王文瑞，葉 偉，王 帥，溫曉東

(1. 北京科技大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院, 北京 100083；2. 北京科技大學(xué) 流體與物質(zhì)相互作用教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100083；3. 中國(guó)航天科工集團(tuán)有限公司磁懸浮與電磁推進(jìn)技術(shù)研究院, 北京 100143；4. 天津航天機(jī)電設(shè)備研究所，天津 300301)

高超聲速飛行器服役時(shí)，由于空氣壓縮，產(chǎn)生大量?jī)?nèi)能，同時(shí)氣流與熱防護(hù)材料表面劇烈摩擦，產(chǎn)生大量摩擦熱，在材料表面形成一個(gè)高溫高壓的極端環(huán)境，導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生大溫度梯度，進(jìn)而引起飛行器結(jié)構(gòu)材料失效. 材料失效會(huì)降低飛行穩(wěn)定性，影響飛行器服役安全，因此研究熱防護(hù)材料在多物理場(chǎng)耦合作用下的失效問題具有重大意義. 為了深入分析材料失效，本文將開始實(shí)驗(yàn)至D6AC鋼材料破壞的時(shí)長(zhǎng)定義為安全飛行時(shí)間[1-3].

Ognjanovic等[4]利用ANSYS Workbench建立了導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的熱流固耦合分析模型，研究了在2.3和3.7馬赫數(shù)下氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)變形的影響，并通過靜態(tài)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)對(duì)模擬結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果表明氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)變形的影響遠(yuǎn)大于氣動(dòng)力. 董維中等[5-7]建立了初步的表面溫度分布與氣動(dòng)熱耦合計(jì)算方法，以C-C為表面材料，考慮熱化學(xué)非平衡和表面溫度分布的因素，研究了C-C燒蝕對(duì)再入體頭部區(qū)域的壁面溫度和熱流分布的影響，而后又采用多種氣體模型算法，并討論了它們對(duì)激波脫體距離、壁面熱流、溫度和密度分布等的影響. 李樺等[8]運(yùn)用了Baldwin-Lomax湍流模型，計(jì)算了在攻角為5°時(shí)鈍錐體迎風(fēng)面的壓力分布和橫向噴流干擾流場(chǎng)的數(shù)值解. 劉建霞等[9]分析了高超聲速滑翔飛行器表面流場(chǎng)特征，并對(duì)典型工況下的氣動(dòng)性能開展數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)飛行器表面受熱存在明顯的分區(qū)特征，應(yīng)進(jìn)行不同的熱處理方法.

目前的研究主要針對(duì)較低馬赫數(shù)下的工況，且沒有試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比和佐證. 本文基于高超聲速氣動(dòng)力學(xué)和結(jié)構(gòu)力學(xué)基本理論，建立高超聲速熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的多物理場(chǎng)耦合理論模型，通過數(shù)值模擬得到D6AC鋼在不同飛行環(huán)境中的安全飛行時(shí)間，并對(duì)模擬結(jié)果進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，形成高超聲速飛行器多物理場(chǎng)耦合分析方法，以降低飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)施困難及高成本的問題，同時(shí)以此方法為基礎(chǔ)，深入探究在不同飛行速度、飛行迎角、飛行高度以及飛行器形狀下的安全飛行時(shí)間.

1 高超聲速環(huán)境下D6AC鋼多場(chǎng)耦合理論模型

將高超聲速熱防護(hù)材料結(jié)構(gòu)的計(jì)算域分成流體域和D6AC固體域，如圖1所示.

圖1 D6AC鋼結(jié)構(gòu)計(jì)算區(qū)域示意圖

在高馬赫數(shù)下，空氣屬于粘性可壓縮流體，因此流場(chǎng)的運(yùn)動(dòng)滿足納維-斯托克斯(Navier-Stokes)方程，包括質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量守恒方程和能量守恒方程. 質(zhì)量守恒方程的一般形式為[10]

(1)

這里

(2)

式中:ρ為密度，單位kg·m-3；t為時(shí)間，單位s；·(ρV)為空氣動(dòng)量的散度，是描述空氣從周圍匯合到某一處或從某一處流散開來程度的量；u,v,w為速度在3個(gè)坐標(biāo)軸上的分量，單位m·s-1.

動(dòng)量守恒方程的一般形式如式(3)所示:

(3)

根據(jù)剪切應(yīng)力公式可以知道剪切應(yīng)力與速度隨距離的變化率成正比，如式(4)所示：

(4)

式中，μ為粘性系數(shù)，單位為N·s·m-2.

粘性應(yīng)力的表達(dá)式為

(5)

高馬赫數(shù)下的氣體是可壓縮、有粘度的，因此在守恒方程中有粘性力和壓力做功. 能量守恒方程如式(6)所示:

(6)

Q為3個(gè)方向的面積力做的功，如下:

(7)

q為3個(gè)方向的傳導(dǎo)熱功率，由傅里葉定律給出，如式(8)所示[11]：

(8)

式中:κ為熱傳導(dǎo)系數(shù)，單位為W/(m·K)；T為溫度，單位為K.

在高馬赫數(shù)下，溫度會(huì)逐漸升高，粘性系數(shù)和熱傳導(dǎo)系數(shù)都是關(guān)于溫度的單調(diào)遞增函數(shù)，溫度越高，空氣中分子運(yùn)動(dòng)越劇烈，粘性和熱傳導(dǎo)系數(shù)也隨之增大. 粘性系數(shù)由薩特蘭(Sutherland)公式確定，如式(9)所示:

(9)

式中:T0=288.15 K，C=110.4 K，μ0=1.8247×10-5kg/(m·s).由此可以確定在任意溫度下空氣的粘性系數(shù)值.

熱傳導(dǎo)系數(shù)由普朗特?cái)?shù)Pr和粘性系數(shù)確定，如式(10)所示[12]:

(10)

式中:cp為定壓比熱，單位為J/(kg·K).

劇烈的氣動(dòng)加熱使得結(jié)構(gòu)表面溫度急劇升高，同時(shí)熱傳導(dǎo)使得結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)溫度梯度，由于熱膨脹及結(jié)構(gòu)約束的作用，結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生熱應(yīng)力，進(jìn)而發(fā)生變形. 結(jié)構(gòu)的響應(yīng)方程可表示為式(11):

[σ]=[D][B]δ=[S]δ.

(11)

式中:[D]為彈性矩陣，[B]為應(yīng)變矩陣，[S]為應(yīng)力矩陣，δ為位移矩陣. 在高超聲速結(jié)構(gòu)受到氣動(dòng)力和氣動(dòng)加熱的共同作用，結(jié)構(gòu)的總應(yīng)變量既包括氣動(dòng)力引起的彈性應(yīng)變，也包括氣動(dòng)熱引起的熱應(yīng)變.

2 D6AC鋼多場(chǎng)耦合模擬與驗(yàn)證

D6AC鋼結(jié)構(gòu)工作時(shí)，氣動(dòng)加熱過程是持續(xù)的、非穩(wěn)態(tài)以及非線性的，流場(chǎng)、溫度場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)之間相互耦合作用. 以往的求解是將整個(gè)耦合作用過程分成三個(gè)部分來計(jì)算，但實(shí)際過程是連續(xù)的、反復(fù)循環(huán)的，使用拆分方法模擬出的結(jié)果有較大誤差. 所以本文采用流熱固耦合解法進(jìn)行高超聲速結(jié)構(gòu)多場(chǎng)耦合問題模擬，同時(shí)建立流體模型和結(jié)構(gòu)模型，流體域和固體域在耦合面實(shí)時(shí)交換數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)的同步計(jì)算. 耦合模擬過程如圖2(a)所示，給定初始的流體域溫度、壓強(qiáng)、來流速度及耦合面上的溫度分布，固體壁面為無滑移邊界條件，同時(shí)求解連續(xù)方程、動(dòng)量和能量守恒方程，得到流體域的熱流分布和壓力分布；然后通過數(shù)據(jù)插值將流體域的熱流和壓力數(shù)據(jù)映射到結(jié)構(gòu)域網(wǎng)格上，作為結(jié)構(gòu)場(chǎng)求解的邊界條件，基于有限元仿真得到結(jié)構(gòu)溫度分布及結(jié)構(gòu)位移；再通過數(shù)據(jù)插值將結(jié)構(gòu)場(chǎng)的溫度分布和位移信息映射到流體域網(wǎng)格，作為邊界條件進(jìn)行流體域的求解，直至達(dá)到所需的耦合計(jì)算時(shí)間. 流熱固耦合模擬模型如圖2(b)所示，高超聲速外流場(chǎng)求解采用基于有限體積法的Fluent求解器，結(jié)構(gòu)場(chǎng)求解采用Ansys Workbench中的Transient Structural求解器，流固耦合面的數(shù)據(jù)交換通過System Coupling模塊實(shí)現(xiàn). 仿真過程中，采用流體域和固體域一體化建模的方法，使得流體和固體區(qū)域在耦合面上的網(wǎng)格大小和節(jié)點(diǎn)位置均相同，避免了網(wǎng)格不匹配帶來的數(shù)據(jù)差值傳遞誤差，使計(jì)算結(jié)果更準(zhǔn)確.

(a)流熱固耦合數(shù)據(jù)傳遞過程

(b)流熱固耦合模型

2.1 風(fēng)洞噴管流場(chǎng)模擬

為驗(yàn)證本文D6AC鋼耦合分析方法的適用性和準(zhǔn)確性，針對(duì)風(fēng)洞進(jìn)行空載模擬和試驗(yàn)驗(yàn)證，得到出口流場(chǎng)參數(shù)，并將其作為D6AC鋼結(jié)構(gòu)多物理場(chǎng)耦合計(jì)算的邊界條件，模擬流程如圖3所示. 對(duì)風(fēng)洞噴管進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量為31826，質(zhì)量均大于0.98. 噴管入口邊界條件為壓力入口(Pressure-Inlet)，出口邊界條件為壓力出口(Pressure-Outlet)；壁面為絕熱壁面邊界條件(Wall)；對(duì)稱面為對(duì)稱邊界條件(Symmetry). 通過數(shù)值模擬得到三組噴管出口參數(shù)，包括出口馬赫數(shù)、出口溫度和出口壓強(qiáng)，如表1所示. 以表1工況3為例，計(jì)算得到噴管出口處的馬赫數(shù)分布和溫度分布，如圖4所示.

圖3 D6AC鋼模擬流程

表1 噴管流場(chǎng)參數(shù)

(a)噴管馬赫數(shù)分布

(b)噴管溫度分布

風(fēng)洞噴管試驗(yàn)如圖5所示. 由于皮托管本身對(duì)氣流有阻礙作用，所以它測(cè)量的總壓值是流場(chǎng)在產(chǎn)生激波后的流場(chǎng)總壓值，而非實(shí)際總壓值. 根據(jù)式(12)可得到流場(chǎng)實(shí)際的總壓值為

(12)

式中:PT為皮托管測(cè)量值，單位為MPa；P0為測(cè)點(diǎn)靜壓測(cè)量值，單位為Pa[13].

圖5 風(fēng)洞噴管示意圖

表2 噴管模擬-試驗(yàn)靜壓對(duì)比

三種工況下噴管測(cè)點(diǎn)換算的靜壓值與模擬得到的靜壓值進(jìn)行對(duì)比，如表2所示. 可以看出，在噴管測(cè)點(diǎn)靜壓誤差分別為3.2%，3.5%，0.8%.

2.2 高超聲速環(huán)境D6AC鋼流場(chǎng)模擬

結(jié)構(gòu)材料為超高強(qiáng)度合金結(jié)構(gòu)鋼D6AC，密度為7 900 kg·m-3，楊氏模量為1.2×1013Pa，熱膨脹系數(shù)為1.68×10-5K-1，泊松比為0.3，其他材料參數(shù)如表3所示. 初始溫度設(shè)置為300 K，流體為理想氣體，具體參數(shù)如表1所示，將噴管出口流場(chǎng)參數(shù)設(shè)置為遠(yuǎn)場(chǎng)壓力邊界條件，研究?jī)?nèi)部響應(yīng)時(shí)，選擇尾端作為固定面，將初始溫度設(shè)置為300 K，流體為理想氣體. 幾何尺寸如圖6所示，采用ICEM軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格總數(shù)為831 246，其中D6AC鋼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)為94 826，流體域網(wǎng)格數(shù)為736 420.

(a)計(jì)算域網(wǎng)格放大圖 (b)固體域網(wǎng)格放大圖 (c)D6AC鋼尺寸

表3 D6AC鋼主要參數(shù)

根據(jù)建立的模型進(jìn)行計(jì)算，總計(jì)算時(shí)間為40 s. 在不同工況下，D6AC鋼外流場(chǎng)溫度和壓力分布的趨勢(shì)相同，這里僅以表1工況2為例. 由于結(jié)構(gòu)前緣倒角為0.7 mm，對(duì)來流的阻滯作用較弱，所以在前緣形成了附體激波，且斜激波為主要形式，正激波的范圍較小，如圖7所示. 激波后氣流溫度和壓力發(fā)生急劇變化，在頭部形成一個(gè)局部高溫區(qū). 尾部下端不是平滑過渡，發(fā)生了激波與膨脹波的摻混和引射，并造成了附面層分離，貼近壁面的區(qū)域?yàn)榈退倭鲃?dòng)，遠(yuǎn)離壁面的區(qū)域?yàn)楦咚倭鲃?dòng)，形成渦流.

(a) 20 s時(shí)流場(chǎng)溫度分布

(c)20 s時(shí)流場(chǎng)壓力分布

(b)40 s時(shí)流場(chǎng)溫度分布

(d)40 s時(shí)流場(chǎng)壓力分布

圖8為三種工況下結(jié)構(gòu)前緣駐點(diǎn)溫度隨時(shí)間變化的曲線，可以看出駐點(diǎn)溫度隨時(shí)間的推移逐漸升高，這是由于在外流場(chǎng)氣動(dòng)加熱作用下，氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的熱量不斷向結(jié)構(gòu)內(nèi)部傳遞，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)溫度不斷升高. 開始時(shí)駐點(diǎn)溫度升高地較快，之后逐漸降低，這是由于在氣動(dòng)加熱初期，流體與結(jié)構(gòu)溫差較大，熱流密度也較大，隨著結(jié)構(gòu)溫度的升高，附面層內(nèi)的溫度梯度逐漸減小，使得壁面熱流密度逐漸下降，溫升速率也隨之減小，最終結(jié)構(gòu)的溫度場(chǎng)將達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài). 此外，來流溫度越高，相應(yīng)的駐點(diǎn)溫度也越高.

圖8 前緣駐點(diǎn)溫度隨時(shí)間變化曲線

2.3 D6AC鋼模擬結(jié)果驗(yàn)證

風(fēng)洞試驗(yàn)采用北京科技大學(xué)“極端特殊環(huán)境下材料及構(gòu)件實(shí)驗(yàn)評(píng)價(jià)科學(xué)裝置”，如圖9(a)和圖9(b)所示，風(fēng)洞尺寸與模擬計(jì)算相同，通過調(diào)節(jié)燃燒組分來控制試驗(yàn)溫度，試驗(yàn)溫度和來流速度與表1三種工況下的入口溫度和出口馬赫數(shù)保持一致. 試驗(yàn)中采用K型熱電偶進(jìn)行試件背風(fēng)處溫度測(cè)量[12]，熱電偶安裝位置與數(shù)值模擬中的溫度監(jiān)測(cè)位置相同，如圖9(c)所示. 結(jié)構(gòu)形貌變化監(jiān)測(cè)采用DY100A型高溫氧化燒蝕測(cè)量?jī)x，如圖9(d)所示，其測(cè)量原理是，基于高頻率相機(jī)中形貌變化過程的圖像，利用圖像分析對(duì)比技術(shù)，對(duì)實(shí)測(cè)圖像進(jìn)行分析計(jì)算.

(a)風(fēng)洞裝置原理圖

(b)風(fēng)洞裝置實(shí)物圖

(c)熱電偶位置

(d)材料燒蝕測(cè)量?jī)x位置

圖10為工況1下結(jié)構(gòu)發(fā)生失效的形貌變化，可以看出，頭部?jī)蓚?cè)最先失效，因?yàn)樵趦蓚€(gè)端面產(chǎn)生的氣動(dòng)熱數(shù)值最大，所以最先發(fā)生熔化，該過程與模擬結(jié)果一致.

(a)燒蝕開始第0 s

(b)燒蝕開始第2.2 s

(c)試驗(yàn)前形貌

(d)試驗(yàn)后形貌

風(fēng)洞試驗(yàn)主要模擬10 km高空的實(shí)際環(huán)境，氧氣含量極低，因此D6AC鋼失效的主要形式是相變，由資料可知，D6AC鋼熔點(diǎn)是1 625 K，根據(jù)熔點(diǎn)得到它的熔化時(shí)刻，如表4所示.

表4 D6AC鋼相變開始時(shí)間

圖11為三種來流條件下結(jié)構(gòu)燒蝕量隨時(shí)間變化的模擬結(jié)果，可以看出，來流溫度越高，開始燒蝕的時(shí)間越早. 隨著來流溫度的升高，熱流密度逐漸增大，單位時(shí)間內(nèi)熱量累積速率不斷增大，因此試件開始熔化的時(shí)間依次提前. 根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和模擬結(jié)果可知，以D6AC鋼熔點(diǎn)為參考標(biāo)準(zhǔn)，達(dá)到熔點(diǎn)的時(shí)間與試驗(yàn)時(shí)間之間的誤差分別為0.3%，0.6%，0.5%.

圖11 結(jié)構(gòu)燒蝕量隨時(shí)間的變化曲線

圖12為三種來流條件下風(fēng)洞試驗(yàn)與模擬的監(jiān)測(cè)點(diǎn)溫度對(duì)比，可以看出，二者是相匹配的，模擬的最終溫度(t=40 s)也與試驗(yàn)結(jié)果吻合，三種工況下的模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果在時(shí)間歷程內(nèi)的最大誤差分別為3.13%、3.41%和2.14%. 因此，本文采用的數(shù)值模擬方法對(duì)于高超環(huán)境下熱防護(hù)材料氣動(dòng)熱計(jì)算和疲勞破壞等相關(guān)試驗(yàn)具有普適性和準(zhǔn)確性.

3 熱防護(hù)材料失效影響因素分析

高超聲速環(huán)境非常復(fù)雜，導(dǎo)致材料失效的因素很多，其中飛行高度、飛行速度、飛行迎角和飛行器形狀的影響較為顯著. 運(yùn)用之前證明過的耦合計(jì)算方法和D6AC鋼尺寸模型，可以探究出不同高度、速度、迎角以及不同飛行器形狀下氣動(dòng)熱的數(shù)值大小.

3.1 飛行速度對(duì)熱防護(hù)材料的影響

由于不同飛行速度會(huì)使結(jié)構(gòu)頭部對(duì)其前緣的空氣產(chǎn)生不同的壓縮效果，導(dǎo)致區(qū)域溫度和熱流分布情況不同，進(jìn)而影響到結(jié)構(gòu)內(nèi)部的傳熱及變形情況，所以有必要分析不同速度下熱防護(hù)材料的氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)響應(yīng)過程. 結(jié)構(gòu)材料為D6AC鋼，根據(jù)實(shí)際環(huán)境，以飛行高度20 km，迎角0°為初始條件，分別研究4Ma、5Ma、6Ma下結(jié)構(gòu)溫度隨時(shí)間的變化，最大溫度值如表5所示，結(jié)構(gòu)前緣溫度隨時(shí)間變化曲線如圖13所示. 可以看出，隨著馬赫數(shù)的增大，結(jié)構(gòu)前緣駐點(diǎn)的溫度也逐漸增大，但不同速度下，結(jié)構(gòu)前緣的溫度趨勢(shì)是一致的，這將有利于預(yù)估更高馬赫數(shù)下的氣動(dòng)加熱.

(a)工況1

(b)工況2

(c)工況3

圖13 不同馬赫數(shù)下結(jié)構(gòu)前緣溫度變化曲線

表5 不同速度條件溫度最大值

3.2 飛行高度對(duì)熱防護(hù)材料的影響

由于飛行器與目標(biāo)之間的距離會(huì)產(chǎn)生變化，飛行高度也會(huì)進(jìn)行調(diào)整. 不同海拔高度下大氣密度、溫度等參數(shù)會(huì)有所不同，具體數(shù)據(jù)如表6所示. 以表6參數(shù)為邊界條件，飛行馬赫數(shù)為5，迎角為0°，最大溫度如表7所示，溫度隨時(shí)間變化曲線如圖14所示. 可以看出，在飛行速度，迎角一致的情況下，15～35 km海拔范圍內(nèi)，隨著高度的增加，結(jié)構(gòu)最大溫度逐漸降低. 主要原因是，隨著高度增加，大氣壓強(qiáng)和密度逐漸減小，氣流壓縮和摩擦作用減小，氣動(dòng)加熱作用減小，熱量減小，致使結(jié)構(gòu)溫度和變形量都減小.

表6 不同海拔大氣屬性

表7 不同高度條件溫度最大值

圖14 不同飛行高度前緣溫度變化曲線

3.3 飛行迎角對(duì)熱防護(hù)材料的影響

實(shí)際飛行中，飛行迎角會(huì)隨著飛行姿態(tài)的改變而產(chǎn)生變化. 迎角不同，將引起溫度、壓強(qiáng)等參數(shù)的改變，激波形狀和位置也會(huì)受到影響. 根據(jù)飛行特點(diǎn)，本文選擇-10°、-5°、0°、5°、10°五種狀態(tài)，分析飛行迎角對(duì)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)影響，其中飛行高度20 km，飛行速度5Ma，以此得到最大溫度值如表8所示，結(jié)構(gòu)前緣溫度隨時(shí)間的變化曲線如圖15所示. 可以看出，隨耦合時(shí)間的增加，結(jié)構(gòu)前緣溫度逐漸增加，針對(duì)本文所研究的尺寸結(jié)構(gòu)，迎角為正時(shí)的結(jié)構(gòu)溫度要高于迎角為負(fù)時(shí)的結(jié)構(gòu)溫度，按照迎角由負(fù)到正的順序，隨著迎角的增大，結(jié)構(gòu)的溫度逐漸增加.

表8 不同迎角條件溫度最大值

圖15 不同飛行迎角前緣溫度變化曲線

3.4 飛行器形狀對(duì)熱防護(hù)材料的影響

高馬赫數(shù)環(huán)境飛行時(shí)存在著薄激波層和熵層，而不同飛行器形狀會(huì)對(duì)激波層的形態(tài)和熵層產(chǎn)生影響，從而改變氣動(dòng)熱數(shù)值大小. 為對(duì)比不同結(jié)構(gòu)形狀對(duì)氣動(dòng)熱的影響，本文考慮球頭與平頭兩種形狀，保持流體域尺寸和邊界條件一致，分別采用長(zhǎng)為37 mm，球頭半徑為7 mm的球頭模型和長(zhǎng)為37 mm的平頭模型，飛行高度20 km，飛行速度5Ma，迎角為0°，得到最大溫度值如表9所示，結(jié)構(gòu)前緣溫度隨時(shí)間變化的曲線如圖16所示. 可以看出，在相同馬赫數(shù)下，結(jié)構(gòu)前緣溫度隨耦合時(shí)間的增加而增大，且平頭模型的最高溫度大于球頭模型. 主要原因在于，球頭模型激波與固體表面的距離大于平頭模型，導(dǎo)致激波傳熱的耗散率高，傳導(dǎo)至固體表面的熱量少，而平頭模型激波與固體表面距離小，氣動(dòng)熱效果更劇烈.

圖16 不同飛行器形狀前緣溫度變化曲線

4 結(jié) 論

1)通過多物理場(chǎng)耦合數(shù)值模擬，分析了來流溫度對(duì)D6AC鋼結(jié)構(gòu)氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響，結(jié)果表明D6AC鋼在服役狀態(tài)下，前緣溫度最高，最易發(fā)生失效；來流總溫越高，服役時(shí)間越短.

2)進(jìn)行了地面風(fēng)洞試驗(yàn)， D6AC鋼相變開始時(shí)間和監(jiān)測(cè)點(diǎn)溫度變化與數(shù)值模擬相吻合，證明了本文采用的多物理場(chǎng)研究方法在高超聲速環(huán)境下熱流固耦合方法的適用性與準(zhǔn)確性.

3)根據(jù)多物理場(chǎng)研究方法對(duì)其他影響氣動(dòng)熱的因素進(jìn)行深入探究，模擬了不同飛行速度、飛行高度、飛行迎角以及飛行器形狀下氣動(dòng)熱數(shù)值的大小. 研究發(fā)現(xiàn)，隨著馬赫數(shù)的升高，結(jié)構(gòu)前緣溫度逐漸升高；飛行海拔高度增加，空氣稀薄，氣動(dòng)熱減少；根據(jù)本文采用的D6AC模型，迎角為負(fù)時(shí)結(jié)構(gòu)前緣表面的高溫區(qū)逐漸變?。幌嗤R赫數(shù)下，平頭模型較球頭模型的氣動(dòng)熱效果更為顯著.