聶 亮，李 宇，劉宇飛，袁 野，劉國仟，周 禹

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076)

引 言

對于高速飛行器，地面試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算均表明舵軸是受熱最嚴(yán)酷的部位之一[1-3]，嚴(yán)重時(shí)會(huì)使舵軸超溫或者燒蝕(見圖1);同時(shí)作為重要的傳力部件還要承受較大的力矩載荷，這使得舵軸的耐溫設(shè)計(jì)要求極為苛刻[4]。

圖1 試驗(yàn)后的舵軸形貌Fig.1 Morphology of rudder after experiment

空氣舵及其縫隙的熱環(huán)境十分復(fù)雜[5]，早期受制于研究手段，國內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)較少[6-8];近些年來隨著計(jì)算仿真水平和試驗(yàn)?zāi)芰Φ倪M(jìn)步，關(guān)于空氣舵舵縫及舵軸的研究[2-3，9]才逐漸增多并成為熱點(diǎn)。

為減小空氣舵舵軸的防隔熱設(shè)計(jì)壓力，可從提高空氣舵舵軸材料性能、增大舵軸尺寸或采用主動(dòng)防熱手段[10-11]考慮，但這種方法往往受諸多因素制約，總體方案難以滿足；也可以從優(yōu)化舵軸熱環(huán)境考慮，該方法思路是通過控制空氣舵縫隙內(nèi)流動(dòng)，避免舵軸直接和來流“撞擊”，從而降低舵軸熱環(huán)境。第2種思路最典型的做法就是在空氣舵前增加整流帽[12]，其能夠在特定飛行狀態(tài)下明顯減小舵軸熱環(huán)境，但由于整流帽和空氣舵之間距離較遠(yuǎn)，當(dāng)空氣舵擺動(dòng)舵偏較大或者飛行攻角較大時(shí)，其對流動(dòng)的阻擋作用減弱，舵軸熱流減小則相對不明顯。

基于此，為減小舵軸的防熱壓力，本文受整流帽對舵軸保護(hù)方式的啟發(fā)，從流動(dòng)機(jī)理分析，通過在舵軸周圍近距離設(shè)計(jì)防熱環(huán)，“貼身”保護(hù)舵軸，并在空氣舵相應(yīng)轉(zhuǎn)動(dòng)位置配合設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)動(dòng)溝槽(見圖2)，將舵軸的高熱流區(qū)轉(zhuǎn)移到防熱環(huán)，大幅減小舵軸的氣動(dòng)熱載荷。從而實(shí)現(xiàn)舵軸承力不承熱，防熱環(huán)承熱不承力，有效實(shí)現(xiàn)舵軸承力功能和防熱環(huán)承熱功能的分離。本文從仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證兩方面對防熱環(huán)降低舵軸熱流效果的有效性進(jìn)行介紹。

圖2 舵軸防熱環(huán)結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Structure of rudder thermal-protection ring

1 計(jì)算方法和狀態(tài)

1.1 計(jì)算方法

本文涉及的氣動(dòng)熱環(huán)境采用有限體積法求解積分形式的三維可壓N-S方程[13-14]，氣體模型為完全氣體?？刂品匠虨?/p>

1.2 計(jì)算狀態(tài)

計(jì)算外形為圓錐-“×”型全動(dòng)空氣舵外形，空氣舵與艙體之間的縫隙高度為3 mm。計(jì)算狀態(tài)如表1所示，來流氣體為空氣，壁溫為300 K等溫壁。

表1 計(jì)算狀態(tài)Table 1 Calculation conditions

2 防熱環(huán)的流動(dòng)及熱環(huán)境規(guī)律

全動(dòng)空氣舵及其干擾區(qū)熱流分布特點(diǎn)如圖1和圖3所示，可以看出，空氣舵區(qū)域熱流分布復(fù)雜，其中舵軸是空氣舵氣動(dòng)加熱最嚴(yán)酷的區(qū)域。因此，對于舵軸來說，防熱設(shè)計(jì)壓力巨大。

圖3 空氣舵熱流密度分布示意圖Fig.3 Heat-flux distribution of rudder

根據(jù)上文思路，在舵軸周圍設(shè)置一圈防熱環(huán)，開展了不同因素下防熱環(huán)方案的氣動(dòng)熱評(píng)估。

2.1 有無防熱環(huán)的影響規(guī)律

2.1.1 舵軸熱流的影響

圖4給出了有無防熱環(huán)情況下舵軸和防熱環(huán)熱流的對比，可以看出，增加防熱環(huán)后舵軸熱流明顯降低，層流狀態(tài)的舵軸干擾區(qū)熱流峰值由不帶防熱環(huán)的約1.8 MW/m2降至帶防熱環(huán)的約0.2 MW/m2;湍流狀態(tài)的舵軸干擾區(qū)熱流峰值由不帶防熱環(huán)的約2.4 MW/m2降至帶防熱環(huán)的約0.8 MW/m2;原舵軸區(qū)域的高熱流前移至防熱環(huán)，縫隙內(nèi)防熱環(huán)的熱流和原舵軸熱流接近但略低。

空氣舵與艙體間縫隙內(nèi)外防熱環(huán)熱流差異的分析如圖5所示，可以看出，縫隙外防熱環(huán)由于前方空氣直接“撞擊”在防熱環(huán)上，形成高熱流區(qū);而縫隙內(nèi)防熱環(huán)由于前方受舵縫隙的影響，進(jìn)入縫隙內(nèi)的氣體速度和溫度都相對較低，因而熱流相對縫隙外防熱環(huán)要低。

(a) Case with thermal-protection ring,laminar

2.1.2 縫隙內(nèi)流動(dòng)的影響

增加防熱環(huán)后，受防熱環(huán)的阻擋作用，舵軸前縫隙內(nèi)的速度和壓力均有一定程度的降低，從而減小舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙熱密封的壓力。

以工況3為例，將圖6中舵軸及防熱環(huán)所在位置沿舵對稱截面方向截取舵軸縫隙內(nèi)的流動(dòng)情況進(jìn)行分析，不帶防熱環(huán)舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙內(nèi)的速度為250～300 m/s(見圖7(a))，增加防熱環(huán)后舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙內(nèi)的速度降為150～200 m/s(見圖7(b));不帶防熱環(huán)舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙內(nèi)的氣體壓力約為 30 kPa，增加防熱環(huán)后舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙內(nèi)的壓力降為約10 kPa(見圖8)。舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙內(nèi)熱流的降低、流動(dòng)速度的降低及氣體壓力的降低，能夠有效增加動(dòng)熱密封方案設(shè)計(jì)的可靠性。

圖6 舵軸及防熱環(huán)位置示意Fig.6 Positions of rudder and thermal-protection ring

(a) Case without thermal-protection ring

(a) Case without thermal-protection ring

2.2 舵偏影響規(guī)律

圖9給出了不帶防熱環(huán)情況下不同舵偏舵軸干擾區(qū)熱流的分布對比情況，可以看出，對于舵軸干擾區(qū)，隨著舵偏的變化，舵軸干擾區(qū)的高熱流部位位置也隨之變化;負(fù)舵偏時(shí)，舵軸高熱流區(qū)域位于舵軸靠背風(fēng)大面積一側(cè)，正舵偏時(shí)，舵軸高熱流區(qū)域向舵軸靠迎風(fēng)大面積一側(cè)移動(dòng)，舵軸干擾區(qū)熱流峰值隨著舵往正向偏轉(zhuǎn)而增加。

(a) Case of -5° rudder deflection

圖10給出了帶防熱環(huán)情況下防熱環(huán)及舵軸區(qū)域不同舵偏的熱流對比，可以看出，帶防熱環(huán)后舵軸高熱流區(qū)域往縫隙內(nèi)防熱環(huán)位置處移動(dòng)，而舵軸受防熱環(huán)的遮擋熱流明顯下降;和不帶防熱環(huán)情況類似，負(fù)舵偏時(shí)防熱環(huán)熱流相對較小，并且在負(fù)舵偏情況下空氣舵對縫隙外的防熱環(huán)前方流動(dòng)形成一定的阻擋作用，可以有效降低縫隙外防熱環(huán)的熱流。

通過不同舵偏情況下帶防熱環(huán)和不帶防熱環(huán)舵軸熱流結(jié)果的對比可以得出，防熱環(huán)舵軸降熱方案對不同舵偏的適應(yīng)效果均較好。

(a) Case of -5° rudder deflection

2.3 流態(tài)影響規(guī)律

圖11給出了不同流態(tài)情況下舵軸及防熱環(huán)附近區(qū)域的熱流分布對比，可以看出，有防熱環(huán)情況下，舵軸熱流較低，層流流態(tài)下舵軸熱流大于湍流流態(tài);對于防熱環(huán)，縫隙內(nèi)的防熱環(huán)熱流湍流流態(tài)明顯低于層流流態(tài)，而縫隙外的防熱環(huán)熱流差別相對較小，湍流熱流略高于層流熱流，具體量值規(guī)律可能隨狀態(tài)的變化略有差別?？p隙內(nèi)不同流態(tài)防熱環(huán)熱流的差別分析可參見文獻(xiàn)[15]中的相關(guān)分析。

(a) Laminar result

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

針對上文分析的舵軸防熱環(huán)能夠?qū)⒍孑S的高熱流區(qū)轉(zhuǎn)移到防熱環(huán)，降低舵軸熱流，從而有效實(shí)現(xiàn)舵軸承力功能和防熱環(huán)承熱功能的分離，大大降低舵軸的防熱設(shè)計(jì)壓力。本節(jié)給出了試驗(yàn)驗(yàn)證情況，試驗(yàn)狀態(tài)以駐點(diǎn)熱流為參考熱流，簡化為表2的4個(gè)臺(tái)階狀態(tài)，試驗(yàn)總時(shí)間195 s。

表2 試驗(yàn)狀態(tài)Table 2 Experiment conditions

圖12給出了長時(shí)間高溫來流狀態(tài)試驗(yàn)后空氣舵及防熱環(huán)情況，可以看出，經(jīng)過長時(shí)間氣動(dòng)加熱，空氣舵舵軸依然能正常工作，未出現(xiàn)高溫情況;防熱環(huán)金屬表面顏色加深，說明其在試驗(yàn)過程中經(jīng)歷高溫加熱，但未損壞;防熱環(huán)顏色加深的區(qū)域和預(yù)示的防熱環(huán)高熱流區(qū)域一致，表明了計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。

圖12 防熱環(huán)試驗(yàn)結(jié)果和仿真結(jié)果對比Fig.12 Experiment result and simulation result

4 結(jié)論

本文通過對舵軸防熱環(huán)縫隙流動(dòng)及其氣動(dòng)加熱影響規(guī)律的分析，得到以下結(jié)論:

(1)提出了一種在舵軸附近“貼身”設(shè)置防熱環(huán)的方案，數(shù)值仿真結(jié)果表明該方案能夠明顯降低空氣舵舵軸區(qū)域熱環(huán)境，對飛行工況具有廣泛適應(yīng)性;

(2)防熱環(huán)的降熱機(jī)理是通過對縫隙內(nèi)高溫高速氣流提前阻擋，將高能氣流滯止于防熱環(huán)上，將舵軸高熱流區(qū)向防熱環(huán)轉(zhuǎn)移，實(shí)現(xiàn)防熱環(huán)的降熱;

(3)通過試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了防熱環(huán)方案的有效性，實(shí)現(xiàn)了舵軸承力功能和防熱環(huán)承熱功能的有效分離，增加了舵軸防隔熱設(shè)計(jì)和承載設(shè)計(jì)的可靠性;

(4)通過防熱環(huán)對氣流的阻擋，舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)縫隙區(qū)域的氣流速度、壓強(qiáng)和熱流均明顯降低，有利于降低舵軸轉(zhuǎn)動(dòng)熱密封方案的設(shè)計(jì)難度。