電弧風洞轉(zhuǎn)動部件動密封試驗

楊遠劍,陳德江,趙文峰,張松賀,江 波

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000)

電弧風洞轉(zhuǎn)動部件動密封試驗

楊遠劍*,陳德江,趙文峰,張松賀,江 波

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000)

翼/舵等部件在轉(zhuǎn)動條件下熱結構/匹配/密封考核一直是高超聲速飛行器研制階段的技術難點，以前該類考核基本采用高超聲速驗證器在飛行條件下直接考核。基于該地面考核難題，在電弧風洞上開展了相應的試驗技術研究，針對如何建立流場、解決流場堵塞、轉(zhuǎn)動條件下流場控制等技術問題提出了相應的解決方案，并成功應用于轉(zhuǎn)動部件熱結構、熱匹配及熱密封試驗中，結果表明：試驗模型表面熱流分布與飛行條件下較為一致，轉(zhuǎn)動過程中流場穩(wěn)定，在國內(nèi)首次實現(xiàn)了高超聲速飛行器轉(zhuǎn)動部件動密封地面試驗考核。

轉(zhuǎn)動部件；動密封；電弧風洞

0 引 言

目前，高超聲速飛行器發(fā)展方興未艾，各國都在大力開展高超聲速飛行器研究。常見的高超聲速飛行器主要包括以下幾種外形：翼身組合體、翼身融合體、升力體及傳統(tǒng)的軸對稱體[1]。相對于傳統(tǒng)的軸對稱體的導彈、火箭及大鈍體的宇宙飛船，前三種外形高超聲速飛行器都具有高的升阻比，靜穩(wěn)定裕度相對較低，其姿態(tài)控制主要采用姿態(tài)控制火箭發(fā)動機及翼/舵轉(zhuǎn)動來完成控制。飛行條件下翼/舵在轉(zhuǎn)動時局部參數(shù)發(fā)生突然變化，除帶來翼/舵自身熱結構問題外，還存在其與連接部位的熱結構、熱匹配問題及轉(zhuǎn)動熱密封問題，可能導致局部溫度升高，嚴重時甚至出現(xiàn)“熱穿透”或?qū)е嘛w行器熱結構失效。國外基本采用靜態(tài)輻射考核[2-4]及高超聲速驗證器在飛行條件下直接考核，不可預知性大、風險大、影響大。因此如何在地面上開展相應的熱結構、熱匹配及熱密封試驗考核就變得尤為重要。針對典型的后緣舵轉(zhuǎn)動部件模型，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所大功率電弧風洞上首次開展了相應的轉(zhuǎn)動熱密封試驗技術研究，并成功應用于試驗中，得到了較為滿意的試驗結果。

1 電弧風洞轉(zhuǎn)動部件動密封試驗技術方案

1.1 試驗模型選取原則

一般情況下，開展熱結構、熱匹配及熱密封試驗必須采用與被考核飛行器材料及結構一致的模型，不能采用縮比的方式。由于高超聲速飛行器尺寸較大，將整個飛行器放進風洞進行熱結構考核是不現(xiàn)實的，只能截取飛行器特定局部部位進行相應的考核。對于典型的全動轉(zhuǎn)向部件而言，選取全動轉(zhuǎn)向部件及相鄰的連接結構即可。而對于后緣轉(zhuǎn)動部件(圖1)，由于受前體影響，必須保留部分前體，以保證轉(zhuǎn)動部位的整體結構及考核效果。

1.2 試驗流場構建

開展轉(zhuǎn)動部件熱結構、熱匹配及熱密封試驗時，由于要考核不同部件之間的匹配性能，因此在風洞上建立的試驗流場應盡量與飛行條件下一致或相近，以保證燒蝕/結構匹配性盡量與飛行條件下一致，達到較好的考核效果。一般情況下轉(zhuǎn)動部件位于高超聲速飛行器后部或尾部，受前體流場(如頭部激波、翼/身激波等)的影響，來流特征較為復雜，因此，如何構建流場，在考核部件表面產(chǎn)生與飛行條件下相似或一致的表面熱流分布是設計試驗的關鍵性問題。

針對圖1所示的轉(zhuǎn)動部件，由于前體及連接部位等被截部位內(nèi)部結構不能直接暴露于流場中，為此需設計相應的導流及密封裝置，同時由于飛行條件下飛行馬赫數(shù)較高，地面電弧風洞試驗馬赫數(shù)較低(一般噴管出口為5～7)，流場具有一定的差異性，為此，可通過考慮設計導流裝置的外形來改變來流形狀，結合風洞流場與飛行流場的差異來構建試驗流場。前體部分導流可設計為半徑較大的鈍頭體或二維平面，以保證產(chǎn)生的激波與前體及轉(zhuǎn)動部件的距離足夠遠，以匹配飛行器飛行條件下轉(zhuǎn)動部件表面熱流分布特點。

該類試驗一般采用自由射流開展試驗，為保證連接部位其它非考核區(qū)域不受熱氣流影響，并保證熱氣流順利進入擴壓器(圖2)，保證風洞試驗段流場穩(wěn)定，連接部位迎風面應設計一定長度的導流裝置，以保證氣流充分擴張，同時使氣流順著連接部位側面流動。

除此之外轉(zhuǎn)動部件動密封試驗還具有相應的熱環(huán)境參數(shù)要求，轉(zhuǎn)動部件及其連接部位熱流應能覆蓋飛行狀態(tài)下的熱結構特性。熱環(huán)境參數(shù)受到設備功率、噴管出口大小、模型與噴管攻角及相對距離等因素共同作用，因此在試驗前需開展相應的數(shù)值模擬[5-6]，確定是否滿足試驗參數(shù)要求。

根據(jù)以上原則，通過改變導流裝置尺寸及外形，對圖1的試驗模型表面參數(shù)分布開展了相應的數(shù)值計算。經(jīng)過反復修改導流裝置外形，迭代計算，得到了與飛行狀態(tài)條件下基本一致的計算結果，如圖3與圖4所示?？梢钥闯龆哌B接部位上干擾區(qū)參數(shù)分布基本一致，同時峰值接近針對飛行狀態(tài)開展的數(shù)值計算結果，滿足試驗要求。通過選擇噴管出口尺寸、更改模型與來流攻角及與噴管距離，滿足了轉(zhuǎn)動部件熱流要求。

1.3 轉(zhuǎn)動部件大幅度擺動的流場穩(wěn)定性

由于轉(zhuǎn)動部件動密封試驗一般需要都要考核轉(zhuǎn)動部件在極限狀態(tài)下(大擺角、不同頻率的振動)的熱結構、熱匹配性能，對于地面試驗來說，大幅度擺動過程中及擺動后流場是否穩(wěn)定也是試驗設計的重要環(huán)節(jié)。流場是否穩(wěn)定，主要在于擺動過程中氣流是否能全部進入擴壓器，使試驗段靜壓保持穩(wěn)定。模型與擴壓器距離不能太遠，以保證最大攻角下模型流場能全部進入擴壓器，同時模型攻角也不能太大，以免攻角太大導致流場堵塞。

2 電弧風洞轉(zhuǎn)動部件動密封試驗考核

針對圖1所示的試驗模型，開展了轉(zhuǎn)動部件動密封試驗。

2.1 試驗設備

根據(jù)試驗模型尺寸及試驗參數(shù)，試驗確定在中國空氣動力研究與發(fā)展中心大功率電弧風洞上進行，選用出口直徑為600 mm的錐形噴管開展試驗。

2.2 流場校測方法

(1) 總焓測量。在已知喉道面積，測得氣體流量和弧室總壓的條件下，可以利用高溫氣體熱力學函數(shù)表，利用等熵關系計算。近似關系為：

其中：H0為氣流總焓，J/g；P0為弧室壓力，MPa；A*eff為噴管喉道有效面積，mm2；G為氣流流量，g/s。

(2) 冷壁熱流測量。設計并加工了與模型外形及導流裝置一致的校測模型，冷壁熱流采用塞式量熱計進行測量，熱流可以用以下公式計算得出：

(3) 表面溫度測量。采用比色高溫計對模型典型部位的表面溫度進行測量。

(4) 模型內(nèi)部溫度測量。在連接部位、前體等局部典型部位，通過粘接熱電偶的形式進行模型內(nèi)部溫度測量。

2.3 試驗結果及分析

三個狀態(tài)的試驗參數(shù)如表1所示。

表1 各試驗狀態(tài)參數(shù)表Table 1 Parameters of tests

圖5為試驗過程中熱流較高狀態(tài)下10°舵偏熱流測點值。與圖6飛行狀態(tài)下轉(zhuǎn)動部件迎風面熱流狀態(tài)分布對比，可以看出二者之間分布基本保持一致，說明風洞建立的流場得到的熱流分布基本接近于飛行條件下的情況。10°舵偏下靠近連接部位一側無量綱比值(與舵中心點比)最大為1.88，遠離連接部位一側比值最小，比值為0.94；而10°舵偏下典型飛行狀態(tài)計算結果得到轉(zhuǎn)動部件迎風面比值最大約為2.2，最小約為1.2。與飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)動部件迎風面熱環(huán)境相比，地面試驗熱流測點結果在連接部位一側基本相當，遠離連接部位一側稍低，這主要是由于相對模型尺度而言，由噴管發(fā)展而來的流場尺寸仍然偏小，轉(zhuǎn)動部件表面遠離連接部位一側處于流場邊緣，熱流狀態(tài)相對較低。

試驗過程中水冷導流裝置前端激波穩(wěn)定，轉(zhuǎn)動部件按既定程序擺動，前體及連接部位上方的流場也隨著轉(zhuǎn)動部件擺動正常變化。試驗過程中試驗段靜壓隨著試驗狀態(tài)變化而穩(wěn)定變化，表明氣流穩(wěn)定進入擴壓器，轉(zhuǎn)動部件自身熱結構性能較好，轉(zhuǎn)動部件與連接部位熱結構、熱匹配性能較好，轉(zhuǎn)動部件轉(zhuǎn)動良好。模型表面典型部位溫度變化如圖7所示。模型表面升溫較快，典型部位的溫升速率均覆蓋了飛行條件下計算出的溫升速率，達到了熱結構考核的目的。在溫升達到一定程度后，轉(zhuǎn)動部件進行大幅度擺動，由于對應位置變化，模型表面溫度變化較大。從轉(zhuǎn)動軸處熱電偶測得的溫度(圖8)可以看出：轉(zhuǎn)動軸處溫度未出現(xiàn)異常升高的情況，同時連接部位其它部件中也未出現(xiàn)溫度異常升高，表明在要求的考核時間內(nèi)轉(zhuǎn)動部件轉(zhuǎn)動熱密封性較好。

3 結 論

針對高超聲速飛行器轉(zhuǎn)動部件轉(zhuǎn)動條件下流場特點，結合電弧風洞流場特性，開展了轉(zhuǎn)動部件動密封試驗技術研究，解決了試驗模型選取、試驗流場構建、轉(zhuǎn)動部件大幅度擺動的流場穩(wěn)定性等技術難題，并針對典型的轉(zhuǎn)動部件模型，通過計算分析得到了與飛行條件下模型表面熱流分布較為一致的高超聲速流場，并在電弧風洞上首次開展了轉(zhuǎn)動部件轉(zhuǎn)動條件下的熱結構、熱匹配試驗，前體及轉(zhuǎn)動部件附近的流場也隨著轉(zhuǎn)動部件擺動正常變化，在國內(nèi)首次實現(xiàn)了轉(zhuǎn)動部件動密封地面試驗考核，為高超聲速飛行器設計提供了試驗數(shù)據(jù)，降低了飛行試驗風險。

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Sealcomplementationtestforrotatablepartsinarcheatedwindtunnel

YANG Yuanjian*,CHEN Dejiang,ZHAO Wenfeng,ZHANG Songhe,JIANG Bo

(HypervelocityAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

Thermal structure,thermal match and thermal seal complementation ground test for rotatable parts such as airfoils and rudders is technically difficult in the research and development stage of strategic glide vehicles,and hypersonic vehicle flight test is a qualified solution to overcome this difficulty.Due to the difficulty in ground tests,the corresponding test techniques were investigated in an arc heated wind tunnel.Technical solutions were proposed to solve key problems including the initiation of the flow field,the flow field choking,and the flow field control in consideration of rotations.These techniques were successfully used for the rotatable parts in thermal structure,thermal match and thermal seal complementation test.The surface heat flux distribution has good agreement with the one in the flight condition,and the flow field is stable when the rotatable part is rotating.It is the first rotating thermal seal complementation ground test in China.

rotatable part; rotating thermal insulation; arc heated wind tunnel

0258-1825(2017)06-0828-04

V211.74+.4

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0147

2015-08-10;

2015-11-29

楊遠劍*(1979-)，男，重慶合川人，副研究員，主要從事防熱試驗技術研究.E-mail：yyjlkq@sina.com

楊遠劍,陳德江,趙文峰,等.電弧風洞轉(zhuǎn)動部件動密封試驗[J].空氣動力學學報,2017,35(6):828-831.

10.7638/kqdlxxb-2015.0147 YANG Y J,CHEN D J,ZHAO W F,et al.Seal complementation test for rotatable parts in arc heated wind tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):828-831.