高超聲速飛行器主動(dòng)氣膜冷卻熱防護(hù)數(shù)值仿真研究

郭春海，張文武，向樹紅，張敏捷，童靖宇

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高超聲速飛行器主動(dòng)氣膜冷卻熱防護(hù)數(shù)值仿真研究

郭春海1，張文武1，向樹紅2，張敏捷2，童靖宇2

（1. 中國科學(xué)院寧波材料技術(shù)與工程研究所，寧波 315201；2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

為研究高超聲速飛行器頭部全覆蓋保護(hù)情況下的氣動(dòng)熱分布特征，文章提出一種微孔射流的主動(dòng)氣膜熱防護(hù)方案，并對(duì)射流微孔分布進(jìn)行優(yōu)化；通過數(shù)值求解N-S方程，得到高超聲速飛行器頭部的駐點(diǎn)壓力及表面、附近溫度分布。研究結(jié)果表明，在主動(dòng)氣膜冷卻熱防護(hù)下，高超聲速飛行器壁面溫度可以降到1000K以下。該方案可為未來高超聲速飛行器的外殼設(shè)計(jì)提供參考。

高超聲速；微孔射流；氣膜冷卻；數(shù)值模擬

0 引言

高超聲速一般指流動(dòng)或飛行的速度超過5倍聲速，即＞5。高超聲速飛行將產(chǎn)生劇烈的氣動(dòng)激波摩擦生熱，嚴(yán)重情況下，會(huì)產(chǎn)生萬度以上高溫等離子體[1]。因此，對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行充分的熱防護(hù)是十分必要的。

熱防護(hù)是高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)，國內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了許多研究工作。1921年Hartmann等[2]提出了在高超聲速飛行器的頭部加工小孔以產(chǎn)生聲波并改變激波頻率。1959年Burbank等[3]首先將頭部加工小孔的方法應(yīng)用到了高超聲速飛行器的熱防護(hù)上。Engblom等[4]研究了微孔的直徑與深度之比值為0.75和2的飛行器正向微孔附近的熱流分布和壓力分布。Yuceil等[5]利用紅外攝像儀研究了大直徑淺腔周圍的溫度分布，發(fā)現(xiàn)在淺腔周圍形成一個(gè)冷卻環(huán)，其溫度明顯低于飛行器球形鼻錐的表面溫度。Siltond等[6]研究了前部空腔的幾何結(jié)構(gòu)對(duì)高超聲速飛行器燒蝕情況的影響，研究表明對(duì)于固定的鼻錐，空腔深徑比為4時(shí)，空腔形成的低溫保護(hù)作用較好。Saravanan等[7]用數(shù)值模擬方法研究了前部空腔對(duì)熱傳導(dǎo)及空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)的影響，模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合。向樹紅等[8]用數(shù)值仿真方法研究了頭部一個(gè)單孔的氣膜熱防護(hù)情況。

盡管很多學(xué)者對(duì)氣膜冷卻這種方式進(jìn)行了研究，但針對(duì)馬赫數(shù)很大的飛行器的不多。部分學(xué)者研究了飛行器頭部單孔的情況，但沒有研究對(duì)飛行器頭部全覆蓋保護(hù)的情況?；诟叱曀亠w行器頭部氣動(dòng)熱分布特征，本文給出了一種較小直徑多孔的氣膜冷卻方案：在高超聲速飛行器頭部的腔體內(nèi)部設(shè)置冷源，腔體壁面上設(shè)置若干微孔；在驅(qū)動(dòng)力作用下冷源從小孔噴射出來，在腔體外表面形成全覆蓋氣膜。本文對(duì)氣膜冷卻過程進(jìn)行了數(shù)值模擬及優(yōu)化，研究結(jié)果表明該種氣膜冷卻方案能在高超聲速飛行器的頭部有效地形成一層低溫膜，減輕了飛行器頭部的燒蝕。

1 數(shù)值方法

1.1 控制方程與計(jì)算方法

經(jīng)坐標(biāo)變換后，三維非定?？蓧嚎s流的N-S方程形式為[9-10]

具有二階時(shí)間精度的三層隱式格式為

(2)

對(duì)于非定常流，本文采用二階精度，將上述隱式格式看成是關(guān)于的非線性方程組

式中：

(4)

為求解大規(guī)模非線性方程組，本文采用雙時(shí)間迭代方法，引入偽時(shí)間變量，考慮方程組

當(dāng)→+∞時(shí)，方程組(5)的解趨于定常，就有→0。這表明方程組(5)的定常解就是方程組(3)的解。故通過偽時(shí)間推進(jìn)求得方程組(5)的定常解，就可以得到的值。用表示的第次推進(jìn)迭代的解，則相應(yīng)的LU分解算法為

，

即

。 (6)

計(jì)算中，取當(dāng)?shù)貍螘r(shí)間步長為

；

1.2 邊界條件

1）根據(jù)Stefan-Boltzmann定律，輻射壁面的邊界條件為

其中：為表面材料的發(fā)射率；=5.6697×10-8W/(m2·K4)，為Stefan-Boltzmann常量。

根據(jù)熱傳導(dǎo)的Fourier定律，壁面熱流為

2）依據(jù)黏性流動(dòng)特性，將壁面來流速度邊界條件定為0。

3）來流的壁面壓力–壁面法向動(dòng)量方程為

4）在確定來流的壁面溫度和壓力后，其壁面密度可由狀態(tài)方程=確定。

5）另外，在遠(yuǎn)場采用自由流條件，出口采用外推邊界條件。

微孔射流入口邊界為入口壓力in，由計(jì)算所得駐點(diǎn)的最大壓力max決定，即in＞max。其中max為沒有射流情況下駐點(diǎn)的最大壓力。

2 模型與計(jì)算網(wǎng)格

球頭在現(xiàn)代高超聲速飛行器中有著廣泛的代表意義，本文以飛行器頭罩為研究對(duì)象，其示意圖如圖1所示，頭罩結(jié)構(gòu)尺寸為長度=100mm，球狀半徑=30mm，母線與球所成角度=9°。

圖1 飛行器頭罩示意圖

首先模擬飛行器頭罩無微孔射流的高超聲速氣動(dòng)熱流場，并與文獻(xiàn)[11]中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，驗(yàn)證求解過程的合理性。在此基礎(chǔ)上，模擬有微孔射流時(shí)的氣動(dòng)熱流分布，同時(shí)考慮到微孔對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的影響及加工微孔效率等因素，對(duì)飛行器頭罩微孔的分布進(jìn)行優(yōu)化。由于飛行器模型的對(duì)稱性，可以建立二維數(shù)學(xué)模型，以降低計(jì)算復(fù)雜度。計(jì)算時(shí)采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格建模，壁面附近適當(dāng)加密，如圖2所示。計(jì)算區(qū)域?yàn)?00mm長的飛行器前部區(qū)域，400mm長的尾部區(qū)域，縱向長度400mm；其中微孔直徑0.5mm，孔深1mm，孔等間距分布，間距1mm。其中，模型(a)為頭罩無微孔射流時(shí)的網(wǎng)格分布，模型(b)、(c)、(d)分別為微孔分布區(qū)域所對(duì)應(yīng)的頭部圓心角為90°、60°及30°時(shí)的網(wǎng)格分布。

(a)=0°??????(b)=90°

(c) a=60°??????(d) a=30°

3 計(jì)算結(jié)果分析

本文重點(diǎn)分析了低溫氣膜防護(hù)下飛行器頭罩的溫度場，在分析過程中忽略高溫氣體化學(xué)反應(yīng)的影響。為了驗(yàn)證仿真求解結(jié)果的合理性，根據(jù)文獻(xiàn)中已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)并結(jié)合相應(yīng)條件進(jìn)行了仿真，與美國航空航天局高超聲速飛行器X33的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較[11]，見圖3。其計(jì)算條件為：來流氣體為標(biāo)準(zhǔn)大氣，其壓力為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，速度為5倍聲速，初始溫度為273K。

圖3 溫度分布模擬值與X33 實(shí)驗(yàn)值比較

圖3中縱坐標(biāo)表示飛行器表面溫度；橫坐標(biāo)表示從飛行器頭部向尾部方向的距離。可以看出，總體上仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果較為一致，在飛行器頭罩的溫度分布上兩者有一定差異，這是因?yàn)樵诟叱曀亠w行過程中，頭罩會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的電離、化學(xué)效應(yīng)，而這部分因素在仿真過程中被忽略了。

在上述驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，又進(jìn)行了數(shù)值模擬，計(jì)算參數(shù)如下：飛行高度=50km，來流氣體壓力∞= 87.86Pa，來流=15，初始溫度∞=282.7K，微孔射流氣體初始溫度in=100K。圖4為無微孔射流時(shí)飛行器周圍氣體的壓力、速度和溫度分布云圖。

(a) 壓力分布

(b) 速度分布

(c) 溫度分布

由圖4可見，由于來流的攻角為0°，流場分布上下對(duì)稱，在駐點(diǎn)處的最大壓力為23.9kPa，而受黏性作用影響，飛行器壁面附近來流速度為0，導(dǎo)致了壁面上的溫度很高，在駐點(diǎn)處溫度最高達(dá)到14000K左右。

基于此計(jì)算結(jié)果，模擬微孔射流情況下的流場分布，設(shè)定微孔射流的入口壓力in=25.1kPa。圖5～圖7分別為有微孔射流時(shí)，3種微孔分布情況下飛行器周圍氣體的壓力、速度和溫度分布云圖。

(a)=90°

(b)=60°

(c) a=30°

(a)=90°

(b)=60°

(c) a=30°

(a)=90°

(b)=60°

(c) a=30°

由圖5可以看出，飛行器頭部駐點(diǎn)附近存在一個(gè)高壓區(qū)，受到微孔射流的壓力影響，該高壓區(qū)范圍要比無微孔射流時(shí)大。

由圖6可以看出，微孔射流下的壁面附近存在一個(gè)低速區(qū)，但該低速區(qū)與無微孔射流時(shí)的有所不同，包括低速的射流氣體區(qū)域和黏性作用下的邊界層，因此范圍比無微孔射流時(shí)相對(duì)較大。同時(shí)發(fā)現(xiàn)低速射流氣體對(duì)尾渦也有很大的影響。

圖7所示的飛行器周圍氣體溫度分布與無微孔射流時(shí)完全不同：無微孔射流時(shí)壁面附近是一個(gè)高溫區(qū)，而有微孔射流時(shí)壁面附近被一層低溫區(qū)域包圍，這正是微孔氣膜冷卻主動(dòng)熱防護(hù)的意義所在。

由以上各圖還可以看出，對(duì)于3種不同的微孔分布，微孔數(shù)量越多，壁面附近的低速、低溫區(qū)域越大。但兼顧考慮飛行器頭罩結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及微孔加工效率等因素，應(yīng)在實(shí)現(xiàn)飛行器全區(qū)域低溫保護(hù)的前提下，盡量減少微孔數(shù)量。由仿真結(jié)果得到，微孔所占區(qū)域=30°時(shí)即能形成低速、低溫氣膜。

圖8為飛行器頭罩（圖1中A-A處）在有/無氣膜保護(hù)時(shí)壁面附近的溫度分布。由圖可見，當(dāng)無氣膜時(shí)，來流溫度在靠近飛行器過程中迅速上升，在壁面附近達(dá)到最大值（14000K左右）；而有氣膜時(shí)，來流溫度在靠近飛行器過程中上升，在距壁面一定距離處（約10mm）達(dá)到最高，進(jìn)一步貼近壁面時(shí)降低，最終壁面溫度接近微孔射流的溫度。

圖8 飛行器頭罩壁面附近的溫度分布

圖9為飛行器側(cè)壁面不同位置有/無氣膜保護(hù)時(shí)的溫度分布。由圖可見，在無氣膜時(shí)，從壁面到遠(yuǎn)離壁面，溫度呈現(xiàn)由高到低的變化趨勢；而有氣膜時(shí)，溫度呈現(xiàn)由低到高再到低的變化趨勢，從而驗(yàn)證了微孔射流形成的低速、低溫氣膜對(duì)飛行器的熱防護(hù)作用。

(a) 無氣膜

(b) 有氣膜

圖9 不同部位的溫度分布

Fig. 9 The temperature distribution of different positions

4 結(jié)束語

針對(duì)高超聲速飛行器熱防護(hù)問題，本文提出了一種微孔射流氣膜熱防護(hù)方案，并對(duì)微孔分布進(jìn)行了優(yōu)化分析；數(shù)值模擬了飛行高度=50km，來流=15時(shí)有/無氣膜保護(hù)下的流場分布。結(jié)果表明，無氣膜時(shí)，壁面最高溫度達(dá)到14000K左右；有氣膜時(shí)，壁面溫度可以降到1000K以下，此時(shí)高超聲速飛行器的內(nèi)部溫度環(huán)境將大大改善。上述主動(dòng)式熱防護(hù)方案可以為未來的高超聲速飛行器的外殼設(shè)計(jì)提供一定的參考和借鑒。

在本文研究過程中沒有考慮高溫氣體的化學(xué)反應(yīng)的影響，且在氣膜孔的優(yōu)化方面所做工作有限。因此，后續(xù)將研究高溫氣體及等離子體下化學(xué)反應(yīng)對(duì)溫度場的影響；分析形成全區(qū)域氣膜保護(hù)前提下微氣孔數(shù)量的最少極限，以及對(duì)不同孔型的優(yōu)化。

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（編輯：張艷艷）

Numerical simulation of hypersonic vehicle thermal protection with active film cooling

GUO Chunhai1, ZHANG Wenwu1, XIANG Shuhong2, ZHANG Minjie2, TONG Jingyu2

(1. Ningbo Institute of Materials Technology and Engineering, Chinese Academy of Sciences, Ningbo 315201, China;2. Science and Technology on Reliability and Environmental Engineering Laboratory, Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

For studying the thermal distribution on the hypersonic vehicle head in the case of full cover protection, this paper proposes a thermal protection scheme with the active film cooling based on micro jet, and an optimization of the distribution of the film holes. By solving the Navier-Stokes equations, the hypersonic stagnation pressure and the surface temperature distribution of the vehicle front are obtained. It is shown that the temperature at the wall of the hypersonic vehicle could be below 1000K under the active thermal protection. This scheme provides a new idea for the future hypersonic vehicle design.

hypersonic; micro jet; film-cooling; numerical simulation

O355

A

1673-1379(2017)02-0132-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.02.004

2016-10-24；

2017-03-05

可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放基金；寧波市自然科學(xué)基金（編號(hào)：2015A610102；2015A610105）

郭春海（1980—），男，博士學(xué)位，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)橛?jì)算流體力學(xué)/數(shù)值傳熱學(xué)。E-mail: guochunhai@nimte.ac.cn。

http://www.bisee.ac.cn

E-mail: htqhjgc@126.com

Tel: (010)68116407, 68116408, 68116544