基于表面織構的高超聲速飛行器舵翼熱防護技術研究

常秋英,蔡禮港,楊 超,段曉亮

(1.北京交通大學 機械與電子控制工程學院， 北京 100044；2.中國兵器工業導航與控制技術研究所， 北京 100089)

飛行器以高超聲速飛行時，由于激波壓縮、粘性摩擦等作用，高溫空氣不斷向壁面傳熱，會導致壁面溫度快速升高，存在氣動加熱現象[1]。飛行器溫度過高會影響內部器件的正常工作，甚至會導致表面材料變形、燒蝕等。對飛行器的控制面而言，由于其前緣尖銳且厚度一般較薄，飛行時需經受在高馬赫氣流下嚴酷的氣動加熱環境，承受極大的氣動力載荷和操縱機構的機械載荷，還要在極高溫度下保持其外形和剛度，因此控制面的熱防護是影響高超聲速飛行器設計成敗的關鍵[2]。目前熱防護系統可分為被動式、半被動式和主動式[3]。由于控制面的熱容量有限且難以布置主動式熱防護系統，同時又有保持外形不變的要求，不能采用半被動式熱防護系統[4]。因此控制面一般采取被動式熱防護系統，使用耐高溫材料制成，并在表面涂覆熱防護涂層[5-6]。與航天器不同，高超聲速火箭彈作為軍事上用于集群打擊的單次消耗品，首先要求其維修保養簡單、采購方便，其次要求造價適宜、制造工藝成熟、適合量產[7]。而目前熱防護涂層仍存在制備工藝繁瑣、涂層的高溫結合能力不足等問題[8]，因此，仍要尋求一種適合高超聲速火箭彈控制面(舵翼)的符合工程應用實際的熱防護方案。

表面織構(Surface Texture)是指借助一定的加工設備和手段在物體表面生成一系列具有一定分布規律和尺寸的微小結構，用以改善表面的摩擦學或其他方面的性能[9]。表面織構作為一種減小摩擦、磨損的有效手段已被得到廣泛認可和應用，如在軸承和機械密封等處于流體潤滑狀態的部件，可產生附加的動壓效應提高表面承載能力[10-11]。近年來，表面織構的應用范疇也被逐漸推廣到其他領域和學科，溝槽型表面織構以其顯著的減阻效果與良好的工程應用前景而備受關注，試驗結果表明合理設計的溝槽可以顯著降低亞音速飛行器的壁面摩擦阻力[12]，也有學者對鯊魚皮[13]和鳥類羽毛表面[14]溝槽結構的減阻性能進行研究。

氣動加熱的熱源主要來自空氣的劇烈壓縮和粘性摩擦，溝槽型表面織構既然能夠降低飛行阻力，能否降低高速氣流的粘性摩擦，進而在一定程度內降低舵翼表面的溫度？目前表面織構在高超聲速工況下的研究仍少見報道。為研究溝槽型表面織構在高超聲速飛行器上的熱防護效果，基于某型號高超聲速火箭彈，在其舵翼表面添加三角形溝槽表面織構，使用有限元方法對其進行數值仿真，以此探究溝槽對舵翼表面溫度分布的影響。

1 仿真模型

1.1 控制方程

飛行器在高超聲速飛行時，在近壁面形成附面層，由粘性力產生的氣動熱就是通過附面層傳入飛行器結構內部的。研究氣動加熱的情況需要求解邊界層內氣動流動狀態的基本方程。氣體邊界層方程是由Navier-Stokes方程、氣體狀態方程以及湍流補充方程構成的方程組。在不考慮體積力和外部熱源，直角坐標系下的三維非定?？蓧篘-S方程是連續性方程、能量方程、氣體狀態方程，可表示為：

(1)

式中，x,y,z分別為三個直角坐標方向變量，t為時間變量，Q為流場守恒變量，Ec,Fc,Gc分別為三個坐標方向上的無粘對流通量，Ev,Fv,Gv分別為三個坐標方向上的粘性耗散通量，其具體表達式詳見文獻[15]。

理想氣體狀態方程

ρ=ρRT

(2)

對于動力粘度的計算，當考慮湍流時，使用湍流粘性系數來模擬，粘性系數為：

μ=μl+μt

(3)

其中μl為層流粘度，由Sutherland公式近似給出：

(4)

式中：μ0為粘性系數，T為環境溫度，TS為蘇士南常數，TC=273.16 K。

而μt為湍流粘度，由湍流模型給出。湍流模型采用Spalart-Allmaras湍流模型：

(5)

Spalart-Allmaras模型是單方程模型，主要用于求解有關渦粘性的運輸方程。利用雷諾類推概念，湍流傳質和傳熱模型如下：

(6)

式中：(τij)eff為粘性發熱項。建立模型時作以下基本假設：(1) 材料的熱物性參數，如導熱系數、定壓比熱容、密度取為常數；(2) 舵翼材料為鈦合金，視為各向同性，其導熱系數為15.1 W/(m·K)，比熱容取為650 J/(kg·K)；(3) 無內部熱源。采用有限體積法求解以上方程，無粘通量采用Roe的FDS格式，捕捉激波算法采用TVD格式，粘性通量采用二階中心差分格式，時間推進采用LU-SGS隱式方法。

1.2 網格劃分

根據實際舵翼尺寸，建立了舵翼的三維模型，如圖1所示。使用Gambit對舵翼與計算域劃分非結構網格，來流空氣從圖1(a)中自左向右流動。。所建立的計算域如圖2所示。

根據舵翼實際尺寸，建立舵翼的三維模型，如圖1。隨后建立計算域并劃分非結構網格，計算域的尺寸為2 200 mm×840 mm×840 mm，舵翼前緣距計算域進口距離為770 mm，如圖2所示，所劃分的網格質量均大于0.2。

圖1 舵翼立體圖

圖2 計算域

為使舵翼與流場網格的過渡合理，節省計算資源同時保證計算精度，需要控制網格的生成過程與分布規律，建立舵翼表面以及整個流場的網格分布模型。計算域中貼近壁面的區域各項物理參數變化較大，設置了附面層網格。溝槽的截面形狀為等腰直角三角形，其斜邊邊長為1或2 mm。通過控制溝槽附近網格的節點分布，達到網格加密效果。溝槽附近網格劃分情況如圖3。

圖3 三角形溝槽網格剖視圖

綜合考慮飛行器的實際飛行工況，使用FLUENT進行數值模擬，設置來流參數為海拔20 km處，大氣溫度為216.65 K，大氣壓力5529 Pa，大氣密度為8.891×10-2kg/m3，大氣動力粘度為1.421×10-5N·s/m2，熱傳導率為1.953×10-2W/(m·K)，舵翼以6馬赫速度飛行30 s。

2 仿真結果分析

2.1 無表面織構舵翼仿真結果分析

為定量分析舵翼表面溫度，在舵翼表面取四個溫度檢測點，溫度監測點的位置和編號如圖4所示。舵翼表面的平均溫度為933 K，4個檢測點的溫度變化情況如圖5所示，其中上尖點(1)和下尖點(2)的最高溫度分別為1 276.5 K和 1 263.8 K。舵翼前緣溫度已經超出一般金屬的溫度耐受范圍，而舵翼主體溫度保持在900 K左右。

圖4 舵翼表面4個監測點位置

圖5 無表織構舵翼4監測點溫度變化情況

2.2 不同方向溝槽仿真結果

先探究橫向、斜向(與來流方向夾角為45°)和縱向(順流向)溝槽對舵翼溫度分布的影響。選擇在舵翼中間區域添加溝槽，所添加的溝槽在舵翼表面的分布如圖6所示。

圖6 舵翼表面添加不同方向的溝槽型表面織構

所添加的橫向、斜向和縱向溝槽的舵翼表面平均溫度和前緣最高溫度如表1，只有縱向溝槽降低了舵翼的平均溫度和前緣最高溫度。為分析表面溝槽的溫度分布情況，沿來流方向截取舵翼剖面，如圖7所示。

表1 不同方向溝槽仿真結果

對于縱向溝槽，在起始位置形成局部高溫區域，隨著流動狀況的改變，縱向溝槽的下游區域不存在局部高溫區。縱向溝槽降低了舵翼表面平均溫度和前緣溫度，可以將其設置為貫通形式，避免熱量在溝槽的起始位置聚集。

對于橫向和斜向溝槽，熱量集中在溝槽內部不能很好地發散出去，橫向溝槽的截面速度分布如圖8。溝槽內部壁面的氣流流動速度明顯降低，氣流在橫向溝槽內部形成微漩渦，其本身產生的渦能如同空氣軸承一樣起到降低摩擦阻力的作用[16]。但是在高超聲速的狀況下，這種微旋渦結構會導致高溫空氣在溝槽內難以發散，形成局部高溫區域。

圖7 縱向溝槽剖面的溫度分布彩色印刷

圖8 橫向溝槽剖面流動速度分布彩色印刷

2.3 縱向貫通溝槽降溫效果優化

溝槽的數量與尺寸會影響舵翼表面的溫度分布。為探究縱向貫通狀溝槽的最佳降溫效果，分別改變縱向貫通溝槽的數目與寬度，如表2所示，圖9給出表2中第3組和第4組的溝槽形貌。

表2 不同縱向貫通溝槽的平均溫度

圖9 貫通的縱向溝槽形貌

表2中各類型溝槽對應的監控點溫度變化情況如圖10所示。縱向貫通溝槽對各監控點均有降低溫度的效果。各個監測點溫度的下降程度不同，其中上下尖點監測點的溫度下降較明顯。仿真中最低溫度為1220 K和1210 K，最大的降溫值為55.8 K和53.4 K，均出現在第四組。而在舵翼內部，3號和4號監測點降溫幅度較小。結合圖10和表2可以看出，降溫結果最好的是第4組。

3 結論

1) 舵翼前緣處溫度最高，是氣動熱現象發生的重要部位，隨著位置的向后推移，溫度逐漸降低。

2) 在橫向和斜向溝槽內會產生微渦旋，存在局部高溫區域，在舵翼表面布置縱向貫通的溝槽能夠得到較好的降溫效果。

3) 本研究中縱向貫通溝槽型表面織構獲得最好降溫效果的參數為：條數8以及寬度1 mm，其中舵翼前緣尖點的最佳降溫幅度約為50 K，而舵翼內部降溫幅度不大，舵翼的平均溫度從933 K降低到909 K，溫度降低率為2.57%。

4)通過對高超聲速火箭彈舵翼進行建模以及數值模擬，發現縱向貫通的溝槽型表面織構具備一定的降溫效果，但仍需進一步優化和驗證。

圖10 系列溝槽監測點溫度變化情況