高超聲速飛行器異型氣膜孔無噴流熱增量研究

商圣飛，向樹紅，楊艷靜，姜利祥，安亦然，宋旭東

（1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094；2. 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100094；3. 北京大學(xué)，北京 100871）

高超聲速飛行器是目前航空航天技術(shù)發(fā)展的前沿課題，由于高速的飛行，高超聲速飛行器將面臨的“熱障”、“黑障”和“氣動光學(xué)”效應(yīng)問題，這都是世界性的難題[1-2]。對于高超聲速飛行器而言，由于速度快而導(dǎo)致的熱效應(yīng)越來越突出，目前常采用的被動式防熱技術(shù)如防熱瓦、碳碳材料等已經(jīng)無法完成下一步型號研制的需求。有的飛行器以高馬赫數(shù)巡航時間長達1000 s，半被動式的熱管和燒蝕結(jié)構(gòu)也不能滿足設(shè)計需要。因此主動式的防熱方法顯得尤為重要。

氣膜冷卻技術(shù)常用在航空燃氣渦輪發(fā)動機渦輪葉片上，諸如對收縮擴張孔[3]、扇形孔[4-5]、Console孔[6-7]等的研究已經(jīng)比較成熟[8]。目前針對高超聲速飛行器的氣膜防熱的研究不多，所針對的來流速度不超過10 Ma[9-10]。筆者前期對異型孔氣膜冷卻作了相關(guān)研究[11-12]，但這些都是針對氣膜孔正常工作時冷卻效應(yīng)的研究，而對于高超聲速飛行器高速飛行時氣膜孔沒有噴流時的表面熱載荷卻沒有相關(guān)研究，這對高超聲速飛行器的可靠性應(yīng)用有著隱含的危險作用。

筆者針對多異型孔氣膜冷卻的頭錐開展分析，計算其不噴流情況下的熱流增量，對高超聲速飛行器的可靠性應(yīng)用提供參考。

1 CFD基礎(chǔ)理論模型

1.1 高超聲速黏性流動控制方程

直角坐標系下，包含化學(xué)反應(yīng)源項的三維守恒型Navier-Stokes方程組為[13]：

式中：U為守恒狀態(tài)變量向量；E、F、G為對流項向量；Ev、Fv與Gv為黏性項向量；S為化學(xué)反應(yīng)源項。其中U、E、F、G以及Ev、Fv、Gv、S的表達式可參考文獻[11]及[13]。

1.2 化學(xué)反應(yīng)

為了提高計算效率，文中化學(xué)反應(yīng)采用 PARK-I的5組分17步反應(yīng)模型[14]。PARK-I模型是用來模擬不考慮電離的空氣離解反應(yīng)的通用格式之一，包括5種組分（N2、O2、N、O、NO）、17步基元反應(yīng)，化學(xué)反應(yīng)速率遵守Arrhenius公式，反應(yīng)速率Kf是溫度的函數(shù)，逆向反應(yīng)速率Kb采用平衡常數(shù)求出：

其中頻率因子C1、溫度因子η、反應(yīng)活化能-ε0/k為擬合系數(shù)，平衡常數(shù)Keq根據(jù)溫度擬合曲線得到。PARK-I的5組分17步反應(yīng)具體參數(shù)見表1。

1.3 方法驗證

選取NASA TND-5450報告[15]中的實驗?zāi)Ｐ停瑏硇FD程序。計算模型如圖1所示。其中θc=15°，來流馬赫數(shù)為10.6，來流溫度T∞為47.34 K。采用等溫壁面Tw=294 K。驗證算例總共分成4個算例，其中 Case1和 Case2頭錐的頭部半徑為 8.525 mm，Case3、Case4頭部半徑為27.94 mm。Case1和Case3為 0°攻角，Case2和 Case4則為 20°攻角。驗證算例的更多信息可以查閱參考文獻[11]。

四種工況的計算結(jié)果和實驗結(jié)果的對比如圖 2所示。總體而言，計算結(jié)果和實驗結(jié)果符合較好，有攻角的算例迎風面的結(jié)果稍有偏低。

表1 Park-1化學(xué)反應(yīng)模型

圖1 NASA TND-5450報告[15]中的實驗?zāi)Ｐ?/p>

2 計算模型及條件

2.1 計算模型及網(wǎng)格

如圖 3所示，計算模型采用模擬頭錐結(jié)構(gòu)。圖3a、b分別為沒有開孔和開有 25個異型孔的半頭錐體，圖3c為單個異型孔的結(jié)構(gòu)。其中25異型孔中部為圓柱形孔，第一外圈均勻分布有12個異型孔，次外圈同時分布12個異型孔，并且其排列方式與第一圈的孔成差排排列。異型孔入口為入口半徑1 mm，經(jīng)過一段直管段逐漸擴張成“心形”結(jié)構(gòu)。

圖2 計算結(jié)果與實驗結(jié)果對比

2.2 計算網(wǎng)格及輸入條件

計算網(wǎng)格如圖4所示，其中圖4a為無孔的整體網(wǎng)格，圖4b為25異型孔的局部放大網(wǎng)格。邊界層第一層網(wǎng)格高度為0.02 mm。

圖4 計算網(wǎng)格

計算高度為50 km，來流工況為15 Ma，飛行攻角為15°，壓力為79.8 Pa，溫度為270.65 K。壁面為輻射壁面，輻射系數(shù)取 0.9。對于帶有異型孔噴流的工況，其冷卻工質(zhì)選擇為空氣，中間孔為壓力入口設(shè)置為 0.5 MPa。異型孔入口條件：入口速度大小為350 m/s，入口溫度為300 K。

3 結(jié)果及分析

圖5給出了3種工況的壁面熱流分布計算結(jié)果，其中圖5a為無孔的工況，最大熱流主要分布在頭部滯止區(qū)域，對大熱流約2.2 MW/m2。圖5b為設(shè)計有異型孔并且有氣膜冷卻的工況，表面熱流被氣膜冷卻后與沒有開孔的熱流分布有很大的不同，頭部滯止點由于被反向噴流作用，使得滯止點脫離頭部位置，因此頭部滯止點附近的熱流明顯降低。熱流最高值在側(cè)面氣膜孔沒有覆蓋到的部位，約為 1.4 MW/m2。圖5c為設(shè)計有異型孔但是不噴流的工況，可以看出，開有異型孔的熱流密度最大值主要分布在開孔附近，最大值大于3.3 MW/m2，在頭部滯止點附近的區(qū)域其熱流密度也高達 3 MW/m2?？梢婇_有冷卻孔后如果冷卻孔不噴流，其最終結(jié)果就是頭部會承擔比不開孔時更大的熱流負荷。

造成有冷卻孔但不噴流頭部會承擔比不開孔時更大的熱流負荷的原因主要是：在頭部開孔，導(dǎo)致當?shù)氐奶卣鏖L度大幅度降低，也就是說當?shù)氐睦字Z數(shù)會增大，由于湍流導(dǎo)致的能量耗散嚴重，表現(xiàn)為大部分的能量以熱流的形式傳遞給壁面，因此開孔后的工況熱流密度明顯比不開孔的大。由此可見，對于在高超聲速飛行器表面開孔采用氣膜冷卻方式冷卻時，如果由于某種原因氣膜孔不噴流，那么在孔的附近乃至整個滯止區(qū)域附近的熱流負荷將會大幅度升高。

圖5 熱流密度分布計算結(jié)果

4 結(jié)論

通過對高超聲速飛行器在50 km、15 Ma飛行條件下分別對原始頭部、頭部開孔并氣膜冷卻、頭部開孔不噴流3種工況開展研究，結(jié)果表明，氣膜孔可以有效降低頭部區(qū)域的熱流密度，但是如果由于某種原因氣膜孔不噴流，那么在孔的附近乃至整個滯止區(qū)域附近的熱流負荷將會大幅度升高。