艾邦成，陳 智，江 娟，聶春生，易仕和

（1. 中國航天空氣動力技術研究院，北京，100074； 2. 航天飛行器氣動熱防護實驗室，北京，100074；3. 空間物理重點實驗室，北京，100076；4. 國防科技大學空天科學學院，長沙，410073）

0 引 言

隨著飛行器機動性能指標的不斷提高，后緣舵、全動舵、體襟翼、柵格翼等多種操縱舵面逐漸應用于高超聲速飛行器。為了使這些部件自由活動，部件與飛行器間以舵軸鏈接，同時與機體間留有毫米量級的縫隙以防止干涉。雖然縫隙的尺度與舵面的尺度（米量級）相距甚遠，但其存在與否直接影響流動結構以及相應的氣動加熱特性。

針對體襟翼縫隙與機體干擾問題，Andreas Mack和Roger Schaefer 利用DLR-TAU 代碼研究X-38 飛行器上體襟翼鉸鏈縫隙流動對熱載荷的影響，并首次研究三維流動結構時的縫隙效應。研究發(fā)現，有縫隙存在時，體襟翼和機身之間存在強流動，因此分離區(qū)很小，使得襟翼效率提高，但相應的襟翼前端熱流較高。氣流流經縫隙在體襟翼上下兩面造成熱流激增，而且鉸鏈線部位由于氣流滯止導致熱流相對較高，體襟翼外邊緣熱流尤其高。

針對全動舵氣動加熱問題，美國海軍地面武器中心的白橡樹實驗室使用相變漆技術針對圓錐-舵外形開展了舵面及干擾區(qū)熱環(huán)境試驗研究，獲得了不同縫隙高度、雷諾數下的舵面、舵軸以及干擾區(qū)的熱流分布，發(fā)現隨著縫隙變大，舵軸以及舵軸干擾區(qū)氣動加熱顯著提升。李強等針對平板全動舵開展了流態(tài)對局部熱環(huán)境影響的計算與試驗研究，發(fā)現與大面積區(qū)域的變化規(guī)律相反，對于一定的舵/機身縫隙高度，層流狀態(tài)下舵軸的熱流高于湍流狀態(tài)，其原因是一方面受邊界層厚度的影響，層流狀態(tài)下進入空氣舵縫隙內的流動速度大于湍流狀態(tài)，另一方面層流流動更容易發(fā)生分離，在舵縫隙內的分離流動造成局部產生高熱流帶。Zhang 等利用NPLS 技術和溫敏漆（TSP）技術研究了不同高度安裝間隙的全動舵空間流場結構以及表面熱環(huán)境分布，直接展示了空間渦結構與高熱流條帶間的關系。

相較于全動舵和體襟翼僅與機身發(fā)生干擾，后緣舵同時存在與機翼和機身的干擾。其中與機翼干擾的氣動加熱機制與體襟翼類似，峰值熱流位于鉸鏈線上。舵與機身的干擾更為復雜，一方面其為三維干擾流動，同時存在流向、法向、展向的流動，另一方面這一區(qū)域同時出現兩個高熱流帶，一個位于舵面上，一個位于舵在機身的投影線上。對于此類干擾流動的氣動加熱特性此前并未見文獻報道，本文針對這一問題開展了數值模擬研究，分析了這一區(qū)域的氣動加熱特征及流動結構，并在風洞中基于NPLS 技術開展了空間精細流場結構的顯示試驗?；趯鈩蛹訜釞C理的分析進一步開展了局部外形優(yōu)化設計研究，探討通過局部修型降低熱流的可行性。

1 計算模型與計算方法

為不失一般性，本文直接使用簡化外形開展數值模擬，該外形由代表機身的尖前緣平板及機翼、后緣舵構成，模型長度3500 mm，舵與機身的縫隙高度為3 mm。由于當前研究不考慮側滑的影響，因此使用半模開展數值模擬。計算網格的拓撲及局部表面網格放大圖見于圖1，為捕捉舵在機身投影線處的高熱流條帶，對該區(qū)域進行局部加密，垂直于投影線方向的局部網格尺度控制在0.1 mm。此外為捕捉近壁溫度梯度，在網格生成時壁面第1 層網格高度統(tǒng)一取0.001 mm。

圖1 邊界條件設置及局部網格放大圖Fig.1 Boundary Condition Settings and Mesh Distribution in the Trailing Edge Rudder Interference Zone

本文主要考慮局部流場結構及氣動加熱機理，因此研究基于完全氣體模型開展，未考慮高溫真實氣體效應。數值模擬采用基于有限體積法的多塊對接網格程序進行，經過大量基礎研究及工程型號的驗證，其無粘通量采用AUSM+格式離散，粘性通量采用二階中心格式離散，時間隱式格式采用LUSGS 方法。

2 后緣舵/機身干擾區(qū)氣動加熱機理研究

以來流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、攻角10°、舵偏5°、壁溫300 K 作為基本工況開展基本流場結構和熱環(huán)境特征的分析。在此來流條件下基于模型長度的雷諾數僅為1×10，因此僅考慮層流工況。 圖2、圖3 給出了表面熱流、壓力云圖及表面極限流線。可以看到翼面上存在一條連續(xù)的高熱流帶，該條帶向后延伸到舵面末端，同時在舵面底部的投影線上也存在一條高熱流帶。由表面極限流線可見在翼身干擾區(qū)存在一條再附線，而舵身干擾區(qū)則存在兩條再附線。每條再附線分別對應了一條高熱流帶。特別注意到對于舵身干擾區(qū)，若以機身大面積區(qū)域作為參考點，熱流干擾因子達到了9 倍，而壓力干擾因子為1.1，熱流干擾因子遠大于壓力干擾因子。

圖2 模型表面熱流及壓力Fig.2 Heatflux and Pressure Contours of The Model

圖3 模型表面極限流線分布Fig. 3 Surface Streamline Distribution

在凸起物以及激波/邊界層干擾等干擾流動中，通常認為熱流干擾因子峰值與壓力干擾因子峰值存在正相關關系：

式中 對于層流=0.5，湍流=0.8，即熱流干擾因子小于壓力干擾因子，但在當前問題中，熱流干擾因子顯著大于壓力干擾因子，這一熱流干擾因子顯著增大的現象需要從流動結構的角度進行分析。

圖4、圖5 給出了=2800 截面及=3200 截面溫度云圖及截面流線。=2800 截面位于翼身干擾區(qū)，=3200截面在舵身干擾區(qū)且處于舵的中部，存在縫隙。由比較可以看到舵面上方二者溫度分布相近，但由于舵存在5°的舵偏，其對氣流的壓縮作用更強，導致=3200截面溫度更高。對比截面流線可以看到，=2800 截面流動近似一個旋轉了90°的后向臺階流動，在翼與機身相接處形成了一個漩渦，導致最高熱流存在于漩渦的再附線處。而=3200 截面上由于舵與機身間存在縫隙，實際形成了一個帶縫隙的后向臺階流動。當氣流在翼面迎背風壓差的作用下穿過縫隙時，相當于對后向臺階內漩渦氣流形成了抽吸。翼身、舵身干擾流動的結構如圖6 所示，二者的區(qū)別在于，舵身干擾流動中，舵在迎背風壓差的抽吸作用下，高溫氣體向機體下方運動，使得在機體上也存在一個高熱流帶，因此在舵-身干擾區(qū)附近存在兩條再附線。

圖4 截面位置示意圖及截面溫度云圖Fig.4 Schematic Diagram of Section Positions and Temperature Contours on the Sections

圖5 空間截面流線Fig.5 Streamlines on the Flowfield Sections

圖6 流動結構示意Fig.6 Flow Structure Diagram

圖7 為前述兩個截面的壓力云圖?？梢园l(fā)現，在翼身干擾區(qū)的回流區(qū)中壓力均基本維持定值，這與后臺階流動的特性也一致。而在舵身干擾區(qū)中，氣流的再附使得再附位置附近壓力較漩渦核心區(qū)略有升高，但由于抽吸氣流的氣體量較小，引起的壓力增量較小。與壓力不同，熱流由溫度梯度決定，抽吸作用將使高溫氣體向壁面移動從而造成熱流的急劇增大，這也解釋了前述干擾熱流增量大而干擾壓力增量小的現象。對于后緣舵-機身干擾區(qū)，因物面對光路的遮擋以及外圍強激波系的影響，傳統(tǒng)的紋影、陰影等測量手段難以奏效，因此采用近年來發(fā)展起來的NPLS 流場顯示技術開展研究，首次給出了該區(qū)域的精細局部流動結構。NPLS 技術是以納米粒子作為示蹤粒子，以脈沖平面激光作為光源，通過CCD 記錄流場中的粒子實現高分辨率測量。該技術克服了傳統(tǒng)的流動顯示與成像技術難以實現高時空分辨率和高信噪比測量的缺點，已經在可壓縮湍流、高超聲速圓錐邊界層轉捩中得到了成功的應用。試驗在國防科技大學馬赫6 高超聲速風洞中開展，來流總壓0.6 MPa，總溫425 K。試驗模型按照1∶20 縮比，但為了保證局部流場的分辨率，對縫隙處不進行縮比。NPLS 技術觀察的空間截面位置相對于模型的關系見于圖8。

圖7 流場截面壓力云圖Fig. 7 Pressure Contours on Flowfield Sections

圖8 風洞試驗模型及NPLS 觀察截面Fig.8 Wind Tunnel Experiment Model and NPLS Observation Section

圖9 分別為5°舵偏條件下的NPLS 圖與計算密度云圖、截面流線圖的對比。可以發(fā)現計算密度云圖的分布與試驗一致，同時比較與+0.5 μs 時刻NPLS 圖可以發(fā)現，前述舵與機身間渦旋結構被吸入縫隙內的過程被清晰反映出來，從流線圖上可清晰觀察到流線的再附。

圖9 密度、截面流線圖與試驗結果的對比Fig.9 Density, Cross-Sectional Streamline Diagram and Comparison of Test Results

3 后緣舵/機身干擾區(qū)局部外形優(yōu)化研究

在獲得了后緣舵/機身干擾區(qū)的氣動加熱機理后，可針對這一加熱機理針對性的開展局部外形的優(yōu)化設計研究，通過局部流動結構的控制實現局部熱環(huán)境的優(yōu)化。

由前述分析可知，后緣舵/機身干擾區(qū)氣動加熱機理為：氣流在翼面迎背風壓差的作用下穿過縫隙，這一氣流對機身與舵之間的漩渦產生抽吸，高溫氣體向機體下方運動在機身上再附形成高熱流帶。為降低這一再附的強度，可考慮降低再附速度，即通過增大舵與機身之間的縫隙，降低抽吸速度以降低熱流。但這種方法會導致舵面迎風面壓力降低，從而減小升阻比并降低舵效。

因此本文提出通過降低再附角度的方法降低再附強度，如圖10所示，對迎風面舵靠近機身處進行倒角，使縫隙對漩渦內氣流抽吸時其再附角度減小，從而降低熱流。

圖10 降低再附強度的策略Fig.10 Strategies to Reduce Reattachment Heatflux

基于上述思路對前述簡化模型在舵近機身一側的邊緣進行倒圓角，倒角半徑選為30 mm。繼續(xù)在來流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、5°舵偏下對優(yōu)化前后外形進行對比研究，數值模擬考察了10°、15°、20°3 個攻角工況。圖11 給出了10°攻角工況優(yōu)化前后外形流場在=3200 截面的空間流線。可以看到倒角達到了預期的效果，舵與機身間的渦在縫隙的抽吸作用下發(fā)生了變形并向縫隙內伸展，氣流的再附角度明顯減小。

圖11 x=3200 截面上的空間流線Fig.11 Spatial Streamlines on x=3200 Section

圖12 給出了各工況下外形原始模型/優(yōu)化模型表面熱流的對比，相應的峰值熱流見表1。

圖12 各計算工況表面熱流對比Fig.12 Contoursof Surface Heatflux

表1 優(yōu)化前后的峰值熱流Tab.1 Peak Heatfluxof Original/Optimized Geometry Shape

由圖12 和表1 可知，優(yōu)化后各工況的表面熱流均明顯降低，下降幅度達到了27%～31%，降熱效果明顯。需要說明的是，由于對整個舵底邊均進行了等半徑倒角，舵面干擾條帶處的局部曲率變小，導致舵面熱流條帶的峰值熱流小幅增大。為避免這一條帶的熱流增大可進行變半徑倒角，僅在邊緣處增大倒角半徑。

4 結 論

本文采用數值模擬方法及高精度流場顯示技術研究了后緣舵/機身干擾區(qū)的氣動加熱特征及空間流場結構，并根據對氣動加熱機理的分析提出了一種局部降熱外形優(yōu)化方法。具體結論如下：

a）后緣舵/機身干擾區(qū)的氣動加熱嚴重，在本文研究工況下，以機身的熱流為參考，峰值點處相對于機身的熱流干擾因子達到了9，且該值遠大于壓力干擾因子的1.1，熱流干擾因子和壓力干擾因子差異巨大。

b）后緣舵/機身干擾區(qū)的氣動加熱機理為：氣流在翼面迎背風壓差的作用下穿過縫隙對機身與舵之間的漩渦產生抽吸，高溫氣體向機體下方運動在機身上再附形成高熱流帶。縫隙的這種抽吸作用也是產生熱流干擾因子和壓力干擾因子差異巨大的原因。

c）采用舵下底面邊線局部倒圓角的方法可使得舵與機體間形成漩渦再附角度減小，有效降低舵投影線處的加熱熱流。在計算的3 個典型工況下降熱幅度達到了27%～31%，降熱效果顯著，可作為未來飛行器局部外形優(yōu)化的參考。