黃颶, 楊永能, 劉奇, 楊海濱, 張偉

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

高超聲速飛行器是我國正在研制的重要武器裝備,由沖壓發(fā)動機驅(qū)動、高超聲速巡航,具有飛行速度快、機動飛行、難以攔截等優(yōu)勢。馬赫數(shù)4.5是高超聲速飛行器、戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導彈等飛行器在上升段和再入段的關鍵馬赫數(shù),也是亞燃沖壓向超燃沖壓過渡馬赫數(shù),馬赫數(shù)4.5的試驗數(shù)據(jù)對飛行器研制至關重要。

目前國內(nèi)工業(yè)性質(zhì)的0.5 m量級高超聲速風洞均無馬赫數(shù)4.5的風洞試驗能力。在高超聲速風洞研制馬赫數(shù)4.5噴管,可以填補國內(nèi)空白,具有重要意義。通過馬赫數(shù)4.5噴管的氣動設計、計算驗證、結(jié)構(gòu)設計、加工、流場校測、標模試驗,驗證了研制的馬赫數(shù)4.5噴管流場滿足試驗要求,可以為飛行器研制提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

1 氣動設計

氣動設計采用較為成熟、可靠的特征線法。主要分為以下3步:

1) 根據(jù)等熵理想流體運動,計算噴管的理想型面;

2) 按照氣體的黏性影響只在噴管壁面附近,計算噴管壁面的附面層位移厚度;

3) 修正噴管理想型面,給出噴管的物理型線。

馬赫數(shù)4.5噴管采用軸對稱型面噴管,噴管型面氣動設計采取文獻[1-3]方法計算:在亞聲速段收縮段采用維托辛斯基方法計算;在喉道段采用3次曲線方法計算;在超聲速段采用特征線法計算,并采用Sivells-Payne方法進行邊界層位移厚度修正。設計計算圖如圖1。

圖1 軸對稱噴管氣動設計計算圖

依照以上方法,表1給出了M4.5噴管型面設計計算的主要結(jié)果,T,A,B,C,D,E分別為圖1中的位置點,X為橫坐標,Y為縱坐標,M為馬赫數(shù),T0為溫度,圖2給出了馬赫數(shù)4.5的型面曲線。

表1 M4.5無黏流型面參數(shù)主要計算結(jié)果

圖2 M4.5噴管型面曲線

2 計算驗證

2.1 計算方法概述

本文對M4.5噴管流場分布特性計算采用商用Gambit軟件來生成網(wǎng)格。Gambit的主要優(yōu)點體現(xiàn)在其突出的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成能力和生成過程較強的自動化能力,包含了數(shù)十種網(wǎng)格生成方法,能夠針對復雜的幾何外形生成三維四面體、六面體的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格及混合網(wǎng)格,同時Gambit比較注重軟件的圖形用戶界面(GUI),交互式特點直觀易學。

M4.5噴管的計算網(wǎng)格見圖3,網(wǎng)格內(nèi)部間距10 mm。當網(wǎng)格生成完畢,要定義網(wǎng)格使用范圍,并定義好邊界條件,以備FLUNET軟件計算使用。

圖3 M4.5噴管流場計算網(wǎng)格

FLUENT軟件提供了從不可壓到可壓、層流、湍流等范圍很廣的模擬計算能力。軟件中輸運現(xiàn)象的數(shù)學模型與所模擬的幾何圖形是結(jié)合在一起的。湍流模型是FLUENT中很重要的一部分,湍流會影響到其他的物理現(xiàn)象如浮力和可壓縮性。湍流模型具有很大的適用范圍,而不需要對特定的應用做特殊調(diào)節(jié),而且它涵括了其他物理現(xiàn)象的影響,如浮力和可壓縮性。通過使用擴展壁面函數(shù)和區(qū)域模型,對近壁面精度問題有很好的處理能力。

本文利用FLUNET軟件來模擬計算前面設計的M4.5噴管的流場分布。所計算噴管流場的計算區(qū)域由壁面、壓力入口條件、壓力出口條件和對稱軸所包圍的區(qū)域組成。圖4為層流模型計算殘差收斂過程圖,從圖中可以看出,計算收斂過程較快,說明網(wǎng)格質(zhì)量和計算所選用模型較好。

圖4 計算殘差收斂過程

2.2 流場特性分析

對于高超聲速風洞來說速度場一般指噴管內(nèi)和試驗段的馬赫數(shù)分布規(guī)律,本文主要針對速度場,溫度場,方向場進行簡要分析,目的在于檢驗本文計算的噴管型面坐標是否符合設計要求。

M4.5噴管的馬赫數(shù)分布見圖5,從圖中可以看出,在噴管內(nèi)和噴管出口處的馬赫數(shù)分布趨勢同設計分布一致,能得到試驗所需的流場參數(shù)。

圖5 馬赫數(shù)云圖

在噴管設計方面,一般最關心的是噴管內(nèi)部和出口處的流場特性情況,為了更容易比較,表2利用FLUENT計算結(jié)果給出了M4.5噴管出口速度場指標分析結(jié)果。從表2可以看出:在最大馬赫數(shù)偏差小于1.0%的情況下,k-ε湍流模型計算出的均勻區(qū)直徑D為0.37 m,平均馬赫數(shù)Mj-AVE為4.479,均方差σMj為0.005 3;而層流模型計算出的均勻區(qū)直徑為0.48 m,平均馬赫數(shù)為4.499,均方差為0.009;這滿足參考文獻[5]中規(guī)定的指標要求,同時也符合參考文獻[6]中規(guī)定的指標要求。其中Mj-MAX為最大馬赫數(shù),Mj-MIN為最小馬赫數(shù),ΔMj-MAX為最大馬赫數(shù)偏差。

表2 M4.5噴管出口速度場分析結(jié)果

而從高超聲速風洞現(xiàn)有的噴管流場校測結(jié)果來分析,實際加工出的M4.5噴管的流場均勻區(qū)直徑在兩者之間,其為0.42 m是比較合理的,層流模型計算出的結(jié)果取均勻區(qū)直徑為0.42 m時,平均馬赫數(shù)為4.500,均方差為0.006 5;這滿足參考文獻[5]中規(guī)定的先進指標要求,同時也符合參考文獻[6]中規(guī)定的指標要求?？梢娙绻麌姽芗庸ぐ匆筮M行,本套M4.5噴管型面數(shù)據(jù)是符合要求的。

3 結(jié)構(gòu)設計

馬赫數(shù)4.5噴管共3段,即噴管一段、噴管二段和噴管三段,噴管與噴管之間軸孔配合,外端法蘭連接,為保證噴管的氣密性要求,在噴管之間安裝有紫銅墊圈,通過螺栓壓緊紫銅,紫銅墊變形的方式實現(xiàn)噴管段的密封。噴管一段為氣體入口段,也是通過法蘭與風洞設備實現(xiàn)連接,密封方式也采用紫銅墊圈,噴管三段與風洞設備連接采用軸孔配合的方式,配合端面采用石棉墊,端面外側(cè)通過多個壓板實現(xiàn)噴管段與風洞設備的連接固定。其剖面圖見圖6,三維圖見圖7。

圖6 噴管剖面圖 圖7 噴管三維圖

考慮噴管實際情況,對噴管進行強度校核,分別對噴管一段、二段、三段添加載荷約束后進行計算,最后將3段裝配完成后進行計算,計算應力云圖如圖8所示。由圖中可以看出,噴管最大應力為28.285 MPa,計算其安全系數(shù)為:η=660/28.285≈23.33,滿足技術(shù)要求。

圖8 噴管應力云圖

4 流場校測

4.1 校測方法

速度場校測排架呈“十”字形,共計49個測點。測點探頭用Φ4.0 mm×1.0 mm不銹鋼管制成,為平頭型總壓探頭,伸出支架前緣50 mm,用Φ3.0 mm×0.5 mm紫銅管連接。

試驗時總壓排架通過專用測壓支臂固定在5D機構(gòu)中部支架上,測壓管路從風洞超擴段專用引出口引出后,再用聚四氟乙烯軟管與Netscanner-9016電子掃描閥系統(tǒng)相連。試驗中通過控制5D機構(gòu)的X軸來實現(xiàn)排架在噴管出口X=-0.15 m～0.40 m范圍內(nèi)運行,從而測量出試驗段內(nèi)不同截面的速度場特性。

速度場校測時,測點馬赫數(shù)的得出是通過把測量出的前室總壓P01和波后總壓P02代入正激波關系式通過迭代計算得到的。正激波關系式為

(1)

式中，γ=1.4。

根據(jù)上面給出的方法,速度場校測時先計算出單個截面上均勻區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)的平均值,然后利用每個單截面的計算結(jié)果就可以計算出整個流?？臻g均勻區(qū)內(nèi)的參數(shù)。

4.2 校測結(jié)果

本期速度場校測總壓范圍為0.3～1.5 MPa,其中P0=0.6 MPa,T0=336 K的開車條件下,排架在X=-0.15～0.40 m范圍內(nèi)移動時,單獨截面數(shù)據(jù)處理結(jié)果為:均勻區(qū)直徑D=0.40～0.28 m,平均馬赫數(shù)Mj-AVE=4.443～4.461,馬赫數(shù)均方差σMj=0.005～0.014,馬赫數(shù)最大相對偏差εMj-MAX=0.32%～0.92%,滿足國軍標中規(guī)定的馬赫數(shù)最大相對偏差≤1.0%指標。速度場分布見圖9。每一條曲線中間為圖中左邊具體馬赫數(shù),相應跳到點則在給出值上加減偏差小格區(qū)域的值。

圖9 速度場分布

取X=0.00～0.30 m、均勻區(qū)直徑D=0.40～0.31 m時,空間上的數(shù)據(jù)處理結(jié)果為:軸向馬赫數(shù)梯度dM/dX=-0.040 6 m-1,平均馬赫數(shù)M-AVE=4.456,馬赫數(shù)均方差σM=0.012 2,馬赫數(shù)最大相對偏差εM-MAX=0.90%,滿足國軍標中規(guī)定的馬赫數(shù)最大相對偏差≤1.0%指標,可以用于型號試驗。

取X=-0.15～0.40 m、均勻區(qū)直徑D=0.40～0.28 m時,空間上的數(shù)據(jù)處理結(jié)果為:軸向馬赫數(shù)梯度dM/dX=-0.037 7 m-1,平均馬赫數(shù)M-AVE=4.456,馬赫數(shù)均方差σM=0.013,馬赫數(shù)最大相對偏差εM-MAX=0.96%,滿足國軍標中規(guī)定的馬赫數(shù)最大相對偏差≤1.0%指標,但是由于在X=-0.15 m截面,偏差點偏大,建議不適用此截面進行試驗,因此,馬赫數(shù)4.5噴管從X=-0.10～0.40 m截面的流場可用于型號試驗。

5 模型試驗

5.1 試驗模型

試驗采用HB-2(Φ70)標模進行試驗,其外形尺寸見圖10,模型是常用的高超聲速彈道導彈式導彈標模,由鈍錐-柱-裙組成,頭部半徑為Rn=0.3D;底部直徑db=1.6D;長度lm=4.9D,參考面積取模型中部截面積πD2/4,力矩參考長度取模型中部直徑D,力矩參考點取模型軸線上距頭部頂點的1.95D處,壓心系數(shù)的無因次參考長度取模型長度lm,圖中D=0.07 m。零攻角時模型在風洞中的堵塞度約為5%,滿足風洞流場建立要求。試驗時,模型表面氣流流態(tài)采用自由轉(zhuǎn)捩方式進行。

圖10 模型外形簡圖

5.2 試驗結(jié)果

首先對不同馬赫數(shù)的氣動力系數(shù)進行分析,在Ma=4.46,4.95,5.96,6.97試驗條件下的CN,在攻角-2°～2°時,法向力系數(shù)CN的斜率分別為0.079 6,0.075 5,0.069 9,0.063 1,符合常規(guī)條件下的馬赫數(shù)規(guī)律。其結(jié)果圖見圖11,CA,Cm,Xcp也有同樣的數(shù)據(jù)規(guī)律。

圖11 不同馬赫數(shù)的CN分布圖

然后進行了同期重復性試驗,表3給出了氣動力系數(shù)的均方根誤差結(jié)果,從表可以看出,所有氣動力系數(shù)的精度滿足國軍標指標要求。說明風洞各系統(tǒng)穩(wěn)定、可靠,設備運行正常,可以開展型號、課題試驗。其中a為攻角,σCN,σCA,σCm,σXcp分別為法向力系數(shù)、軸向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、壓心的均方根誤差。

表3 M4.5噴管重復性試驗精度

6 結(jié) 論

通過對高超聲速風洞馬赫數(shù)4.5噴管的內(nèi)型面設計、流場計算、結(jié)構(gòu)設計加工,最后進行流場校測和模型試驗,可以得出以下結(jié)論:

1) 馬赫數(shù)4.5噴管的流場均勻性滿足GJB4399指標要求,X=-100～400 mm的流場均勻區(qū)可用;

2) 從HB-2標模數(shù)據(jù)的結(jié)果表明,馬赫數(shù)4.5與馬赫數(shù)5,6,7的測力數(shù)據(jù)規(guī)律一致,重復性精度達到GJB4399指標要求;

3) 綜合上面結(jié)論,本文采用的氣動設計和結(jié)構(gòu)設計方法合理,研制的馬赫數(shù)4.5噴管可投入試驗應用。