一種高速充氣翼設(shè)計(jì)與流固耦合研究

霍文霞，閔昌萬，焦子涵，陳 林

（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076）

0 引 言

高速飛行器通常采用固定外形飛行，無法滿足大空域、寬速域范圍內(nèi)對(duì)飛行器氣動(dòng)外形的不同需求，不能將高速飛行器的總體性能發(fā)揮至最優(yōu)，故研究可變外形高速飛行器勢(shì)在必行。

通?？勺兺庑渭夹g(shù)按變形機(jī)構(gòu)可分為剛性變形、柔性變形和智能材料變形等。剛性變形如折疊機(jī)翼等機(jī)構(gòu)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)復(fù)雜，智能材料變型如形狀記憶機(jī)翼等主要依賴于材料新技術(shù)的發(fā)展；柔性變形如充氣翼等自提出以來，由于結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、充氣裝置簡(jiǎn)單吸引著各國學(xué)者的研究[1]。Veldman等[2]對(duì)比實(shí)驗(yàn)測(cè)得的數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果，發(fā)現(xiàn)當(dāng)由鋁箔材料制造的充氣結(jié)構(gòu)內(nèi)壓較小時(shí)用薄殼單元處理較薄膜單元更合適；Yaniv等[3]對(duì)充氣翼的破壞準(zhǔn)則進(jìn)行了分析，得到充氣翼可接受的內(nèi)壓和載荷范圍；葉正寅等[4，5]通過研究得到了充氣翼翼形控制方法及充氣翼通用設(shè)計(jì)方法；馬云鵬等[6]基于ABAQUS-FLUENT軟件開展了柔性充氣翼流固耦合分析，并用模擬試驗(yàn)驗(yàn)證了計(jì)算的可靠性。以上研究主要針對(duì)低速充氣翼，尚沒有關(guān)于高速充氣翼的探討。

本文提出的高速充氣翼方案，根據(jù)高速充氣翼與低速充氣翼飛行環(huán)境的異同點(diǎn)，探討了高速充氣翼材料和結(jié)構(gòu)形式，分析了高速條件下流固耦合特性，初步驗(yàn)證了高速充氣翼的可行性，為高速充氣翼的設(shè)計(jì)提供了參考。

1 充氣翼設(shè)計(jì)

1.1 材料選擇

高速充氣翼展開后在臨近空間高速飛行，將面臨嚴(yán)酷的力熱環(huán)境。不同于低速充氣翼，高速充氣翼材料不僅需具備可折疊、小密度、低透氣性的特點(diǎn)，還需具備一定的剛度和強(qiáng)度、良好的防熱性能及高溫條件下的力學(xué)性能。應(yīng)用于俄羅斯IRDT、美國IRV的柔性熱防護(hù)系統(tǒng)的防隔熱能力、承載能力得到了有效驗(yàn)證，為高速充氣翼的研制提供了有效的技術(shù)支撐[7，8]。

柔性熱防護(hù)系統(tǒng)由多層材料組成，根據(jù)每層材料不同作用可分為防熱層、隔熱層和阻氣層[8]，如圖 1所示。

防熱層位于柔性熱防護(hù)系統(tǒng)最外層，承受最高的溫度，需具有耐高溫性、低熱導(dǎo)率及良好的高溫條件下力學(xué)性能；中間的隔熱層承受溫度較防熱層低，主要用來防止外部熱流傳入柔性熱防護(hù)系統(tǒng)內(nèi)層；阻氣層位于柔性熱防護(hù)系統(tǒng)最內(nèi)層，用來防止氣體滲漏，保持充氣結(jié)構(gòu)的形狀。

1.2 充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

充氣翼屬于囊體結(jié)構(gòu)，通過合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形成特定的形狀，并在其飛行過程中需保持原設(shè)計(jì)外形，以保證氣動(dòng)特性，故充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是充氣翼設(shè)計(jì)的重點(diǎn)內(nèi)容。低速充氣翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法有多氣梁式充氣翼和多管式充氣翼[9，10]，如圖2所示。

圖2 低速充氣翼結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Structure of Inflatable Wing

多氣梁式充氣翼通過一系列相交內(nèi)切圓逼近翼形，在上、下2層氣囊之間設(shè)計(jì)拉條約束，拉條位于相鄰圓交線，各囊體單元相通，它的優(yōu)勢(shì)在于整體性好、承載能力強(qiáng)，但小展弦比、大后掠角的高速充氣翼若采用內(nèi)切圓逼近翼形會(huì)產(chǎn)生較多拉條，增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量。多管式充氣翼在充氣翼內(nèi)設(shè)置若干充氣圓筒作為承載單元，各圓筒緊密排列并與翼形相切，外蒙皮保持翼形，它的優(yōu)勢(shì)在于各圓筒獨(dú)立充氣，有較好的抗損毀能力，但高速飛行環(huán)境下該結(jié)構(gòu)承載能力不足，難維持原翼形。

根據(jù)高速充氣翼的構(gòu)型特點(diǎn)和飛行特點(diǎn)，提出封閉氣梁式充氣翼如圖 3所示，即采用封閉氣梁設(shè)計(jì)維持充氣翼翼形，增強(qiáng)充氣翼承載能力。與多氣梁式充氣翼不同的是由相鄰氣梁和上、下蒙皮構(gòu)成的囊體獨(dú)立充氣，各囊體不連通，保證充氣翼高速飛行過程中順利充氣展開，提高充氣翼展開可靠性；且采用無偏差翼形設(shè)計(jì)即不采用多氣梁式充氣翼內(nèi)切圓逼近翼型的方法，根據(jù)充氣翼變形情況設(shè)計(jì)氣梁位置控制充氣翼變形量，從而提高氣梁利用率，減小充氣翼質(zhì)量。

圖3 高速充氣翼結(jié)構(gòu)示意Fig.3 Structure of High-speed Inflatable Wing

2 充氣翼流固耦合分析模型

針對(duì)充氣翼變形影響其氣動(dòng)特性，氣動(dòng)載荷、內(nèi)外壓差決定其變形大小的特點(diǎn)，建立充氣翼雙向流固耦合分析模型，該模型不僅能較準(zhǔn)確的得到充氣翼變形情況和氣動(dòng)性能，還能有效節(jié)約分析時(shí)間、提高分析效率。

充氣翼雙向流固耦合模型采用順序耦合方式，在不同求解器中分別求解流體控制方程和固體控制方程，流場(chǎng)分析完成后通過預(yù)先選定的流固交界面將其計(jì)算得到的力作為結(jié)構(gòu)分析的載荷輸入條件，結(jié)構(gòu)分析完成后再通過流固交界面將計(jì)算得到的位移作為流場(chǎng)分析的邊界條件，力和位移通過流固交接面網(wǎng)格差值傳遞。按此順序多次迭代求解，直到達(dá)到收斂要求或設(shè)定的最大迭代次數(shù)，當(dāng)分析次數(shù)達(dá)到最大迭代次數(shù)時(shí)需分析結(jié)果的正確性，如圖4所示。

流場(chǎng)分析模塊采用基于密度求解器直接求解瞬態(tài)N-S方程，由給定的初場(chǎng)時(shí)間推進(jìn)到收斂的穩(wěn)態(tài)解。與常規(guī)流場(chǎng)分析不同，充氣翼流場(chǎng)分析模塊需準(zhǔn)確模擬充氣翼流固交界面位移變化情況，且每個(gè)迭代步需根據(jù)邊界變化情況自動(dòng)更新計(jì)算域網(wǎng)格，模型采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，使充氣翼面變形區(qū)域附近網(wǎng)格自動(dòng)變形或翼面變形局部網(wǎng)格重構(gòu)，并將更新過的局部網(wǎng)格與計(jì)算域初始網(wǎng)格組合生成流體域完整網(wǎng)格。

圖4 流固耦合分析模型Fig.4 Fluid-solid Interaction Model

結(jié)構(gòu)分析模塊采用結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析代替瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析，即忽略慣性和阻尼影響，假設(shè)在每一迭代步內(nèi)充氣翼受靜態(tài)載荷，處于靜力平衡狀態(tài)。結(jié)構(gòu)分析模塊中翼根固支模擬充氣翼與飛行器連接狀態(tài)。當(dāng)充氣翼充氣展開后，氣囊在飛行過程中受到氣動(dòng)載荷作用下變形較小，因此充氣翼采用垂直翼面向外的均壓代替內(nèi)壓，充氣翼與氣流接觸面設(shè)置為流固交界面。本文利用 ANSYS Workbench平臺(tái)完成各場(chǎng)分析計(jì)算及各物理場(chǎng)之間的數(shù)據(jù)傳遞。

3 充氣翼流固耦合分析

假設(shè)充氣翼能順利展開，即充氣翼充氣內(nèi)壓需與展開處外壓相當(dāng)，故選取充氣翼內(nèi)壓12 kPa為典型設(shè)計(jì)狀態(tài)。高速充氣翼柔性防熱材料最外層選取Nextel_312材料，厚度0.5 mm，彈性模量150 GPa，最內(nèi)層選取Kapton作為阻氣層，厚度為0.1 mm，彈性模量2.5 GPa，氣梁選取Nextel_312，厚度2 mm。

3.1 充氣翼結(jié)構(gòu)分析

仿真得到充氣翼變形隨攻角變化如圖5所示。

圖5 高速充氣翼變形Fig.5 Deformation of High-speed Inflatable Wing

隨飛行攻角從 0°增至 20°，充氣翼最大變形量從0.68 mm增至2.00 mm，與充氣翼參考長(zhǎng)度900 mm相比屬于小量。在攻角0°～8°范圍內(nèi)，充氣翼最大變形位于氣梁與翼后緣組成的囊體單元靠近翼根處，在0°～20°攻角狀態(tài)下，背風(fēng)面尾部囊體單元靠近翼根處均出現(xiàn)0.65～0.75 mm的變形量，且不隨攻角增大明顯增加，這是由于囊體單元變形大小主要由囊體單元形狀，內(nèi)、外壓差及材料屬性決定，而位于翼尾部的囊體單元靠近翼根處截面積最大，長(zhǎng)寬比最大，約束最弱，故出現(xiàn)比其它囊體單元更大的變形。在飛行攻角12°～20°范圍內(nèi)，充氣翼最大變形量出現(xiàn)在翼梢后部，隨攻角增大而增大，且充氣翼變形大小沿展向發(fā)生規(guī)律變化，這是因?yàn)樵撟冃闻c充氣翼剛度、翼載荷有關(guān)，當(dāng)飛行攻角增大后，充氣翼迎風(fēng)面與背風(fēng)面壓力差距變大，充氣翼所受彎矩增大，使得充氣翼有上翻的趨勢(shì)。

仿真得到充氣翼背風(fēng)面正應(yīng)力分布見圖6，飛行攻角4°時(shí)，最大應(yīng)力為24.28 MPa；飛行攻角16°時(shí)，最大應(yīng)力為25.78 MPa?？梢钥闯龀錃庖盹w行時(shí)最大應(yīng)力出現(xiàn)在最后一個(gè)氣梁與翼蒙皮連接處，且隨飛行攻角增大，最大應(yīng)力略有增大，但出現(xiàn)位置不發(fā)生變化。這是由于氣梁與充氣翼后緣構(gòu)成的囊體結(jié)構(gòu)變形最大，氣梁與蒙皮連接處受到最大拉應(yīng)力，當(dāng)飛行攻角增大時(shí)，雖最大變形位置發(fā)生變化，但由內(nèi)、外壓差引起的囊體結(jié)構(gòu)最大變形仍發(fā)生在氣梁與翼后緣組成的單元處，故該處充氣翼內(nèi)力仍最大。

圖6 高速充氣翼應(yīng)力云圖Fig.6 Stress Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.2 充氣翼流場(chǎng)分析

仿真得到充氣翼迎風(fēng)面壓力分布見圖7，圖7中充氣翼表面壓力云圖與常規(guī)翼相似，表面壓力最大區(qū)出現(xiàn)在翼前緣約7 kPa，背風(fēng)面壓力約200 Pa，迎風(fēng)面壓力分布如圖。由圖7可以看出，充氣翼后部靠近翼根處出現(xiàn)壓力波動(dòng)，迎風(fēng)面壓力不再像常規(guī)翼迎風(fēng)面壓力平整分布，這是由于充氣翼后部蒙皮變形干擾了充氣翼流場(chǎng)分布。

圖7 高速充氣翼壓力云圖Fig.7 Pressure Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.3 內(nèi)壓對(duì)充氣翼變形及氣動(dòng)特性影響分析

高速充氣翼飛行剖面復(fù)雜，動(dòng)壓、翼載、熱流、翼內(nèi)部溫度均會(huì)發(fā)生變化，充氣翼內(nèi)、外壓差很難保持常值，故研究充氣翼不同內(nèi)壓對(duì)充氣翼變形和氣動(dòng)特性的影響十分必要。選取高速充氣翼典型飛行狀態(tài)，分別計(jì)算充氣內(nèi)壓為12 kPa、18 kPa和24 kPa時(shí)充氣翼的變形大小及氣動(dòng)特性如圖8所示。由圖8可以看出，高速充氣翼最大變形量不超過充氣翼特征長(zhǎng)度0.53%。由圖8a可以看出，內(nèi)壓越大，充氣翼剛度越大，但大的內(nèi)壓使充氣囊體單元變形增大；由圖8b、c可以看出，幾種不同內(nèi)壓下高速充氣翼比常規(guī)翼升力系數(shù)最大減小3.75%，升阻比最大減小10.18%，且充氣內(nèi)壓越大，其升力系數(shù)越接近常規(guī)翼，但其升阻比降低。

圖8 內(nèi)壓對(duì)高速充氣翼的影響Fig.8 Effect of Internal Pressure on High-speed Inflatable Wing

4 結(jié) 論

本文提出的高速充氣翼變形方案，考慮了充氣翼的材料選擇和結(jié)構(gòu)形式，分析了高速充氣翼典型飛行條件下流固耦合特性，得到結(jié)論如下：

a）高速充氣翼出現(xiàn)了由內(nèi)壓引起囊體單元變形和由氣動(dòng)載荷引起充氣翼彎曲兩種不同機(jī)理的變形，充氣翼內(nèi)壓大小即充氣翼剛度決定了哪種變形占主導(dǎo)地位。典型狀態(tài)下，由內(nèi)壓引起的變形隨內(nèi)壓增大而增大，不隨飛行攻角增大而顯著增大；但由氣動(dòng)載荷引起的變形隨飛行攻角增大顯著增大。

b）高速充氣翼最大應(yīng)力出現(xiàn)位置由內(nèi)壓引起囊體單元最大變形位置決定，且不隨攻角增加顯著增加。

c）高速充氣翼隨充氣內(nèi)壓增大升力系數(shù)增大，升阻比減小。幾個(gè)典型狀態(tài)下，高速充氣翼比常規(guī)翼升力系數(shù)最大小3.75%，升阻比最大小10.18%。