后緣舵機(jī)身干擾區(qū)氣動(dòng)加熱機(jī)理及局部外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

艾邦成，陳 智，江 娟，聶春生，易仕和

（1. 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京，100074； 2. 航天飛行器氣動(dòng)熱防護(hù)實(shí)驗(yàn)室，北京，100074；3. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076；4. 國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙，410073）

0 引 言

隨著飛行器機(jī)動(dòng)性能指標(biāo)的不斷提高，后緣舵、全動(dòng)舵、體襟翼、柵格翼等多種操縱舵面逐漸應(yīng)用于高超聲速飛行器。為了使這些部件自由活動(dòng)，部件與飛行器間以舵軸鏈接，同時(shí)與機(jī)體間留有毫米量級(jí)的縫隙以防止干涉。雖然縫隙的尺度與舵面的尺度（米量級(jí)）相距甚遠(yuǎn)，但其存在與否直接影響流動(dòng)結(jié)構(gòu)以及相應(yīng)的氣動(dòng)加熱特性。

針對(duì)體襟翼縫隙與機(jī)體干擾問(wèn)題，Andreas Mack和Roger Schaefer 利用DLR-TAU 代碼研究X-38 飛行器上體襟翼鉸鏈縫隙流動(dòng)對(duì)熱載荷的影響，并首次研究三維流動(dòng)結(jié)構(gòu)時(shí)的縫隙效應(yīng)。研究發(fā)現(xiàn)，有縫隙存在時(shí)，體襟翼和機(jī)身之間存在強(qiáng)流動(dòng)，因此分離區(qū)很小，使得襟翼效率提高，但相應(yīng)的襟翼前端熱流較高。氣流流經(jīng)縫隙在體襟翼上下兩面造成熱流激增，而且鉸鏈線部位由于氣流滯止導(dǎo)致熱流相對(duì)較高，體襟翼外邊緣熱流尤其高。

針對(duì)全動(dòng)舵氣動(dòng)加熱問(wèn)題，美國(guó)海軍地面武器中心的白橡樹(shù)實(shí)驗(yàn)室使用相變漆技術(shù)針對(duì)圓錐-舵外形開(kāi)展了舵面及干擾區(qū)熱環(huán)境試驗(yàn)研究，獲得了不同縫隙高度、雷諾數(shù)下的舵面、舵軸以及干擾區(qū)的熱流分布，發(fā)現(xiàn)隨著縫隙變大，舵軸以及舵軸干擾區(qū)氣動(dòng)加熱顯著提升。李強(qiáng)等針對(duì)平板全動(dòng)舵開(kāi)展了流態(tài)對(duì)局部熱環(huán)境影響的計(jì)算與試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)與大面積區(qū)域的變化規(guī)律相反，對(duì)于一定的舵/機(jī)身縫隙高度，層流狀態(tài)下舵軸的熱流高于湍流狀態(tài)，其原因是一方面受邊界層厚度的影響，層流狀態(tài)下進(jìn)入空氣舵縫隙內(nèi)的流動(dòng)速度大于湍流狀態(tài)，另一方面層流流動(dòng)更容易發(fā)生分離，在舵縫隙內(nèi)的分離流動(dòng)造成局部產(chǎn)生高熱流帶。Zhang 等利用NPLS 技術(shù)和溫敏漆（TSP）技術(shù)研究了不同高度安裝間隙的全動(dòng)舵空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及表面熱環(huán)境分布，直接展示了空間渦結(jié)構(gòu)與高熱流條帶間的關(guān)系。

相較于全動(dòng)舵和體襟翼僅與機(jī)身發(fā)生干擾，后緣舵同時(shí)存在與機(jī)翼和機(jī)身的干擾。其中與機(jī)翼干擾的氣動(dòng)加熱機(jī)制與體襟翼類似，峰值熱流位于鉸鏈線上。舵與機(jī)身的干擾更為復(fù)雜，一方面其為三維干擾流動(dòng)，同時(shí)存在流向、法向、展向的流動(dòng)，另一方面這一區(qū)域同時(shí)出現(xiàn)兩個(gè)高熱流帶，一個(gè)位于舵面上，一個(gè)位于舵在機(jī)身的投影線上。對(duì)于此類干擾流動(dòng)的氣動(dòng)加熱特性此前并未見(jiàn)文獻(xiàn)報(bào)道，本文針對(duì)這一問(wèn)題開(kāi)展了數(shù)值模擬研究，分析了這一區(qū)域的氣動(dòng)加熱特征及流動(dòng)結(jié)構(gòu)，并在風(fēng)洞中基于NPLS 技術(shù)開(kāi)展了空間精細(xì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的顯示試驗(yàn)?；趯?duì)氣動(dòng)加熱機(jī)理的分析進(jìn)一步開(kāi)展了局部外形優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，探討通過(guò)局部修型降低熱流的可行性。

1 計(jì)算模型與計(jì)算方法

為不失一般性，本文直接使用簡(jiǎn)化外形開(kāi)展數(shù)值模擬，該外形由代表機(jī)身的尖前緣平板及機(jī)翼、后緣舵構(gòu)成，模型長(zhǎng)度3500 mm，舵與機(jī)身的縫隙高度為3 mm。由于當(dāng)前研究不考慮側(cè)滑的影響，因此使用半模開(kāi)展數(shù)值模擬。計(jì)算網(wǎng)格的拓?fù)浼熬植勘砻婢W(wǎng)格放大圖見(jiàn)于圖1，為捕捉舵在機(jī)身投影線處的高熱流條帶，對(duì)該區(qū)域進(jìn)行局部加密，垂直于投影線方向的局部網(wǎng)格尺度控制在0.1 mm。此外為捕捉近壁溫度梯度，在網(wǎng)格生成時(shí)壁面第1 層網(wǎng)格高度統(tǒng)一取0.001 mm。

圖1 邊界條件設(shè)置及局部網(wǎng)格放大圖Fig.1 Boundary Condition Settings and Mesh Distribution in the Trailing Edge Rudder Interference Zone

本文主要考慮局部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及氣動(dòng)加熱機(jī)理，因此研究基于完全氣體模型開(kāi)展，未考慮高溫真實(shí)氣體效應(yīng)。數(shù)值模擬采用基于有限體積法的多塊對(duì)接網(wǎng)格程序進(jìn)行，經(jīng)過(guò)大量基礎(chǔ)研究及工程型號(hào)的驗(yàn)證，其無(wú)粘通量采用AUSM+格式離散，粘性通量采用二階中心格式離散，時(shí)間隱式格式采用LUSGS 方法。

2 后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)氣動(dòng)加熱機(jī)理研究

以來(lái)流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、攻角10°、舵偏5°、壁溫300 K 作為基本工況開(kāi)展基本流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和熱環(huán)境特征的分析。在此來(lái)流條件下基于模型長(zhǎng)度的雷諾數(shù)僅為1×10，因此僅考慮層流工況。 圖2、圖3 給出了表面熱流、壓力云圖及表面極限流線?？梢钥吹揭砻嫔洗嬖谝粭l連續(xù)的高熱流帶，該條帶向后延伸到舵面末端，同時(shí)在舵面底部的投影線上也存在一條高熱流帶。由表面極限流線可見(jiàn)在翼身干擾區(qū)存在一條再附線，而舵身干擾區(qū)則存在兩條再附線。每條再附線分別對(duì)應(yīng)了一條高熱流帶。特別注意到對(duì)于舵身干擾區(qū)，若以機(jī)身大面積區(qū)域作為參考點(diǎn)，熱流干擾因子達(dá)到了9 倍，而壓力干擾因子為1.1，熱流干擾因子遠(yuǎn)大于壓力干擾因子。

圖2 模型表面熱流及壓力Fig.2 Heatflux and Pressure Contours of The Model

圖3 模型表面極限流線分布Fig. 3 Surface Streamline Distribution

在凸起物以及激波/邊界層干擾等干擾流動(dòng)中，通常認(rèn)為熱流干擾因子峰值與壓力干擾因子峰值存在正相關(guān)關(guān)系：

式中 對(duì)于層流=0.5，湍流=0.8，即熱流干擾因子小于壓力干擾因子，但在當(dāng)前問(wèn)題中，熱流干擾因子顯著大于壓力干擾因子，這一熱流干擾因子顯著增大的現(xiàn)象需要從流動(dòng)結(jié)構(gòu)的角度進(jìn)行分析。

圖4、圖5 給出了=2800 截面及=3200 截面溫度云圖及截面流線。=2800 截面位于翼身干擾區(qū)，=3200截面在舵身干擾區(qū)且處于舵的中部，存在縫隙。由比較可以看到舵面上方二者溫度分布相近，但由于舵存在5°的舵偏，其對(duì)氣流的壓縮作用更強(qiáng)，導(dǎo)致=3200截面溫度更高。對(duì)比截面流線可以看到，=2800 截面流動(dòng)近似一個(gè)旋轉(zhuǎn)了90°的后向臺(tái)階流動(dòng)，在翼與機(jī)身相接處形成了一個(gè)漩渦，導(dǎo)致最高熱流存在于漩渦的再附線處。而=3200 截面上由于舵與機(jī)身間存在縫隙，實(shí)際形成了一個(gè)帶縫隙的后向臺(tái)階流動(dòng)。當(dāng)氣流在翼面迎背風(fēng)壓差的作用下穿過(guò)縫隙時(shí)，相當(dāng)于對(duì)后向臺(tái)階內(nèi)漩渦氣流形成了抽吸。翼身、舵身干擾流動(dòng)的結(jié)構(gòu)如圖6 所示，二者的區(qū)別在于，舵身干擾流動(dòng)中，舵在迎背風(fēng)壓差的抽吸作用下，高溫氣體向機(jī)體下方運(yùn)動(dòng)，使得在機(jī)體上也存在一個(gè)高熱流帶，因此在舵-身干擾區(qū)附近存在兩條再附線。

圖4 截面位置示意圖及截面溫度云圖Fig.4 Schematic Diagram of Section Positions and Temperature Contours on the Sections

圖5 空間截面流線Fig.5 Streamlines on the Flowfield Sections

圖6 流動(dòng)結(jié)構(gòu)示意Fig.6 Flow Structure Diagram

圖7 為前述兩個(gè)截面的壓力云圖?？梢园l(fā)現(xiàn)，在翼身干擾區(qū)的回流區(qū)中壓力均基本維持定值，這與后臺(tái)階流動(dòng)的特性也一致。而在舵身干擾區(qū)中，氣流的再附使得再附位置附近壓力較漩渦核心區(qū)略有升高，但由于抽吸氣流的氣體量較小，引起的壓力增量較小。與壓力不同，熱流由溫度梯度決定，抽吸作用將使高溫氣體向壁面移動(dòng)從而造成熱流的急劇增大，這也解釋了前述干擾熱流增量大而干擾壓力增量小的現(xiàn)象。對(duì)于后緣舵-機(jī)身干擾區(qū)，因物面對(duì)光路的遮擋以及外圍強(qiáng)激波系的影響，傳統(tǒng)的紋影、陰影等測(cè)量手段難以奏效，因此采用近年來(lái)發(fā)展起來(lái)的NPLS 流場(chǎng)顯示技術(shù)開(kāi)展研究，首次給出了該區(qū)域的精細(xì)局部流動(dòng)結(jié)構(gòu)。NPLS 技術(shù)是以納米粒子作為示蹤粒子，以脈沖平面激光作為光源，通過(guò)CCD 記錄流場(chǎng)中的粒子實(shí)現(xiàn)高分辨率測(cè)量。該技術(shù)克服了傳統(tǒng)的流動(dòng)顯示與成像技術(shù)難以實(shí)現(xiàn)高時(shí)空分辨率和高信噪比測(cè)量的缺點(diǎn)，已經(jīng)在可壓縮湍流、高超聲速圓錐邊界層轉(zhuǎn)捩中得到了成功的應(yīng)用。試驗(yàn)在國(guó)防科技大學(xué)馬赫6 高超聲速風(fēng)洞中開(kāi)展，來(lái)流總壓0.6 MPa，總溫425 K。試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶凑?∶20 縮比，但為了保證局部流場(chǎng)的分辨率，對(duì)縫隙處不進(jìn)行縮比。NPLS 技術(shù)觀察的空間截面位置相對(duì)于模型的關(guān)系見(jiàn)于圖8。

圖7 流場(chǎng)截面壓力云圖Fig. 7 Pressure Contours on Flowfield Sections

圖8 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ图癗PLS 觀察截面Fig.8 Wind Tunnel Experiment Model and NPLS Observation Section

圖9 分別為5°舵偏條件下的NPLS 圖與計(jì)算密度云圖、截面流線圖的對(duì)比?？梢园l(fā)現(xiàn)計(jì)算密度云圖的分布與試驗(yàn)一致，同時(shí)比較與+0.5 μs 時(shí)刻N(yùn)PLS 圖可以發(fā)現(xiàn)，前述舵與機(jī)身間渦旋結(jié)構(gòu)被吸入縫隙內(nèi)的過(guò)程被清晰反映出來(lái)，從流線圖上可清晰觀察到流線的再附。

圖9 密度、截面流線圖與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比Fig.9 Density, Cross-Sectional Streamline Diagram and Comparison of Test Results

3 后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)局部外形優(yōu)化研究

在獲得了后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)的氣動(dòng)加熱機(jī)理后，可針對(duì)這一加熱機(jī)理針對(duì)性的開(kāi)展局部外形的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，通過(guò)局部流動(dòng)結(jié)構(gòu)的控制實(shí)現(xiàn)局部熱環(huán)境的優(yōu)化。

由前述分析可知，后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)氣動(dòng)加熱機(jī)理為：氣流在翼面迎背風(fēng)壓差的作用下穿過(guò)縫隙，這一氣流對(duì)機(jī)身與舵之間的漩渦產(chǎn)生抽吸，高溫氣體向機(jī)體下方運(yùn)動(dòng)在機(jī)身上再附形成高熱流帶。為降低這一再附的強(qiáng)度，可考慮降低再附速度，即通過(guò)增大舵與機(jī)身之間的縫隙，降低抽吸速度以降低熱流。但這種方法會(huì)導(dǎo)致舵面迎風(fēng)面壓力降低，從而減小升阻比并降低舵效。

因此本文提出通過(guò)降低再附角度的方法降低再附強(qiáng)度，如圖10所示，對(duì)迎風(fēng)面舵靠近機(jī)身處進(jìn)行倒角，使縫隙對(duì)漩渦內(nèi)氣流抽吸時(shí)其再附角度減小，從而降低熱流。

圖10 降低再附強(qiáng)度的策略Fig.10 Strategies to Reduce Reattachment Heatflux

基于上述思路對(duì)前述簡(jiǎn)化模型在舵近機(jī)身一側(cè)的邊緣進(jìn)行倒圓角，倒角半徑選為30 mm。繼續(xù)在來(lái)流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、5°舵偏下對(duì)優(yōu)化前后外形進(jìn)行對(duì)比研究，數(shù)值模擬考察了10°、15°、20°3 個(gè)攻角工況。圖11 給出了10°攻角工況優(yōu)化前后外形流場(chǎng)在=3200 截面的空間流線?？梢钥吹降菇沁_(dá)到了預(yù)期的效果，舵與機(jī)身間的渦在縫隙的抽吸作用下發(fā)生了變形并向縫隙內(nèi)伸展，氣流的再附角度明顯減小。

圖11 x=3200 截面上的空間流線Fig.11 Spatial Streamlines on x=3200 Section

圖12 給出了各工況下外形原始模型/優(yōu)化模型表面熱流的對(duì)比，相應(yīng)的峰值熱流見(jiàn)表1。

圖12 各計(jì)算工況表面熱流對(duì)比Fig.12 Contoursof Surface Heatflux

表1 優(yōu)化前后的峰值熱流Tab.1 Peak Heatfluxof Original/Optimized Geometry Shape

由圖12 和表1 可知，優(yōu)化后各工況的表面熱流均明顯降低，下降幅度達(dá)到了27%～31%，降熱效果明顯。需要說(shuō)明的是，由于對(duì)整個(gè)舵底邊均進(jìn)行了等半徑倒角，舵面干擾條帶處的局部曲率變小，導(dǎo)致舵面熱流條帶的峰值熱流小幅增大。為避免這一條帶的熱流增大可進(jìn)行變半徑倒角，僅在邊緣處增大倒角半徑。

4 結(jié) 論

本文采用數(shù)值模擬方法及高精度流場(chǎng)顯示技術(shù)研究了后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)的氣動(dòng)加熱特征及空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，并根據(jù)對(duì)氣動(dòng)加熱機(jī)理的分析提出了一種局部降熱外形優(yōu)化方法。具體結(jié)論如下：

a）后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)的氣動(dòng)加熱嚴(yán)重，在本文研究工況下，以機(jī)身的熱流為參考，峰值點(diǎn)處相對(duì)于機(jī)身的熱流干擾因子達(dá)到了9，且該值遠(yuǎn)大于壓力干擾因子的1.1，熱流干擾因子和壓力干擾因子差異巨大。

b）后緣舵/機(jī)身干擾區(qū)的氣動(dòng)加熱機(jī)理為：氣流在翼面迎背風(fēng)壓差的作用下穿過(guò)縫隙對(duì)機(jī)身與舵之間的漩渦產(chǎn)生抽吸，高溫氣體向機(jī)體下方運(yùn)動(dòng)在機(jī)身上再附形成高熱流帶?？p隙的這種抽吸作用也是產(chǎn)生熱流干擾因子和壓力干擾因子差異巨大的原因。

c）采用舵下底面邊線局部倒圓角的方法可使得舵與機(jī)體間形成漩渦再附角度減小，有效降低舵投影線處的加熱熱流。在計(jì)算的3 個(gè)典型工況下降熱幅度達(dá)到了27%～31%，降熱效果顯著，可作為未來(lái)飛行器局部外形優(yōu)化的參考。