主動引射冷卻對空氣舵熱環(huán)境影響的試驗研究

袁 野，曹占偉，馬 偉，聶春生，付 斌

（空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

飛行器在大氣層中高速飛行時，周圍空氣受到強烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，致使空氣溫度急劇升高，對飛行器表面形成強烈的氣動加熱。為保證飛行器不被燒毀，并保證內部儀器設備正常工作，合理的設計熱防護系統(tǒng)至關重要。

按照防護機理，熱防護系統(tǒng)可分為被動式和主動式，目前傳統(tǒng)的被動式熱防護系統(tǒng)主要采用防熱-隔熱式結構，主要采用提高材料防/隔熱性能和增加材料厚度的方法，其技術相對成熟，但這種方法受到材料研制周期、系統(tǒng)總質量等因素制約，難以滿足未來飛行器長航時、高速度、強機動和可回收等使用需求。相對應的，目前發(fā)展較快的主動式熱防護系統(tǒng)主要有主動引射冷卻式[1]和發(fā)汗冷卻式[2]等，主要通過對外部流場的主動干預，實現(xiàn)對溫度和熱流的開環(huán)或者閉環(huán)控制，具有冷卻能力強、設計靈活、可重復使用等優(yōu)點，是未來先進飛行器熱防護技術的重要發(fā)展方向。

主動引射冷卻的原理為從處于高溫環(huán)境的表面上的一個或多個離散孔或縫槽中引入二次氣流（冷卻工質或射流），冷卻氣體在主流的壓力和摩擦力的作用下向下游彎曲，提高下游邊界層厚度，降低壁面附近氣體的溫度，從而對壁面起到良好的熱防護作用。主動引射冷卻作為一種有效的主動冷卻方式已被廣泛地應用于航空燃氣渦輪發(fā)動機渦輪葉片上[3,4]，同時在火箭高溫部件冷卻[5]及未來高速飛行器熱端部件冷卻[6,7]中也有一定的研究。

對于主動引射冷卻來說，飛行器表面引射氣體會與主流來流發(fā)生相互作用，這使得原本具有薄激波層、邊界層粘性干擾、高溫真實氣體效應等特征的超聲速流動變得更為復雜。而對飛行器表面氣動加熱環(huán)境的準確預示是熱防護系統(tǒng)精細化和可靠設計的前提，因此針對主動引射冷卻條件下的氣動加熱機理進行研究，對提升先進主動熱防護系統(tǒng)的設計水平具有重要意義。

對于高速飛行器，空氣舵與飛行器連接的局部區(qū)域往往是受熱最嚴酷的部位之一[8,9]，通過主動引射冷卻的方式對該區(qū)域進行主動降熱具有廣泛的應用前景。本文針對典型的平板-舵結構，在超聲速激波風洞中采用高速紋影結合熱流傳感器的測量手段，研究了主動引射冷卻系統(tǒng)的噴流條件對于模型空間流場結構和典型區(qū)域熱環(huán)境的影響規(guī)律，并對降熱效果進行了定量評估。

1 試驗方法

試驗采用平板和舵組合的模型，如圖1所示。主動引射噴口為矩形，流向和展向尺寸分別為舵前緣寬度的1/5和2倍，位于舵上游2倍舵長的位置，其噴流方向與平板呈30°角。

圖1 試驗模型示意Fig.1 Schematic Diagram of the Experimental Model

本次試驗在超聲速激波風洞中進行。流場特征條件如表1所示，試驗來流馬赫數(shù)為10，流態(tài)為層流，攻角為10°。主動引射噴流出口靜壓取無引射條件下當?shù)仄桨鍓毫Φ?.2倍，約為1.23 kPa，出口馬赫數(shù)為0~4。

表1 流場特征條件Tab.1 Typical Flow Conditions

通過高速紋影攝像，可以獲得不同工況下的流場波系結構。同時試驗在模型的平板、舵前緣、舵?zhèn)让妗⒍孑S表面布置熱流傳感器，采集了不同工況下各位置的熱流數(shù)據(jù)。

2 結果分析

2.1 流場波系結構

試驗針對舵和主動引射噴流出口兩個區(qū)域拍攝了紋影照片，圖2給出不同噴流馬赫數(shù)下的流場波系情況。可以看到，隨著噴流馬赫數(shù)的增大，噴流形成的弓形激波逐漸增強，與平板表面的夾角逐漸增大。當噴流馬赫數(shù)較小時（0.5、1），噴流在噴口處形成的激波無法越過主激波，最終與其重合；當噴流馬赫數(shù)增加至2以上時，噴流形成的激波穿過主激波位于其上方，并進一步向下游發(fā)展。

圖2 不同噴流馬赫數(shù)下流場波系結構對比Fig.2 The Shock Wave Structures in Different Conditions of Ejection Mach Number

2.2 典型區(qū)域熱環(huán)境

圖3顯示了不同噴流出口馬赫數(shù)下，舵下方平板區(qū)域熱流相對無噴流時的變化率，通過各測點變化率的插值，即得到圖中所示的分布云圖。由圖3可知，隨著引射噴流的增強，舵下方平板區(qū)域熱流有明顯降低，當噴流馬赫數(shù)不大于2時，舵下各區(qū)域降熱率差別不大，當噴流馬赫數(shù)達到4時，舵尖正下方和舵軸附近降熱率顯著高于其他區(qū)域，整體區(qū)域降熱超過約50%。

圖4顯示了不同噴流出口馬赫數(shù)下，舵底面區(qū)域熱流相對無噴流時的變化率。由圖4可知，隨著引射噴流的增強，舵底區(qū)域熱流顯著降低，其中靠近舵軸的局部區(qū)域降熱率高于其余位置，當噴流馬赫數(shù)達到4時，舵底面降熱超過約60%。

圖3 舵下方平板區(qū)域測點及熱流變化率分布Fig.3 The Distribution of the Sensors and the Change Rate of the Heat Flow in the Plate under the Rudder

圖4 舵底面區(qū)域測點及熱流變化率分布Fig.4 The Distribution of the Sensors and the Change Rates of the Heat Flow in the Rudder Bottom

圖5顯示了不同噴流出口馬赫數(shù)下，舵前緣測點布置及熱流相對無噴流時的變化率。由圖5可知，引射噴流對舵前緣的冷卻作用主要體現(xiàn)在前端附近，隨著前緣區(qū)域所在高度的升高，降熱效果逐漸降低，各測點的降熱率隨噴流馬赫數(shù)小幅波動。當噴流馬赫數(shù)達到4時，舵前端降熱超過80%。

圖5 舵前緣測點及熱流變化率分布Fig.5 The Distribution of the Sensors and the Change Rate of The Heat Flow in the Leading Edge of the Rudder

圖6顯示了不同噴流出口馬赫數(shù)下，舵軸迎風面熱流相對無噴流時的變化率，其中Ma=0.0分圖中顯示了測點的布置情況，為使顯示更直觀，對云圖按中心線進行了對稱。

圖6 舵軸迎風面測點及熱流變化率分布Fig.6 The Distribution of the Sensors and the Change Rate of the Heat Flow in the Rudder Shaft

由圖6可知，隨著引射噴流的增強，舵軸熱流有明顯降低，其中靠近中心區(qū)域的降熱率高于兩側，當噴流馬赫數(shù)達到4時，舵軸中心區(qū)域降熱超過70%。

圖7匯總了不同工況下各典型區(qū)域的降熱率，由圖可知，隨著引射噴流的增強，各區(qū)域降熱率大致隨噴流馬赫數(shù)呈線性上升，當噴流馬赫數(shù)為4時，各區(qū)域的降熱率約為70%~90%。

圖7 不同引射噴流馬赫數(shù)下典型區(qū)域降熱率Fig.7 The Cooling Rates of the Typical Zones in Different Conditions of Ejection Mach Number

3 結 論

本文針對采用主動引射冷卻系統(tǒng)的平板-舵結構，研究了超聲速條件下引射噴流條件對空間流場和典型位置熱環(huán)境的影響規(guī)律，試驗結果表明：

a）隨著引射噴流馬赫數(shù)的增大，噴流形成的弓形激波逐漸增強，與平板表面的夾角逐漸增大。當噴流馬赫數(shù)增加至2以上時，噴流形成的激波將穿過主激波并進一步向下游發(fā)展。

b）在主動引射冷卻的條件下，模型中舵尖下方平板、舵軸前平板、舵軸前舵底面、舵前端以及舵軸迎風面的降熱效果顯著高于附近其他區(qū)域。

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c）隨著引射噴流的增強，上述區(qū)域的降熱率大致隨噴流馬赫數(shù)呈線性上升，當引射噴流馬赫數(shù)為4時，各區(qū)域的降熱率約為70%~90%。