)算方法對設(shè)計(jì)工況下乘波體表面熱流密度及分布進(jìn)行了分析；Liu[4]等采用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算方法研究了鈍化乘波體在不同迎角和側(cè)滑角下的表面熱流分布特征。但以上研究主要在量熱完全氣體假設(shè)下進(jìn)行，并不能真實(shí)反映飛行環(huán)境下乘波體表面受熱情形。在真實(shí)飛行環(huán)境中，激波后的空氣在高溫條件下將發(fā)生一系列化學(xué)反應(yīng)，使普通空氣變成一種復(fù)雜的流體介質(zhì)，強(qiáng)烈改變飛行器擾流的物理

特征及氣動(dòng)力/熱特性[5- 8]。從20世紀(jì)90年代開始，關(guān)于高溫真實(shí)氣體效應(yīng)和氣動(dòng)熱環(huán)境的分析研究就有了較大發(fā)展，但研究對象多是再入飛行器之類的大鈍頭低升阻比構(gòu)型[9- 13]，關(guān)于乘波體這種高升阻比氣動(dòng)布局的研究文獻(xiàn)則較為少見。Inger[14- 15]在化學(xué)非平衡假設(shè)下研究了不同壁面催化條件下的乘波體表面熱流分布。Starkey[16]在壁面完全催化條件下對乘波體壁面熱流分布和輻射平衡溫度進(jìn)行了分析研究。曾衛(wèi)剛[17]采用化學(xué)平衡氣體模型對乘波體駐點(diǎn)及下壁面中線上的熱流分布進(jìn)行了數(shù)值分析?？傮w而言，由于試驗(yàn)難度較大且相關(guān)設(shè)備缺乏，當(dāng)前的乘波布局高超聲速真實(shí)氣體效應(yīng)氣動(dòng)加熱研究多以數(shù)值計(jì)算為主，相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證工作在公開文獻(xiàn)中尚未見到。

本文以錐導(dǎo)乘波體為研究對象，在高焓激波風(fēng)洞中開展了高超聲速非平衡流動(dòng)氣動(dòng)加熱試驗(yàn)，采用化學(xué)非平衡氣體假設(shè)對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證，對不同迎角和側(cè)滑角下乘波體表面熱流分布特征進(jìn)行了研究。

1 試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

在來流馬赫數(shù)Ma=15、迎角α=0°、飛行高度H=50km的設(shè)計(jì)條件下，依照文獻(xiàn)[18]的方法，設(shè)計(jì)得到具有尖銳前緣的乘波構(gòu)型。構(gòu)型全長5m。基于防熱考慮，乘波體鈍化直徑為2cm。圖1為鈍化后的乘波體飛行器氣動(dòng)布局方案。

圖1 乘波體氣動(dòng)布局

按照1∶3的比例進(jìn)行模型縮比，截取縮比后的模型前段作為試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。模型采用超硬鋁材料制成，全長495mm，寬360mm，尾部高度87mm。試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸陲L(fēng)洞中的安裝情形如圖2所示。

采用同軸熱電偶進(jìn)行熱流測量，測點(diǎn)布置如圖3所示。在前緣線(l1)上布置15個(gè)測點(diǎn)(含頭部測點(diǎn))；在下壁面中線(z1)上布置16個(gè)測點(diǎn)(含頭部測點(diǎn))；在下壁面距駐點(diǎn)144mm的x1截面上展向布置3個(gè)測點(diǎn)(含前緣線上的點(diǎn))，距駐點(diǎn)203mm的x2截面上展向布置5個(gè)測點(diǎn)(含前緣線上的點(diǎn))，距駐點(diǎn)262mm的x3截面上展向布置7個(gè)測點(diǎn)(含前緣線上的點(diǎn))，共42個(gè)測點(diǎn)。

圖2 模型及風(fēng)洞安裝

圖3 傳感器安裝示意圖

1.2 試驗(yàn)方案

試驗(yàn)在中國科學(xué)院力學(xué)研究所的JF- 10氫氧爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞中進(jìn)行(風(fēng)洞結(jié)構(gòu)如圖4所示)。該風(fēng)洞采用驅(qū)動(dòng)段爆轟波后產(chǎn)生的高溫、高壓氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體，可以獲得兼具高總焓、高總壓的試驗(yàn)氣流，具備模擬高空真實(shí)氣體效應(yīng)的能力。錐形噴管擴(kuò)張段半錐角7.1°，喉道直徑11mm，噴管出口直徑500mm，流場中心均勻區(qū)直徑約400mm；氣流總焓18.2MJ/kg，總溫8200K，噴管出口氣流參數(shù)見表1(組分濃度以質(zhì)量分?jǐn)?shù)描述)。實(shí)驗(yàn)工況為迎角α=0°、4°、6°，側(cè)滑角β=4°。

圖4 JF- 10高焓激波風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖

ParametersValueMa11.6p/Pa118T/K436cN0cO0.1588cN20.7454cO20.0528cNO0.0430cNO+0ce-0

2 物理模型與計(jì)算方法

采用課題組自有程序進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。三維化學(xué)非平衡流動(dòng)控制方程如下[19]：

(1)

式中，Q為守恒變量；F,G,H為對流項(xiàng)；Fv,Gv,Hv為粘性項(xiàng)；Re為雷諾數(shù)；W為化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)。其中，

(2)

式中，ρi表示組分i的密度，而wi表示組分i的化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)；ρ為總密度；u,v,w表示3個(gè)方向上的速度分量；E為總內(nèi)能。

對于化學(xué)非平衡流動(dòng)，其表面熱流通常由兩部分組成，即傳導(dǎo)熱流和組分?jǐn)U散熱流：

(3)

其中，qw為熱流密度，T表示流場溫度，N表示組分?jǐn)?shù)，ci表示各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)；Di和hi分別表示組分i的擴(kuò)散系數(shù)和焓值。

采用7組分(O2, N2, NO, O, N, NO+, e-)空氣化學(xué)反應(yīng)進(jìn)行化學(xué)非平衡氣動(dòng)熱數(shù)值計(jì)算?；瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)模型選用Gupta空氣化學(xué)反應(yīng)模型[20]。壁面條件為完全催化等溫壁面(Tw=300K)，遠(yuǎn)場為自由來流條件，出口條件采用數(shù)值外插得到，對稱面則采用對稱邊界條件。計(jì)算網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，半模網(wǎng)格單元數(shù)約為1100萬，第一層網(wǎng)格對應(yīng)的網(wǎng)格雷諾數(shù)Recell<5。圖5為壁面網(wǎng)格和頭部網(wǎng)格細(xì)節(jié)。

3 結(jié)果與討論

乘波體表面熱流測量和計(jì)算結(jié)果分別以圖6～10、13～17中的離散點(diǎn)和曲線表示(試驗(yàn)中個(gè)別線路損壞，部分測點(diǎn)無數(shù)據(jù))。從結(jié)果來看，兩者吻合較好，整體趨勢一致，計(jì)算結(jié)果可以作為試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的有效補(bǔ)充和驗(yàn)證。

不同處理在抽穗開花期的地上形態(tài)指標(biāo)統(tǒng)計(jì)如表3所示。13個(gè)高粱品種株高相比，大力士和百甜9006的平均株高較高，分別為280 cm和270 cm；百甜9011和百甜9001株高較低，分別為124 cm和160 cm。莖粗表現(xiàn)為百甜9011最粗，平均莖粗為17.20 mm，百綠特高9001和百甜7001次之，分別為15.28 mm和14.58 mm，百甜9005最細(xì)。各品種葉片數(shù)也有所差異，百綠特高7006最多，百甜9001最少。有效分蘗以大力士和綠巨人最高。綜合來看，大力士、百甜9006、百甜0018和綠巨人等幾個(gè)品種的地上生長指標(biāo)基本都高于其他各品種，長勢良好。

3.1 熱流分布基本特征

圖6給出了不同迎角下的前緣線熱流分布，可以發(fā)現(xiàn)：前緣線上的熱流主要集中于前緣駐點(diǎn)附近的小范圍區(qū)域內(nèi)，遠(yuǎn)離駐點(diǎn)則熱流快速降低至一個(gè)較低水平(由于駐點(diǎn)位移較小，駐點(diǎn)熱流值取頭部測點(diǎn)處的熱流值)。α=0°時(shí)，駐點(diǎn)(頭部測點(diǎn))熱流密度為1.49×107W/m2，而在x=0.1m(距駐點(diǎn)軸向距離0.1m)的前緣位置，熱流密度約為3.40×106W/m2，僅為駐點(diǎn)處的22.77%，x=0.2m處則為16.47%，顯然熱流明顯降低且逐漸趨于平緩。α=0°時(shí)，計(jì)算得到的駐點(diǎn)熱流密度為1.50×107W/m2，x=0.1m的前緣位置為3.29×106W/m2，為駐點(diǎn)處的21.94%，x=0.2m處則為15.80%，與試驗(yàn)結(jié)果一致。

(a) 壁面網(wǎng)格

圖6 不同迎角時(shí)前緣線熱流分布

Fig.6Theaero-heatingdistributionalongtheleadingedgeatdifferentattackangles

圖7給出了不同迎角時(shí)下壁面中線上的熱流分布?？梢园l(fā)現(xiàn)，與駐點(diǎn)處熱流相比，下壁面中線上的熱流要小得多(僅為前者的2.5%～4.0%)，且分布較為均勻，沒有明顯的熱流集聚現(xiàn)象。此外，從圖8～10的3個(gè)截面處(x1、x2、x3)的熱流分布亦可看出，由于下壁面曲率變化不大，熱流沿展向分布也較為均勻，但由于前緣處曲率的減小，前緣線上的熱流有明顯躍升。

需要注意的是，圖6中的計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果均在x=0.06m處(圖3紅圈標(biāo)記位置)出現(xiàn)了熱流“躍升”。分析認(rèn)為，該現(xiàn)象是由于乘波體前緣線在x=0.06m處曲率突然變化導(dǎo)致的。

圖7 不同迎角時(shí)下壁面中線熱流分布

Fig.7Theaero-heatingdistributionalongthecenterlineofthelowersurfacewithdifferentattackangles

圖8 不同迎角時(shí)下壁面x1截面熱流分布

Fig.8Theaero-heatingdistributionatthex1crosssectionwithdifferentattackangles

圖9 不同迎角時(shí)下壁面x2截面熱流分布

Fig.9Theaero-heatingdistributionatthex2crosssectionwithdifferentattackangles

圖10 不同迎角時(shí)下壁面x3截面熱流分布

Fig.10Theaero-heatingdistributionatthex3crosssectionwithdifferentattackangles

3.2 迎角對熱流分布的影響

在圖6中，不同迎角下的前緣線熱流分布曲線基本一致，尤其是在駐點(diǎn)附近的高熱流區(qū)，迎角α的影響幾乎可以忽略不計(jì)。與α=0°時(shí)相比，當(dāng)α=4°時(shí)，x=0(頭部測點(diǎn))、0.1和0.2m前緣處的熱流分別減小了1.90%、1.84%和2.01%；α=6°時(shí)，則分別減小了2.15%、2.99%和3.16%。計(jì)算結(jié)果與此基本一致，且在α=8°時(shí)，x=0、0.1和0.2m前緣處的熱流比α=0°時(shí)的計(jì)算結(jié)果分別減小了3.6%、6.4%和8.9%。

比較圖7～10不同迎角時(shí)下壁面中線以及展向熱流分布曲線可以發(fā)現(xiàn)，乘波體下壁面熱流隨著迎角增大而明顯增大。與α=0°時(shí)相比，當(dāng)α=4°時(shí)，下壁面熱流增加了30%左右，當(dāng)α=6°時(shí)，則增加了60%以上。但總體而言，下壁面最大值遠(yuǎn)低于前緣線和駐點(diǎn)熱流值，即使在α=6°時(shí)也不超過對應(yīng)工況駐點(diǎn)熱流的5%；計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，即下壁面熱流隨迎角增大明顯上升，且在α=8°時(shí)下壁面熱流比α=0°時(shí)幾乎增加了1倍。圖11、12分別給出了α=0°和8°時(shí)的駐點(diǎn)及下壁面熱流云圖?？梢钥闯?，隨著迎角增大，駐點(diǎn)將沿下壁面中線向腹部略微移動(dòng)，下壁面熱流顯著增強(qiáng)。

圖11 α=0°和8°時(shí)駐點(diǎn)熱流云圖

Fig.11Theaero-heatingcontoursaroundthestagnationpointwhenα=0°and8°

(a) α=0°

(b) α=8°

(c) β=8°

3.3 側(cè)滑角對熱流分布的影響

圖13給出了不同側(cè)滑角下前緣線上的熱流分布?？梢钥闯觯瑐?cè)滑角β由0°增大到4°時(shí)(受試驗(yàn)條件限制，僅開展了β=4°的試驗(yàn)且測點(diǎn)布置在迎風(fēng)側(cè))，前緣線上的熱流(迎風(fēng)側(cè))明顯增大。當(dāng)β=4°時(shí)，x=0、0.1和0.2m前緣處的熱流比β=0°時(shí)分別增加了-4.2%、23.7%和24.3%，其他各點(diǎn)亦增加了30%以上。當(dāng)β=8°時(shí)，計(jì)算結(jié)果顯示，3個(gè)位置的熱流比β=0°時(shí)頭部測點(diǎn)的熱流分別增加了-6.4%、49.4%以及63.3%。

圖13 不同側(cè)滑角時(shí)前緣線熱流分布

Fig.13Theaero-heatingdistributionalongtheleadingedgewithdifferentsideslipangles

圖14 不同側(cè)滑角時(shí)下壁面中線熱流分布

Fig.14Theaero-heatingdistributionalongthecenterlineofthelowersurfacewithdifferentsideslipangles

圖15 不同測滑角時(shí)下壁面x1截面熱流分布

Fig.15Theaero-heatingdistributionatthex1crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖16 不同測滑角時(shí)下壁面x2截面熱流分布

Fig.16Theaero-heatingdistributionatthex2crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖17 不同側(cè)滑角時(shí)下壁面x3截面熱流分布

Fig.17Theaero-heatingdistributionatthex3crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖18 β =0°和8°的駐點(diǎn)熱流云圖

Fig.18Theaero-heatingcontoursaroundthestagnationpointwhenβ=0°and8°

圖?？梢钥闯觯S著側(cè)滑角增大，駐點(diǎn)將沿前緣線迎風(fēng)側(cè)略微移動(dòng)，迎風(fēng)側(cè)熱流上升，但比迎角的影響則小得多。

4 結(jié) 論

開展了乘波飛行器高焓激波風(fēng)洞測熱試驗(yàn)，對真實(shí)氣體效應(yīng)下的乘波飛行器表面熱流分布特征進(jìn)行了研究，并與數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)果表明：

(1) 乘波飛行器熱流主要集中于頭部駐點(diǎn)及其附近小范圍前緣區(qū)域；下壁面熱流遠(yuǎn)小于前緣線及駐點(diǎn)熱流，迎角0°時(shí)僅為駐點(diǎn)熱流的2.5%～4.0%。

(2) 在0～6°迎角范圍內(nèi)，迎角增大不會(huì)對駐點(diǎn)及附近的高熱流區(qū)產(chǎn)生明顯影響，但會(huì)導(dǎo)致下壁面熱流上升。

(3) 側(cè)滑角由0°增大至4°時(shí)，前緣線迎風(fēng)側(cè)熱流明顯上升(試驗(yàn)熱流增加30%左右)，但對下壁面熱流影響不大；計(jì)算結(jié)果也表明，在0～8°側(cè)滑角范圍內(nèi)，側(cè)滑角增大將對前緣線迎風(fēng)側(cè)熱流產(chǎn)生明顯影響，但對下壁面的影響有限。

總體而言，乘波布局飛行器的頭部駐點(diǎn)區(qū)域是熱防護(hù)的關(guān)鍵，且應(yīng)盡量避免大側(cè)滑角飛行。