柵格翼電弧風(fēng)洞試驗的氣動參數(shù)模擬方法研究

劉 彬 王 辰 張宏劍 章 凌 王鯤鵬

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

柵格翼電弧風(fēng)洞試驗的氣動參數(shù)模擬方法研究

劉 彬 王 辰 張宏劍 章 凌 王鯤鵬

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

為驗證柵格翼防熱方案的有效性，針對柵格翼單片級試驗件厚度過低無法直接測量試驗件冷壁熱流密度的難題，提出了一種直接模擬來流氣動參數(shù)的柵格翼熱防護試驗設(shè)計方法，能夠準(zhǔn)確考核防熱方案，對類似結(jié)構(gòu)的熱防護試驗具有指導(dǎo)意義。

柵格翼 電弧風(fēng)洞 熱防護試驗

1 引 言

柵格翼是一種由眾多薄柵格壁和邊框組成的空間受力系統(tǒng)，在有限體積內(nèi)具有較多的升力面[1]。如圖1所示，柵格壁在邊框內(nèi)的布局主要有框架式和蜂窩式兩種，其中蜂窩式又分正置和斜置，目前應(yīng)用最廣泛的的是斜置壁與邊框成45°的蜂窩式柵格翼，本文的研究對象即屬此類。柵格翼能夠提高飛行器的穩(wěn)定性并提供姿控力和力矩。與傳統(tǒng)的平面翼相比[2]，柵格翼在高速下效率更高[3]且具有適用攻角大、鉸鏈力矩小以及同等體積下升力面積較大等優(yōu)點，同時由于展長較小，便于緊貼飛行器折疊安裝[4]，因此在航空、航天飛行器中得到了越來越廣泛的應(yīng)用。

隨著飛行器飛行速度的不斷提高，在中低速飛行時并不嚴(yán)重的氣動加熱問題在高速飛行器的設(shè)計中逐漸顯露了出來，當(dāng)飛行器在大氣中的飛行速度大于3馬赫時，其表面尤其是前緣就會受到強烈的氣動加熱作用，當(dāng)飛行器速度達到5馬赫時，其駐點區(qū)溫度甚至?xí)^1 000℃[5]。因此，高速飛行時的防熱問題是柵格翼設(shè)計的關(guān)鍵，柵格翼的熱防護設(shè)計也愈加重要。

針對在電弧風(fēng)洞試驗中柵格翼特殊的幾何尺寸無法準(zhǔn)確測量翼前緣冷壁密度的問題，介紹了一種新的柵格翼熱防護試驗方法，直接對氣動加熱中來流氣動參數(shù)進行模擬，從而達到準(zhǔn)確考核防熱方案的目的，并減少了常規(guī)熱試驗設(shè)計所帶來的誤差。

2 熱防護試驗方法對比

在進行真實飛行試驗之前，需要在地面對飛行器的防熱性能進行考核，目前應(yīng)用最廣泛的熱防護試驗方法是石英燈熱試驗和電弧風(fēng)洞試驗，兩種試驗方法的原理和優(yōu)缺點對比如表1所示。

表1 熱防護試驗方法對比

石英燈試驗為輻射加熱，不能模擬飛行工況下飛行器表面的氣動加熱，一般用于防熱材料的篩選和初步方案論證；電弧風(fēng)洞試驗通過超音速噴管模擬氣動加熱過程，可以考核在較為真實氣動加熱環(huán)境下的適應(yīng)性，特別是在氣動加熱與氣動沖刷、剪切同時作用時防熱方案的適應(yīng)性，能夠更加真實地考核熱防護方案的效果，但試驗周期長，試驗成本較高，所以通常用于熱防護方案的驗證。

3 電弧風(fēng)洞試驗方法

3.1柵格翼結(jié)構(gòu)

柵格壁相互成45°斜置布置，主體采用整體鑄造鈦合金結(jié)構(gòu)，外表面噴涂防熱涂層或包覆防熱復(fù)合材料。為了確定防熱形式，選擇出合適的涂層或材料類型，可以取柵格翼的單個柵格壁通過試片級試驗件(如圖2)的小火箭沖刷試驗進行初步選材。

根據(jù)前期的理論分析、小火箭沖刷試驗和以往經(jīng)驗，初步選定防熱方案為：鈦合金主體結(jié)構(gòu)，外部整體噴涂陶瓷熱障涂層和硅橡膠基隔熱涂層，如圖3所示。根據(jù)初步的防熱方案，開展電弧風(fēng)洞熱防護試驗設(shè)計。

3.2電弧風(fēng)洞試驗裝置

電弧風(fēng)洞由電弧加熱器、混合穩(wěn)壓室、噴管、試驗段、擴壓段、冷卻器及真空系統(tǒng)組成，電弧風(fēng)洞試驗布局示意圖見圖4。

3.3傳統(tǒng)電弧風(fēng)洞控制參數(shù)計算

在傳統(tǒng)的電弧風(fēng)洞試驗設(shè)計中，試驗的控制參數(shù)都是通過氣動參數(shù)進行氣動熱計算得出的冷壁熱流和恢復(fù)焓，繼而再通過有限元熱傳導(dǎo)分析得出壁面溫度和凈吸收熱流，如圖5所示。傳統(tǒng)方法受到有限元計算精度、工程算法經(jīng)驗值選取以及試驗參數(shù)測量準(zhǔn)確度的影響，因此，若能減少計算流程的步驟，就能提高熱試驗?zāi)M的精度，更加準(zhǔn)確地對熱防護方案考核。

3.4試驗控制參數(shù)計算方法

柵格翼單片級試驗件厚度較小，遠遠小于目前國內(nèi)最小的熱流探測器尺寸，所以無法對試驗件冷壁熱流密度進行測量，傳統(tǒng)試驗思路則無法進行熱流密度的模擬。為了從根源上解決該問題，本文提出了直接對來流氣動參數(shù)進行模擬的試驗設(shè)計思路，即對來流總焓、總壓進行模擬。

計算輸入主要包括：翼前緣曲率半徑、飛行高度、馬赫數(shù)、飛行速度、動壓、飛行攻角以及舵偏角；計算輸出主要包括：來流總壓和總焓。

計算步驟如下：

(1)大氣參數(shù)計算。首先根據(jù)飛行過程的彈道設(shè)計，可以得到飛行高度隨飛行時間的變化曲線。通過地球有效半徑rb和飛行器幾何高度hg求飛行器位勢高度H，再通過相應(yīng)高度帶底面的溫度Tb、垂直溫度梯度L和相應(yīng)高度帶底面的位勢高度Hb計算大氣溫度T∞。由相應(yīng)高度帶底面的壓力Pb、氣體常數(shù)R和標(biāo)準(zhǔn)重力加速度求大氣壓力P∞。

(2)前方來流參數(shù)計算。飛行器飛行中前方來流參數(shù)包括：來流聲速C∞、來流馬赫數(shù)M∞、動力黏性系數(shù)μ∞和氣流密度ρ∞，可以由步驟(1)中求得的大氣溫度T∞和大氣壓力P∞結(jié)合氣體比熱比γ、飛行器飛行速度V∞求得。

(3)邊界層外緣氣流參數(shù)計算。對柵格翼這樣的薄翼流線型體，通過后掠角∧和氣體比熱比γ求出其前緣壓力PWSL∧和當(dāng)?shù)鼗謴?fù)溫度Tre，這里柵格翼單片試驗件的前緣壓力PWSL∧即為駐點壓力等于總壓Ps。

(4)總焓確定。在求得當(dāng)?shù)鼗謴?fù)溫度和壓力后，計算焓值H0[6]。

4 風(fēng)洞臺階條件

由于電弧風(fēng)洞試驗加載條件的限制，只能用數(shù)個臺階近似模擬瞬態(tài)參數(shù)變化，即用軌道方式逐次定時調(diào)節(jié)流入電弧加熱器的氣體流量和投入電弧加熱器的電源功率，以此實現(xiàn)在一次試驗過程中主要參數(shù)按預(yù)先設(shè)定的軌道變化。

這就需要將總壓、總焓化為臺階曲線，為了使試驗條件更接近于柵格翼真實的氣動熱環(huán)境，需要較為準(zhǔn)確合理地確定電弧風(fēng)洞的臺階試驗條件，并進行校核以保證其合理性。

4.1臺階條件設(shè)計原則

臺階條件的總壓和總焓盡量與曲線條件接近，若有需要應(yīng)在原載荷基礎(chǔ)上乘以一定的安全系數(shù)；臺階熱載荷應(yīng)與曲線熱載荷一致，即臺階所模擬的來流氣動熱效果應(yīng)與曲線一致，本文中熱載荷考核參數(shù)為凈吸收熱流，應(yīng)同時滿足峰值覆蓋和加熱總量覆蓋原則，同時以冷壁熱流作參考。根據(jù)以上原則，確定出了柵格翼電弧風(fēng)洞臺階條件，如圖7所示。

4.2臺階條件校核要求

4.2.1 靜吸收熱覆蓋性

為了盡量真實地模擬來流的氣動熱過程，還應(yīng)對臺階條件進行熱載荷的校核，保證臺階條件和曲線條件凈吸收熱一致。利用氣動熱計算得出柵格翼從前緣到壁面不同部位的冷壁熱流，然后將冷壁熱流轉(zhuǎn)換為對流換熱邊界條件，并進行如下簡化：

假設(shè)氣體比熱容不隨溫度變化，Cpa=1kJ/(kg.K)，根據(jù)恢復(fù)焓得到恢復(fù)溫度，Tr=Hr/Cpa，將恢復(fù)溫度作為對流換熱邊界的環(huán)境溫度；根據(jù)冷壁熱流密度和恢復(fù)溫度得到換熱系數(shù)，h=q/(Tr-Tw)。

利用有限元分析軟件ABAQUS對柵格翼單片級試驗件進行熱傳導(dǎo)分析，可以得出臺階條件和曲線條件下的凈吸收熱流。

4.2.2 壁面剪切力覆蓋性

由于防熱涂層在高溫條件下會發(fā)生燒蝕反應(yīng)，進而剝離脫落，尤其是大面積剝離，會嚴(yán)重影響其防熱效果，所以壁面剪切力也是一個很重要的考核指標(biāo)。通過氣動計算可以得出試驗件冷壁剪切力，對臺階條件下和飛行工況下的剪切力進行比較，對剪切力的覆蓋性進行分析。

5 結(jié)束語

本文針對特殊的柵格翼薄壁柵格結(jié)構(gòu)無法進行電弧風(fēng)洞試驗的問題，提出了一種新的柵格翼電弧風(fēng)洞設(shè)計方法：

(1)該方法直接對空氣來流進行模擬，將總壓和總焓作為控制指標(biāo)，避免了由特殊結(jié)構(gòu)帶來的無法測量冷壁熱流的問題，減少了試驗設(shè)計環(huán)節(jié)中的誤差；

(2)對這一設(shè)計方法進行了熱載荷等效性及剪切力覆蓋性的考核，通過分析可以發(fā)現(xiàn)，利用新設(shè)計方法確定的風(fēng)洞試驗條件能滿足飛行工況下的氣動加熱條件，在高溫階段的剪切力覆蓋性較好，因而這一電弧風(fēng)洞設(shè)計方法可以真實有效地對飛行工況進行模擬。

[1] 余旭東，葛金玉.導(dǎo)彈現(xiàn)代結(jié)構(gòu)設(shè)計[M]. 國防工業(yè)出版社，2007.

[2] Fournier, E. Y. Wind tunnel investigation of grid fin and conventional planar control surfaces[R]. Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 39th, Reno, NV, Jan. 8～11, 2001 AIAA 200l-0256.

[3] James DeSpirito, Milton E. Vaughn Jr., W. David Washington. Subsonic flow CFD investigation of canard-controlled missile planar and grid fins[R]. 41st AIAA Aerospace Sciences Meeting amp; Exhibit, Reno, NV, Jan. 6～9, 2003, Reston, VA, AIAA 2003-27.

[4] 黎漢華，石玉紅.柵格翼國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)，2008(6)：27～30.

[5] 謝宗蕻,孫俊峰.高超聲速飛行器翼面前緣半主動金屬熱防護系統(tǒng)設(shè)計與分析[J]. 航天器環(huán)境工程，2013(30): 1～7.

[6] Davis R T. Numerical Solution of the Hypersonic Viscous Shock-Layer quations[J]. AIAA J Vol.8 No.5 1970:843～852.

StudyofTestMethodforGridFinThermalProtectionBasedonArc-heatedWindTunnel

LIU Bin WANG Chen ZHANG Hong-jian ZHANG Ling WANG Kun-peng

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering ,Beijing 100076，China)

Because the thickness of a solo grid wall is too small to measure the cold-wall heat flux, a new grid fin thermal protection test method by simulate free stream parameters directly is founded to validate the thermal protective structure. The new method can accurate examine the thermal protective scheme and provide valuable reference to similar test.

Grid fin Arc-heated wind tunnel Thermal protection test

2017-01-12，

2017-03-21

國家自然科學(xué)基金項目(11402033，11602031)；國家高技術(shù)研究發(fā)展計劃資助項目(2015AA7021076)

劉彬(1985-)，男，工程師，主要研究方向:彈箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計。

1000-7202(2017) 04-0012-04

10.12060/j.issn.1000-7202.2017.04.03

V421

A