考慮間隙內流的二元機翼跨聲速氣動力分析

馮宇鵬, 夏巍, 蔣勁松, 胡淑玲

(1.西安交通大學 機械結構強度與振動國家重點實驗室, 陜西 西安 710049;2.成都飛機設計研究所 強度設計研究部, 四川 成都 610041)

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考慮間隙內流的二元機翼跨聲速氣動力分析

馮宇鵬1, 夏巍1, 蔣勁松2, 胡淑玲1

(1.西安交通大學 機械結構強度與振動國家重點實驗室, 陜西 西安 710049;2.成都飛機設計研究所 強度設計研究部, 四川 成都 610041)

基于Navior-Stokes(N-S)方程和Spalart-Allmaras湍流模型,建立了含間隙二元機翼的跨聲速繞流場計算模型和間隙內流計算模型。通過FLUENT數值仿真,分析了二元機翼的激波壓力分布和馬赫數分布,并與風洞試驗結果進行了對比驗證。數值結果表明,連通波后高壓區和波前低壓區的間隙內流會提高機翼繞流場中激波前后的速度梯度和壓力梯度。局部間隙內流會對機翼結構帶來“向外吸”和“向前頂”的氣動載荷作用。

氣動載荷; 二元機翼; 跨聲速; 間隙內流; 陶瓷隔熱瓦

0 引言

高速飛行器會遇到比較嚴重的氣動加熱問題,因此需要可靠的熱防護系統(Thermal Protection System, TPS)[1-3]。相對于燒蝕型TPS,陶瓷隔熱瓦具有質輕、可重復使用,且在飛行再入段不會因剝落而影響流場等優點[4-6],在美國和前蘇聯的航天飛機上得到廣泛應用。例如,美國航天飛機軌道器的機身外表面覆蓋了32 000余塊陶瓷隔熱瓦,以保護軌道器再入大氣層時,不致因氣動加熱而燒毀[7]。理論上陶瓷隔熱瓦不會脫落,但實際中由于陶瓷是脆性材料,面臨上升段多種不確定的飛行環境時,隔熱瓦極易因無法承受氣動、聲振、碎片撞擊等飛行載荷而發生結構破壞[8-11]。Muraca等[12]綜述了美國航天飛機的飛行環境和隔熱瓦載荷分析方法,指出從工程設計角度出發,主要考慮跨/超聲速飛行階段的隔熱瓦極限載荷。Petley等[13]研究了上升段隔熱瓦定常氣動載荷的計算方法,指出隔熱瓦的內流(包括間隙內流和多孔介質滲流)是影響氣動載荷的重要因素。內流分析中多孔介質材料(如陶瓷、應變隔離墊)的透氣特性(如氣體流速、壓降等)是重要的計算參數。Lawing[14]開展了應變隔離墊材料透氣特性的試驗研究。航天飛機隔熱瓦的研發過程受到當時計算能力的制約,采用了很多工程化和偏保守的分析方法。例如,內流分析中忽略氣流分離等流動非線性因素,采用Darcy定律和不可壓Stokes方程建立內流運動模型。近年來,國內外對間隙流、凹腔流和多孔介質滲流發展的數值計算理論可為隔熱瓦提供新的氣動載荷分析方法[15-17]。

本文研究隔熱瓦上升段氣動載荷,擬結合計算流體動力學(CFD)方法,基于N-S方程分析間隙內流對隔熱瓦載荷的影響。考慮隔熱瓦承受極限載荷時常伴隨外流場的跨聲速流動和內流場的低速流動,為降低模型復雜度和計算規模,本文建立帶有間隙流動的二元機翼模型,試圖從力學機理上揭示間隙內流對隔熱瓦載荷的影響規律。

1 力學模型

隔熱瓦TPS主要有3種結構部件:陶瓷瓦、應變隔離墊和基底結構(一般是金屬壁板)。為避免陶瓷瓦和基底結構熱膨脹系數不同引入過大的結構熱應力,陶瓷瓦必須分塊,相鄰陶瓷瓦之間留有間隙。同時,陶瓷瓦底部通過應變隔離墊與基底壁板粘接[12]。隔熱瓦TPS厚度方向的構造形式如圖1所示。

圖1 隔熱瓦TPS間隙內流示意圖Fig.1 Schematic of internal flow in tile TPS

由于陶瓷瓦和應變隔離墊均采用具有一定孔隙率的多孔介質材料,這種材料會吸濕、透氣,因此在陶瓷瓦的上表面和側面一般還涂有防水(不透氣)的涂層。盡管如此,在涂層覆蓋不到的表面,陶瓷瓦和應變隔離墊還是會吸入或排出空氣。在跨聲速飛行階段,如果飛行器的外表面由于局部氣流加速產生激波,且某塊隔熱瓦恰好處于激波線上,則激波前、后的壓力突變會導致該隔熱瓦TPS出現3種形式的內流:(1)相鄰隔熱瓦的間隙內流;(2)陶瓷瓦內部的多孔介質滲流;(3)應變隔離墊的多孔介質滲流。為研究間隙內流對隔熱瓦載荷的影響機理,暫且忽略多孔介質對氣流的阻滯作用,建立簡化的二元機翼分析模型(見圖2)。

圖2 帶有間隙內流的簡化二元機翼模型Fig.2 Simplified airfoil model with internal flow of gap

假設跨聲速氣流中二元機翼表面出現正激波,且機翼上存在一個連通激波前后的狹縫。由于激波的波后壓力高于波前壓力,因此狹縫內會產生與來流方向相反的內流場。如果狹縫足夠窄,可以認為狹縫內流場對機翼外流場的影響很小,不會改變激波的性質和位置。從而可用狹縫內流來近似模擬隔熱瓦的間隙內流。圖2中,狹縫將二元機翼分為區域Ⅰ和區域Ⅱ,其中區域Ⅰ的間隙邊為a,b,c,區域Ⅱ的間隙邊為d,e,f。通過對比狹縫中有內流和無內流時區域Ⅱ的氣動載荷分布,可以得到間隙內流對區域Ⅱ單獨隔離塊(類比于隔熱瓦)氣動載荷影響的定性結論。

帶有狹縫的二元機翼流場分析涉及跨聲速外流場和邊界層中的間隙內流場,需要考慮激波和邊界層的相互作用,因此采用直角坐標系下的二維非定?？蓧嚎s黏性流動N-S方程:

(1)

式中:u為未知的流動量矢量;f,g分別為流動在x,y方向上的流通量分量;sx,sy分別為流動在x,y方向上的黏性應力分量和熱傳導流通量分量之和。同時,壁面采用無滑移的邊界條件,即Vw=0。

采用壓力修正與速度修正的耦合算法求解二維非定?？蓧嚎s黏性流動N-S方程和湍流控制方程,該全隱式耦合算法通過動量方程壓力梯度的隱式離散和質量流量的隱式離散進行求解。

2 數值算例

二元機翼采用NACA0012翼型,弦長b=0.1 m,來流馬赫數Ma=0.8,雷諾數Re=3×106,迎角α=0°。采用FLUENT軟件建立機翼的外流場模型,總節點數為19 440,總單元數為19 680。為了與風洞試驗結果[18]進行對比,設置來流的遠場邊界條件為溫度T=265.96 K,密度ρ∞=2.107 4 kg/m3,聲速c=326.93 m/s,壓力p∞=1.608 8×105Pa。采用Spalart-Allmaras湍流模型并設置紊流粘度比為2?；诜蔷€性二階壓力-速度耦合求解(密度、力矩、修正紊流粘度及能量均采用二階迎風格式),流動庫朗數取50,力和力矩的顯式松弛因子取0.5,并設置收斂條件為0.001。NACA0012翼型上表面壓力系數弦向分布的定常計算結果如圖3所示。在45%翼弦附近(x/b≈0.45)壓力系數發生了突變,順氣流方向機翼表面壓力系數升高了約76.28%,這是由于二元機翼上氣流加速在該位置出現激波造成的。圖3同時繪出了NACA0012翼型的風洞試驗結果[18],可見壓力分布計算結果與風洞試驗值符合良好。

圖3 NACA0012翼型的表面壓力分布Fig.3Pressure distribution on the surface of NACA0012 airfoil

為研究間隙內流的影響,將二元機翼模型等比例擴大10倍(弦長b=1 m)建立繞流場計算模型,氣流雷諾數為Re=3×107。同時在二元機翼45%翼弦附近開一道連通上、下游機翼表面的狹縫(見圖4)。狹縫包括前緣狹縫、后緣狹縫和底部狹縫,其中前、后緣狹縫的中線與機翼弦線垂直,底部狹縫的中線與機翼弦線平行。前緣狹縫中線與機翼前緣的距離為0.439b,后緣狹縫中線與機翼前緣的距離為0.536b,底部狹縫中線與機翼弦線的距離為0.042 66b,狹縫的寬度為1.0 mm。狹縫的間隙流場計算模型采用四邊形網格,近壁面處設置邊界層,流場網格由狹縫中線向兩側壁面逐漸加密。間隙流場的網格節點數為1 740,單元數為1 833。

圖4 含間隙二元機翼模型的局部計算網格Fig.4 Local mesh of airfoil model with gaps

狹縫對二元機翼(NACA0012翼型)繞流場馬赫數分布和壓力系數分布的影響如圖5和圖6所示。通過對比有狹縫模型和無狹縫模型馬赫數分布及壓力系數分布的等值線云圖,可以發現狹縫對二元機翼的繞流場總體影響不大,有狹縫機翼和無狹縫機翼均在45%翼弦附近氣流加速到Ma=1,并在下游產生劇烈的減速增壓過程(產生激波)。在激波波陣面附近,狹縫的間隙內流導致外流場的速度梯度和壓力梯度增大。

圖6 二元機翼繞流場壓力分布云圖Fig.6 Contour plot of pressure distribution in the flow field around airfoil

有狹縫和無狹縫的二元機翼上翼面壓力系數沿弦向分布曲線如圖7所示。從圖中可以看到,狹縫對二元機翼表面壓力分布總體影響不大,但是在狹縫開口處局部氣動壓力有所改變。后緣狹縫開口(間隙流入口)壓力系數增大,前緣狹縫開口(間隙流出口)壓力系數減小。有狹縫模型和無狹縫模型壓力系數的最大偏差為20.774%,出現在前緣狹縫氣流出口附近。狹縫中的間隙內流增大了激波前后的壓力梯度。由于狹縫流量的限制,在激波壓力梯度驅動下,狹縫中產生低速不可壓間隙內流。狹縫氣流入口(后緣狹縫頂部)和出口(前緣狹縫頂部)處的局部氣流速度分布云圖如圖8所示。本文算例中狹縫入口處氣流法向平均速度為45.45 m/s,狹縫出口處氣流法向平均速度為59.23 m/s。

圖7 間隙內流對二元機翼表面壓力分布的影響Fig.7 Influence of internal gap flow on the pressure distribution of airfoil

圖8 間隙流局部速度分布云圖Fig.8 Contour plot of local velocity distribution in gap flow

3 局部結構載荷分析

二元機翼上由狹縫包圍的隔離塊承受的氣動載荷與間隙內流的壓力分布有關。圖9繪出了隔離塊周邊分別沿升力方向和阻力方向的壓力系數分布曲線。圖9中,在升力方向上間隙內流形成的隔離塊底部壓力梯度遠小于隔離塊頂部的激波壓力梯度,在阻力方向上間隙內流入口的隔離塊后緣壓力梯度略大于間隙內流出口的隔離塊前緣壓力梯度。

在隔離塊周邊對氣流靜壓積分可得到隔離塊承受的氣動載荷。對于本文算例,單位展長隔離塊在升力方向上的氣動力為1 044.15 N,方向沿y軸正向;在阻力方向上的氣動力為93.15 N(設前緣狹縫深度與后緣狹縫深度相同,均為0.006 9b),方向沿x軸負向。

圖9 隔離塊周邊壁面壓力分布Fig.9 Pressure distribution on the surface of isolated pad

因此,對于間隙包圍的機翼局部結構,間隙內流將帶來不利的氣動載荷影響。在升力方向上,間隙內流和繞流場對機翼局部結構(隔離塊)的氣動力合力方向向外,起吸/拔局部結構的作用;在阻力方向上,間隙內流前、后緣壓力對機翼局部結構(隔離塊)的氣動力合力方向向前,如果局部結構在該氣動載荷下發生位移(變形),會改變間隙寬度,進而誘發復雜的氣動-變形耦合效應。

4 結論

本文研究了跨聲速氣流中,含間隙二元機翼的繞流特性和間隙內流特性?；贜avior-Stokes方程建立了二元機翼的跨聲速繞流場和間隙內流CFD計算模型,得到了二元機翼的激波壓力分布和間隙內流壓力分布。主要結論如下:

(1)間隙內流對二元機翼的跨聲速繞流場總體影響不大。有/無間隙內流的對比發現,激波位置基本不變,但由于間隙內流連通了波后的高壓區和波前的低壓區,間隙內流將增大激波前后的壓力梯度。

(2)間隙內流對機翼局部結構帶來不利的氣動載荷影響。在升力方向上,考慮間隙內流的氣動載荷對局部結構有“向外吸”的作用;在阻力方向上,考慮間隙內流的氣動載荷對局部結構有“向前頂”的作用。

本文對隔熱瓦氣動載荷的間隙內流效應進行了數值仿真分析,實際應用中需要注意隔熱瓦底部并非開放流動空間,還應該對陶瓷隔熱瓦和應變隔離墊的多孔介質滲流以及邊界層速度梯度引起的表面摩擦等問題開展進一步研究。

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(編輯：方春玲)

Transonic aerodynamic loads of airfoil considering internal flow of gaps

FENG Yu-peng1, XIA Wei1, JIANG Jin-song2, HU Shu-ling1

(1.State Key Laboratory for Strength and Vibration of Mechanical Structures, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China; 2.Strength Design and Research Department, Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610041, China)

Based on the Navior-Stokes equation and Spalart-Allmaras turbulence model, the aerodynamic model of airfoil with internal flow in gaps is established to simulate the transonic flow field of ceramic tiles. The pressure and Mach number distributions of airfoil are obtained by numerical simulation using Fluent. The results are verified by comparing with the data from wind tunnel tests. The numerical results show that the internal flow exists when there are gaps connecting the high pressure zone after the shock and the low pressure zone before the shock. The internal flow in the gaps increases the local air speed gradient and pressure gradient around the airfoil near the shock. For the isolated area in the airfoil which simulates the tile, the aerodynamic loads from the internal flow of gaps are tend to “suck off” and “push” the isolated structure surrounded by the gaps.

aerodynamic loads; airfoil; transonic flow; internal flow of gap; ceramic tiles

2016-03-17;

2016-08-10;

時間:2016-09-22 14:55

國家自然科學基金資助(11302162)；中央高?；究蒲袠I務費專項資金資助；陜西省自然科學基礎研究計劃項目(2013JQ1005)

馮宇鵬 (1992-)，男，陜西渭南人，碩士研究生，研究方向為航空航天工程； 夏巍 (1978- )，男，湖南衡陽人，講師，博士，研究方向為氣動彈性力學。

V211.41

A

1002-0853(2016)06-0015-05