乘波布局高焓激波風洞測熱試驗研究

王曉朋, 張陳安, 翟 建, 王發(fā)民, 葉正寅

(1. 西北工業(yè)大學 翼型、葉柵空氣動力學國防科技重點實驗室, 西安 710072; 2. 中國科學院力學研究所 高溫氣體動力學國家重點實驗室, 北京 100190)

0 引 言

在高超聲速乘波飛行器飛行過程中，由于氣體粘性滯止和激波壓縮作用，存在強烈的氣動加熱現(xiàn)象，飛行器表面溫度急劇升高。較高的溫度會降低飛行器材料強度和結(jié)構(gòu)承載能力，致使結(jié)構(gòu)發(fā)生熱變形，影響飛行安全。因此，準確預測乘波飛行器表面受熱情形，為熱防護系統(tǒng)設(shè)計提供必要參考，是乘波飛行器工程應(yīng)用中的關(guān)鍵技術(shù)之一。

呂紅慶[1]、周印佳[2]、劉建霞[3]等分別采用工程算法和數(shù)值計算方法對設(shè)計工況下乘波體表面熱流密度及分布進行了分析；Liu[4]等采用風洞試驗和數(shù)值計算方法研究了鈍化乘波體在不同迎角和側(cè)滑角下的表面熱流分布特征。但以上研究主要在量熱完全氣體假設(shè)下進行，并不能真實反映飛行環(huán)境下乘波體表面受熱情形。在真實飛行環(huán)境中，激波后的空氣在高溫條件下將發(fā)生一系列化學反應(yīng)，使普通空氣變成一種復雜的流體介質(zhì)，強烈改變飛行器擾流的物理

特征及氣動力/熱特性[5- 8]。從20世紀90年代開始，關(guān)于高溫真實氣體效應(yīng)和氣動熱環(huán)境的分析研究就有了較大發(fā)展，但研究對象多是再入飛行器之類的大鈍頭低升阻比構(gòu)型[9- 13]，關(guān)于乘波體這種高升阻比氣動布局的研究文獻則較為少見。Inger[14- 15]在化學非平衡假設(shè)下研究了不同壁面催化條件下的乘波體表面熱流分布。Starkey[16]在壁面完全催化條件下對乘波體壁面熱流分布和輻射平衡溫度進行了分析研究。曾衛(wèi)剛[17]采用化學平衡氣體模型對乘波體駐點及下壁面中線上的熱流分布進行了數(shù)值分析?？傮w而言，由于試驗難度較大且相關(guān)設(shè)備缺乏，當前的乘波布局高超聲速真實氣體效應(yīng)氣動加熱研究多以數(shù)值計算為主，相關(guān)試驗驗證工作在公開文獻中尚未見到。

本文以錐導乘波體為研究對象，在高焓激波風洞中開展了高超聲速非平衡流動氣動加熱試驗，采用化學非平衡氣體假設(shè)對試驗結(jié)果進行了數(shù)值驗證，對不同迎角和側(cè)滑角下乘波體表面熱流分布特征進行了研究。

1 試驗方法

1.1 試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計

在來流馬赫數(shù)Ma=15、迎角α=0°、飛行高度H=50km的設(shè)計條件下，依照文獻[18]的方法，設(shè)計得到具有尖銳前緣的乘波構(gòu)型。構(gòu)型全長5m?；诜罒峥紤]，乘波體鈍化直徑為2cm。圖1為鈍化后的乘波體飛行器氣動布局方案。

圖1 乘波體氣動布局

按照1∶3的比例進行模型縮比，截取縮比后的模型前段作為試驗?zāi)Ｐ汀ＤＰ筒捎贸蹭X材料制成，全長495mm，寬360mm，尾部高度87mm。試驗?zāi)Ｐ图霸陲L洞中的安裝情形如圖2所示。

采用同軸熱電偶進行熱流測量，測點布置如圖3所示。在前緣線(l1)上布置15個測點(含頭部測點)；在下壁面中線(z1)上布置16個測點(含頭部測點)；在下壁面距駐點144mm的x1截面上展向布置3個測點(含前緣線上的點)，距駐點203mm的x2截面上展向布置5個測點(含前緣線上的點)，距駐點262mm的x3截面上展向布置7個測點(含前緣線上的點)，共42個測點。

圖2 模型及風洞安裝

圖3 傳感器安裝示意圖

1.2 試驗方案

試驗在中國科學院力學研究所的JF- 10氫氧爆轟驅(qū)動高焓激波風洞中進行(風洞結(jié)構(gòu)如圖4所示)。該風洞采用驅(qū)動段爆轟波后產(chǎn)生的高溫、高壓氣體作為驅(qū)動氣體，可以獲得兼具高總焓、高總壓的試驗氣流，具備模擬高空真實氣體效應(yīng)的能力。錐形噴管擴張段半錐角7.1°，喉道直徑11mm，噴管出口直徑500mm，流場中心均勻區(qū)直徑約400mm；氣流總焓18.2MJ/kg，總溫8200K，噴管出口氣流參數(shù)見表1(組分濃度以質(zhì)量分數(shù)描述)。實驗工況為迎角α=0°、4°、6°，側(cè)滑角β=4°。

圖4 JF- 10高焓激波風洞結(jié)構(gòu)示意圖

ParametersValueMa11.6p/Pa118T/K436cN0cO0.1588cN20.7454cO20.0528cNO0.0430cNO+0ce-0

2 物理模型與計算方法

采用課題組自有程序進行數(shù)值計算。三維化學非平衡流動控制方程如下[19]：

(1)

式中，Q為守恒變量；F,G,H為對流項；Fv,Gv,Hv為粘性項；Re為雷諾數(shù)；W為化學反應(yīng)源項。其中，

(2)

式中，ρi表示組分i的密度，而wi表示組分i的化學反應(yīng)源項；ρ為總密度；u,v,w表示3個方向上的速度分量；E為總內(nèi)能。

對于化學非平衡流動，其表面熱流通常由兩部分組成，即傳導熱流和組分擴散熱流：

(3)

其中，qw為熱流密度，T表示流場溫度，N表示組分數(shù)，ci表示各組分質(zhì)量分數(shù)；Di和hi分別表示組分i的擴散系數(shù)和焓值。

采用7組分(O2, N2, NO, O, N, NO+, e-)空氣化學反應(yīng)進行化學非平衡氣動熱數(shù)值計算?；瘜W動力學模型選用Gupta空氣化學反應(yīng)模型[20]。壁面條件為完全催化等溫壁面(Tw=300K)，遠場為自由來流條件，出口條件采用數(shù)值外插得到，對稱面則采用對稱邊界條件。計算網(wǎng)格采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，半模網(wǎng)格單元數(shù)約為1100萬，第一層網(wǎng)格對應(yīng)的網(wǎng)格雷諾數(shù)Recell<5。圖5為壁面網(wǎng)格和頭部網(wǎng)格細節(jié)。

3 結(jié)果與討論

乘波體表面熱流測量和計算結(jié)果分別以圖6～10、13～17中的離散點和曲線表示(試驗中個別線路損壞，部分測點無數(shù)據(jù))。從結(jié)果來看，兩者吻合較好，整體趨勢一致，計算結(jié)果可以作為試驗數(shù)據(jù)分析的有效補充和驗證。

不同處理在抽穗開花期的地上形態(tài)指標統(tǒng)計如表3所示。13個高粱品種株高相比，大力士和百甜9006的平均株高較高，分別為280 cm和270 cm；百甜9011和百甜9001株高較低，分別為124 cm和160 cm。莖粗表現(xiàn)為百甜9011最粗，平均莖粗為17.20 mm，百綠特高9001和百甜7001次之，分別為15.28 mm和14.58 mm，百甜9005最細。各品種葉片數(shù)也有所差異，百綠特高7006最多，百甜9001最少。有效分蘗以大力士和綠巨人最高。綜合來看，大力士、百甜9006、百甜0018和綠巨人等幾個品種的地上生長指標基本都高于其他各品種，長勢良好。

3.1 熱流分布基本特征

圖6給出了不同迎角下的前緣線熱流分布，可以發(fā)現(xiàn)：前緣線上的熱流主要集中于前緣駐點附近的小范圍區(qū)域內(nèi)，遠離駐點則熱流快速降低至一個較低水平(由于駐點位移較小，駐點熱流值取頭部測點處的熱流值)。α=0°時，駐點(頭部測點)熱流密度為1.49×107W/m2，而在x=0.1m(距駐點軸向距離0.1m)的前緣位置，熱流密度約為3.40×106W/m2，僅為駐點處的22.77%，x=0.2m處則為16.47%，顯然熱流明顯降低且逐漸趨于平緩。α=0°時，計算得到的駐點熱流密度為1.50×107W/m2，x=0.1m的前緣位置為3.29×106W/m2，為駐點處的21.94%，x=0.2m處則為15.80%，與試驗結(jié)果一致。

(a) 壁面網(wǎng)格

圖6 不同迎角時前緣線熱流分布

Fig.6Theaero-heatingdistributionalongtheleadingedgeatdifferentattackangles

圖7給出了不同迎角時下壁面中線上的熱流分布?？梢园l(fā)現(xiàn)，與駐點處熱流相比，下壁面中線上的熱流要小得多(僅為前者的2.5%～4.0%)，且分布較為均勻，沒有明顯的熱流集聚現(xiàn)象。此外，從圖8～10的3個截面處(x1、x2、x3)的熱流分布亦可看出，由于下壁面曲率變化不大，熱流沿展向分布也較為均勻，但由于前緣處曲率的減小，前緣線上的熱流有明顯躍升。

需要注意的是，圖6中的計算結(jié)果和試驗結(jié)果均在x=0.06m處(圖3紅圈標記位置)出現(xiàn)了熱流“躍升”。分析認為，該現(xiàn)象是由于乘波體前緣線在x=0.06m處曲率突然變化導致的。

圖7 不同迎角時下壁面中線熱流分布

Fig.7Theaero-heatingdistributionalongthecenterlineofthelowersurfacewithdifferentattackangles

圖8 不同迎角時下壁面x1截面熱流分布

Fig.8Theaero-heatingdistributionatthex1crosssectionwithdifferentattackangles

圖9 不同迎角時下壁面x2截面熱流分布

Fig.9Theaero-heatingdistributionatthex2crosssectionwithdifferentattackangles

圖10 不同迎角時下壁面x3截面熱流分布

Fig.10Theaero-heatingdistributionatthex3crosssectionwithdifferentattackangles

3.2 迎角對熱流分布的影響

在圖6中，不同迎角下的前緣線熱流分布曲線基本一致，尤其是在駐點附近的高熱流區(qū)，迎角α的影響幾乎可以忽略不計。與α=0°時相比，當α=4°時，x=0(頭部測點)、0.1和0.2m前緣處的熱流分別減小了1.90%、1.84%和2.01%；α=6°時，則分別減小了2.15%、2.99%和3.16%。計算結(jié)果與此基本一致，且在α=8°時，x=0、0.1和0.2m前緣處的熱流比α=0°時的計算結(jié)果分別減小了3.6%、6.4%和8.9%。

比較圖7～10不同迎角時下壁面中線以及展向熱流分布曲線可以發(fā)現(xiàn)，乘波體下壁面熱流隨著迎角增大而明顯增大。與α=0°時相比，當α=4°時，下壁面熱流增加了30%左右，當α=6°時，則增加了60%以上。但總體而言，下壁面最大值遠低于前緣線和駐點熱流值，即使在α=6°時也不超過對應(yīng)工況駐點熱流的5%；計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，即下壁面熱流隨迎角增大明顯上升，且在α=8°時下壁面熱流比α=0°時幾乎增加了1倍。圖11、12分別給出了α=0°和8°時的駐點及下壁面熱流云圖?？梢钥闯?，隨著迎角增大，駐點將沿下壁面中線向腹部略微移動，下壁面熱流顯著增強。

圖11 α=0°和8°時駐點熱流云圖

Fig.11Theaero-heatingcontoursaroundthestagnationpointwhenα=0°and8°

(a) α=0°

(b) α=8°

(c) β=8°

3.3 側(cè)滑角對熱流分布的影響

圖13給出了不同側(cè)滑角下前緣線上的熱流分布。可以看出，側(cè)滑角β由0°增大到4°時(受試驗條件限制，僅開展了β=4°的試驗且測點布置在迎風側(cè))，前緣線上的熱流(迎風側(cè))明顯增大。當β=4°時，x=0、0.1和0.2m前緣處的熱流比β=0°時分別增加了-4.2%、23.7%和24.3%，其他各點亦增加了30%以上。當β=8°時，計算結(jié)果顯示，3個位置的熱流比β=0°時頭部測點的熱流分別增加了-6.4%、49.4%以及63.3%。

圖13 不同側(cè)滑角時前緣線熱流分布

Fig.13Theaero-heatingdistributionalongtheleadingedgewithdifferentsideslipangles

圖14 不同側(cè)滑角時下壁面中線熱流分布

Fig.14Theaero-heatingdistributionalongthecenterlineofthelowersurfacewithdifferentsideslipangles

圖15 不同測滑角時下壁面x1截面熱流分布

Fig.15Theaero-heatingdistributionatthex1crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖16 不同測滑角時下壁面x2截面熱流分布

Fig.16Theaero-heatingdistributionatthex2crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖17 不同側(cè)滑角時下壁面x3截面熱流分布

Fig.17Theaero-heatingdistributionatthex3crosssectionwithdifferentsideslipangles

圖18 β =0°和8°的駐點熱流云圖

Fig.18Theaero-heatingcontoursaroundthestagnationpointwhenβ=0°and8°

圖。可以看出，隨著側(cè)滑角增大，駐點將沿前緣線迎風側(cè)略微移動，迎風側(cè)熱流上升，但比迎角的影響則小得多。

4 結(jié) 論

開展了乘波飛行器高焓激波風洞測熱試驗，對真實氣體效應(yīng)下的乘波飛行器表面熱流分布特征進行了研究，并與數(shù)值計算結(jié)果進行了對比，結(jié)果表明：

(1) 乘波飛行器熱流主要集中于頭部駐點及其附近小范圍前緣區(qū)域；下壁面熱流遠小于前緣線及駐點熱流，迎角0°時僅為駐點熱流的2.5%～4.0%。

(2) 在0～6°迎角范圍內(nèi)，迎角增大不會對駐點及附近的高熱流區(qū)產(chǎn)生明顯影響，但會導致下壁面熱流上升。

(3) 側(cè)滑角由0°增大至4°時，前緣線迎風側(cè)熱流明顯上升(試驗熱流增加30%左右)，但對下壁面熱流影響不大；計算結(jié)果也表明，在0～8°側(cè)滑角范圍內(nèi)，側(cè)滑角增大將對前緣線迎風側(cè)熱流產(chǎn)生明顯影響，但對下壁面的影響有限。

總體而言，乘波布局飛行器的頭部駐點區(qū)域是熱防護的關(guān)鍵，且應(yīng)盡量避免大側(cè)滑角飛行。