劉若愚，沈烽，張鵬，唐德佳，陶鍵

(1.上海航天控制技術研究所，上海 201109；2.空裝駐上海地區(qū)第一軍事代表室，上海 201109)

0 引言

高超聲速飛行器是一種飛行馬赫數(shù)≥5的適用于臨近空間的高速長航時飛行器，由于其快速、飛行時間長、機動性強、破壞力強以及難以攔截的優(yōu)勢，在21世紀成為世界各航天大國的主要研究內容，具有非常高的經(jīng)濟和軍事價值[1-2]。美軍借助X-51A導彈推動“全球快速打擊計劃”，洛克希德公司和波音公司也提出SR-72和Manta高超聲速飛機的概念[3]。高超聲速飛行器在飛行過程中，由于空氣的黏性摩擦和激波壓縮等作用，導致飛行器表面空氣溫度快速升高，高溫空氣不斷向低溫壁面如舵面、舵機等部件進行傳熱，舵機要在高溫條件下保持良好的工作特性，傳統(tǒng)的被動防隔熱技術難以滿足高超聲速飛行器使用要求，熱防護問題成為高超聲速飛行器設計的關鍵因素[4-7]。李芳勇等提出了利用液態(tài)CO2冷卻舵軸的方式[8]；韓海濤等提出利用堿金屬吸熱蒸發(fā)進行冷卻的疏導式舵軸防熱結構[9]；SONG K D和HUA Y X等提出了利用燃油冷卻的方式[10-11]。目前燃油再生冷卻方案已在沖壓發(fā)動機的冷卻系統(tǒng)中有了廣泛的應用[12-13]。

1 燃油再生冷卻系統(tǒng)設計

舵軸作為舵機中改變飛行器運動狀態(tài)的零件直接與舵面相連，舵面在溫度升高時會向舵軸傳熱，舵軸在承受高溫條件的同時還需要保持轉動和承載能力，而總體設計要求舵軸為保持承載能力且不能涂覆或加裝防隔熱材料而影響系統(tǒng)的剛度。為了保證舵軸工作過程中的結構強度，同時防止舵軸向舵機的驅動元件電機和反饋裝置電位器傳熱導致電機和電位器工作失效，需要控制舵軸的溫度。

考慮到飛行器發(fā)動機油箱中的燃油溫度相對較低，同時具有較好的比熱容，可以利用燃油對流換熱實現(xiàn)舵軸的主動冷卻。燃油冷卻舵軸后進入噴注器噴入發(fā)動機燃燒室，不需要額外的冷卻介質進行冷卻，也不會浪費飛行器系統(tǒng)中已有的燃油資源，同時還能利用整個飛行器產(chǎn)生的廢熱對燃油進行預熱，提高能量利用率和燃燒效率。舵軸的燃油再生冷卻系統(tǒng)的工作原理如圖1所示。

圖1 主動冷卻系統(tǒng)工作原理

燃油從發(fā)動機油箱分流后經(jīng)過穩(wěn)壓閥穩(wěn)定油壓，流經(jīng)舵軸進行主動冷卻。冷卻結構為串聯(lián)冷卻，冷卻液依次串聯(lián)流經(jīng)舵軸冷卻腔，在舵軸內部帶走熱量后回流至油箱經(jīng)噴注器注入發(fā)動機燃燒室。

1.1 舵軸及流道設計

本文研究對象為高超聲速飛行器的舵軸，針對舵軸防熱設計的目的是保證在1 200 s的飛行時間內，將舵軸溫度控制在軸承的最高正常工作溫度450 ℃以內，同時將電機的溫度控制在90 ℃以內；將安裝在框架上的電位器溫度控制在100 ℃以內，同時確保舵軸能夠承受極限彎矩1 400 Nm。

為在車保證舵軸強度的同時增大換熱面積，設計了具有微小孔道的舵軸結構，該結構相對于只采用單一大孔徑流道結構的舵軸具有更大的對流換熱面積，同時在微小孔道間保留有類似加強筋的結構形式，保證舵軸能夠承受更大的徑向載荷。燃油在舵軸內部沿圖2中箭頭流動，儲存在冷卻流道中的煤油與舵面根部進行換熱。

圖2 燃油流動方向

利用如圖3(a)所示的徑向孔道來減少舵面根部與舵軸的接觸面沿舵軸軸向對舵軸的傳熱，利用圖3(b)所示的軸向孔道來減少舵軸沿徑向的傳熱，從而將舵軸與軸承接觸面的溫度控制在所需的溫度范圍內。

圖3 舵軸冷卻孔道

1.2 系統(tǒng)設計與網(wǎng)格劃分

對舵軸的燃油再生冷卻效果進行仿真研究，建立如圖4所示的舵機模型。使用仿真軟件提取流道模型，如圖5所示。

圖4 舵機模型

圖5 舵軸內腔模型

對模型進行網(wǎng)格劃分，選取流固接觸面設置inflation細化邊界層，將網(wǎng)格尺寸設置為1 mm，網(wǎng)格劃分結果如圖6所示。

圖6 網(wǎng)格劃分結果

2 系統(tǒng)防熱仿真驗證

2.1 控制方程及湍流模型

流場模型控制方程主要基于流體的連續(xù)性方程和動量方程，可以表示為：

(1)

(2)

式中：t為時間；ρ為液體密度；vi、vj為速度矢量；xi、xj為位置矢量；p為壓強；μ為分子黏度；μt為湍流黏度。

仿真湍流模型選用基于Realizable的k-epsilon模型，其包含湍流黏性計算方程以及計算耗散率的傳輸方程，使得計算結果更貼近實際。該模型主要采用兩個傳遞方程來描述湍流，一個是確定湍流能量的湍流流動動能方程，另一個是表達湍流動能的能量耗散率的湍流耗散方程，可以表示為：

YM+Sκ

(3)

(4)

式中：κ為湍流動能；σκ為模型常數(shù)；ε為湍流動能耗散率；Pκ為由于平均速度梯度產(chǎn)生的湍流動能；Pb為由于浮力產(chǎn)生的湍流動能；YM表示可壓縮湍流中波動膨脹對總耗散率的貢獻；Sκ、Sε為模型參數(shù)；σε為湍流動能耗散率普朗特數(shù)；C1ε、C2ε、C3ε為常數(shù)。

2.2 邊界條件

定義各材料的屬性如表1所示。

表1 零件材料屬性

將舵面和艙體內壁溫度定義為熱源，舵面和艙體內壁在飛行過程中的溫升曲線分別如圖7(a)、圖7(b)所示。

圖7 舵面和艙體內壁溫度曲線

根據(jù)發(fā)動機分流的總冷卻液流量10 g/s，設定入口條件為恒定流速0.453 m/s，湍流半徑3 mm，出口條件設置為定出口壓力，冷卻液初始溫度和出口回流溫度設置為環(huán)境溫度40 ℃。采用SIMPLE算法和二階迎風格式進行求解，在解算前對模型進行初始化，設置固體模型初始溫度60 ℃，將仿真時長設置為飛行時長1 200 s。為了使仿真結果盡可能接近真實情況，將時間步長的最大迭代數(shù)設置為40次，同時能量方程的收斂值設置為1×10-12。

2.3 仿真結果

為了驗證燃油再生冷卻的冷卻效果，對比舵軸軸承安裝面、框架電位器安裝面、電機3個關鍵位置直接承熱和采用主動冷卻的溫度仿真結果。

舵軸溫度如圖8所示。從圖中可以看出，采用主動冷卻方案的舵軸軸承安裝面最高溫度約為410 ℃，滿足軸承最高工作溫度要求，相對于無燃油冷卻的仿真結果溫度降低10 ℃，滿足軸承工作溫度要求。

圖8 舵軸溫度云圖

框架溫度如圖9所示。從圖中可以看出，采用主動冷卻方案的情況下電位器安裝位置最高溫度約為90 ℃，相對于無燃油冷卻的仿真結果溫度降低260 ℃，可以滿足電位器的工作溫度要求。

圖9 框架溫度云圖

電機溫度如圖10所示。舵機直接承熱情況下電機最高溫度達到95 ℃，超過電機的最高工作溫度，存在工作異?；驌p壞的可能。采用主動冷卻方案的電機最高溫度約為70 ℃，溫度降低25 ℃，滿足電機工作溫度要求。

圖10 電機溫度云圖

冷卻液流經(jīng)每個舵軸出口的平均溫度如圖11所示。從圖中可以看出，冷卻液回到油箱的最高溫度達到65 ℃，采用串聯(lián)冷卻方式隨著冷卻液溫度升高，冷卻液的冷卻效果有所下降。

圖11 冷卻液出口平均溫度

為了在固定流量的冷卻液條件下獲得最佳冷卻效果，對比串聯(lián)冷卻和將總流量均分成兩路的先并聯(lián)后串聯(lián)的冷卻方式，結果如表2所示。其中軸承安裝面位于圖8(a)舵軸的圓圈區(qū)域所示，電位器安裝面位于圖9(a)框架的圓圈區(qū)域所示。

表2 串聯(lián)冷卻與串并聯(lián)冷卻效果對比 單位：℃

從表中數(shù)據(jù)可以看出采用串、并聯(lián)冷卻結構對于改善冷卻液回流到油箱的溫度沒有明顯優(yōu)勢，且將入口流量分流對于結構設計來說更為復雜，均分流量也更為困難，因此串聯(lián)冷卻優(yōu)于串、并聯(lián)冷卻。

3 結構強度仿真驗證

為了驗證在高溫條件下舵軸的結構強度，首先對系統(tǒng)進行受力分析。舵軸通過一對軸承支撐，主要承受作用在舵面上的彎力，舵軸及軸承受力分析如圖12所示，其中作用在舵面上的彎力為10 000 N。

圖12 舵軸受力分析圖

按照舵軸受力分析圖建立力的平衡方程得出F2=33 333 N，F(xiàn)1=23 333 N。F1和F2即為軸承的靜態(tài)徑向載荷。舵軸所受載荷為軸承的支反力，對軸承安裝處施加F1、F2作為載荷，將舵軸與舵面的對接安裝面固支進行仿真，仿真結果如圖13所示，在受力狀態(tài)下舵軸的等效應力為566 MPa。根據(jù)第四強度理論，舵軸材料屈服極限最高可達800 MPa，舵軸在極限載荷作用下的等效應力小于材料的屈服強度，證明具有加強筋結構的微流孔道舵軸強度能夠滿足承載要求。

圖13 舵軸等效應力云圖

4 結語

針對高超聲速飛行器舵軸的熱防護問題，提出了一種使用發(fā)動機燃油再生冷卻方案，并通過熱學和力學仿真分析，證明燃油冷卻方案的可行性。

1)根據(jù)燃油冷卻的熱控方案，使用飛行器發(fā)動機燃油作為冷卻介質，僅利用其熱容，不消耗燃油，充分利用了飛行器上現(xiàn)有資源，同時利用整個飛行器產(chǎn)生的廢熱對燃油進行預熱，提高了能量利用率和燃燒效率。

2)設計一種具有微小孔道結構的舵軸，該結構具有大的對流換熱面積，同時在微小孔道間保留有類似加強筋的結構形式，保證舵軸能夠承受更大的徑向載荷。

3)燃油冷卻的熱控方案可以有效地將舵軸的熱量吸收，將舵機關鍵位置的溫度控制在安全工作的范圍內。