高速飛行器翼舵縫隙激波風(fēng)洞精細(xì)測(cè)熱試驗(yàn)研究

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(北京空天技術(shù)研究所, 北京 100074)

0 引 言

飛行器在高速飛行時(shí)，為了保證氣動(dòng)翼舵控制面轉(zhuǎn)動(dòng)靈活，需要在翼舵面與機(jī)身之間預(yù)留一定高度縫隙。縫隙的存在會(huì)導(dǎo)致高速熱氣流進(jìn)入，形成復(fù)雜的縫隙流動(dòng)(如圖1所示)。尤其是在舵軸根部區(qū)域，會(huì)形成強(qiáng)分離再附的高熱流、高壓力、高剪切的嚴(yán)酷熱環(huán)境。由于高速縫隙流動(dòng)具有非定常、多因素耦合的特點(diǎn)，其流動(dòng)機(jī)理和流動(dòng)特性至今還沒(méi)有得到有效的解決。

圖1 X-43A的翼舵外形Fig.1 X-43A wing rudder shape

翼舵縫隙對(duì)高速飛行器的氣動(dòng)力、熱性能有重要影響：(1)翼舵縫隙會(huì)導(dǎo)致舵軸根部機(jī)身上形成強(qiáng)分離再附高熱流區(qū)域，影響飛行器表面熱環(huán)境，在飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)設(shè)計(jì)時(shí)需要重點(diǎn)考慮。(2)翼舵縫隙會(huì)影響飛行器翼舵面的氣動(dòng)性能。通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)，縫隙的存在會(huì)對(duì)翼舵面的流動(dòng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響，進(jìn)而影響翼舵面的壓力分布和控制性能[1-3]。因此，為了減小翼舵縫隙對(duì)氣動(dòng)力、熱的影響，需要開(kāi)展翼舵縫隙的流動(dòng)機(jī)理分析，獲得不同因素對(duì)翼舵縫隙的影響規(guī)律。

翼舵縫隙流動(dòng)的機(jī)理較為復(fù)雜，影響因素眾多，CFD數(shù)值模擬的精準(zhǔn)度尚需評(píng)估。目前翼舵縫隙熱流的準(zhǔn)確獲取主要依靠激波風(fēng)洞、常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)。翼舵縫隙內(nèi)熱流由分離再附流動(dòng)結(jié)構(gòu)引起，其典型特征為：舵軸附近極小范圍縫隙內(nèi)形成強(qiáng)熱流梯度，熱流分布嚴(yán)重不均勻，峰值熱流能達(dá)到平均值的數(shù)十倍以上。由于熱流劇烈變化區(qū)域集中在距離舵軸毫米量級(jí)范圍內(nèi)，而現(xiàn)有常規(guī)點(diǎn)測(cè)熱的薄膜熱流傳感器直徑為2 mm，片狀傳感器雖然測(cè)點(diǎn)間距可以達(dá)到1 mm，但其本身寬度可達(dá)3～5 mm，導(dǎo)致常規(guī)點(diǎn)測(cè)熱無(wú)法精確獲取翼舵縫隙復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域熱流峰值。而采用磷光、紅外等非接觸式測(cè)量，由于存在舵面阻擋，縫隙內(nèi)舵軸附近的分離再附高熱流區(qū)域無(wú)法被觀測(cè)到(如圖2所示)。因此，前期的風(fēng)洞試驗(yàn)受限于測(cè)量手段和舵面阻擋，始終無(wú)法獲得真正的縫隙分離再附區(qū)域的精細(xì)試驗(yàn)結(jié)果[4-5]。

(a)

(b)

國(guó)外對(duì)高速飛行器翼舵縫隙流動(dòng)的試驗(yàn)研究從20世紀(jì)60年代就開(kāi)始了，主要是通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量縫隙內(nèi)的熱流和壓力，同時(shí)輔助光學(xué)和油流顯示。隨著激波風(fēng)洞和傳感器測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，國(guó)內(nèi)也相繼開(kāi)展了翼舵縫隙測(cè)熱試驗(yàn)，目前公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中，基本上采用的都是有限稀疏點(diǎn)測(cè)量的方式進(jìn)行。李素循、唐貴明等針對(duì)再入彈頭飛行器開(kāi)展了測(cè)熱試驗(yàn)研究，他們?cè)谝矶婵p隙干擾區(qū)附近單條線上布置薄膜熱流傳感器測(cè)量，獲得一定的規(guī)律認(rèn)識(shí)，但是受限于傳感器尺度，無(wú)法捕捉到熱流峰值。綜上，國(guó)內(nèi)外對(duì)翼舵縫隙測(cè)熱試驗(yàn)近年來(lái)開(kāi)展了一系列的研究，但是受限于測(cè)量手段和試驗(yàn)方法，無(wú)法精確捕捉到熱流峰值[6-15]。

本文根據(jù)縫隙分離再附區(qū)熱環(huán)境特點(diǎn)，針對(duì)精細(xì)測(cè)量的可行性，從傳感器選取、測(cè)點(diǎn)布置方案、測(cè)量及數(shù)據(jù)后處理等方面進(jìn)行了詳細(xì)分析，提出了分布式熱電偶精細(xì)測(cè)量方法，實(shí)現(xiàn)了采用點(diǎn)測(cè)熱達(dá)到面測(cè)熱的效果。同時(shí)，研究了不同縫隙高度、舵偏角、迎角對(duì)翼舵干擾區(qū)熱環(huán)境的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)了縫隙流動(dòng)的典型結(jié)構(gòu)，為后續(xù)高速飛行器翼舵縫隙設(shè)計(jì)提供支撐。

1 試驗(yàn)方案

針對(duì)翼舵縫隙熱流的精細(xì)測(cè)量，主要試驗(yàn)方案為：采用一體化熱電偶傳感器“陣列”的布點(diǎn)方式，精細(xì)測(cè)量縫隙的熱流。所采用的小型化一體式熱電偶測(cè)熱傳感器的最小直徑可以達(dá)到0.1 mm，傳感器的測(cè)熱原理及實(shí)物如圖3所示。

圖3 一體式熱電偶傳感器Fig.3 Integrated thermocouple sensor

測(cè)熱傳感器的小型化為縫隙內(nèi)復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域的熱環(huán)境精細(xì)測(cè)量奠定了基礎(chǔ)。采用熱電偶傳感器“陣列”布點(diǎn)方式對(duì)縫隙內(nèi)熱流進(jìn)行測(cè)量，“陣列”的布置依據(jù)舵軸附近分離再附區(qū)熱環(huán)境特點(diǎn)，如圖4所示，通過(guò)獲取“陣列”上每個(gè)測(cè)點(diǎn)的熱流值，得到“陣列”分布范圍內(nèi)的熱環(huán)境，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)面測(cè)熱的效果，從而精確捕捉縫隙內(nèi)分離再附區(qū)的熱流峰值。

圖4 熱電偶“陣列”布置Fig.4 Thermocouple “array” layout

翼舵縫隙熱流精細(xì)測(cè)量方案的難點(diǎn)主要有：一體式熱電偶測(cè)熱傳感器在縫隙復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域測(cè)量的可行性、復(fù)雜縫隙流動(dòng)區(qū)域的熱環(huán)境特征、熱電偶“陣列”的排列方式。

針對(duì)上述難點(diǎn)，采用理論分析加原理性試驗(yàn)驗(yàn)證的方法，對(duì)一體式熱電偶測(cè)熱傳感器的適用性進(jìn)行研究，獲得傳感器在縫隙復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域測(cè)量的精準(zhǔn)度。同時(shí)，采用數(shù)值模擬的方法，計(jì)算分析縫隙復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域熱環(huán)境，類(lèi)比其他類(lèi)型縫隙流動(dòng)特點(diǎn)，獲得翼舵縫隙流動(dòng)熱環(huán)境特點(diǎn)。最后，結(jié)合熱環(huán)境分布，對(duì)一體式熱電偶“陣列”進(jìn)行合理排布，獲得翼舵縫隙熱流的精確值。

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎们姘寮佣婷婺Ｐ停鐖D5所示。圖中，曲面板為環(huán)形筒的上半部分，模型長(zhǎng)度為1 m，曲面板上安裝舵面模型，舵面在舵軸的帶動(dòng)下偏轉(zhuǎn)，為了研究不同縫隙高度、舵偏角對(duì)翼舵干擾區(qū)熱環(huán)境的影響，設(shè)計(jì)了可拆卸的舵軸環(huán)和角度塊。

圖5 試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.5 Schematic diagram of the test model

根據(jù)翼舵縫隙的熱環(huán)境特點(diǎn)，在舵軸附近分離再附區(qū)布置一體式熱電偶“陣列”，熱電偶陣列以外區(qū)域適當(dāng)布置薄膜熱流傳感器，作為輔助測(cè)量。熱電偶陣列布置如圖6所示，紫色的線為一體式熱電偶陣列，每?jī)蓷l線的交點(diǎn)代表一個(gè)傳感器。紫色線區(qū)域?yàn)? mm×30 mm的弧形，為了能夠最小間距布置測(cè)點(diǎn)，沿徑向方面每隔1 mm布置一個(gè)測(cè)點(diǎn)，沿環(huán)向每隔1.5 mm布置一個(gè)測(cè)點(diǎn)，共布置了105個(gè)測(cè)點(diǎn)。

圖6 熱電偶傳感器布置示意圖Fig.6 Schematic diagram of thermocouple sensor layout

對(duì)熱電偶“陣列”布置進(jìn)行數(shù)值模擬仿真，計(jì)算結(jié)果如圖7所示，上方為數(shù)值模擬原始舵軸附近熱流分布結(jié)果，下方為采用陣列點(diǎn)插值獲得熱流分布。通過(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)兩者基本吻合，表明上述陣列布置可以有效地捕捉到舵軸縫隙干擾區(qū)的熱流峰值。

圖7 陣列與原始熱流對(duì)比分布Fig.7 Array vs. original heat flow

2 試驗(yàn)設(shè)備及測(cè)量系統(tǒng)

2.1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)采用中科院力學(xué)所的JF8A激波/炮風(fēng)洞(圖8)。激波風(fēng)洞由高壓段、第一夾膜段、低壓段、第二夾膜段、高超聲速型面噴管、實(shí)驗(yàn)段、真空罐、真空機(jī)組和高壓壓氣機(jī)等部分組成。JF8A為一座激波風(fēng)洞和自由活塞炮風(fēng)洞兼用型的脈沖風(fēng)洞。風(fēng)洞配備有256通道測(cè)熱、測(cè)壓放大器及高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。

試驗(yàn)風(fēng)洞的參數(shù)見(jiàn)表1。

風(fēng)洞名義Ma最小Re∞/106m-1噴管出口直徑/mm定常流時(shí)間/ms均勻核心流直徑/mmJF8炮風(fēng)洞6.366.280025500～600

2.2 測(cè)量系統(tǒng)及傳感器

瞬態(tài)熱流測(cè)量系統(tǒng)(圖9)由測(cè)熱傳感器、信號(hào)調(diào)理器和多通道高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及微機(jī)組成。傳感器輸出一個(gè)與溫度成正比的電信號(hào)，測(cè)量信號(hào)經(jīng)信號(hào)調(diào)理器放大和濾波，經(jīng)過(guò)熱電模擬網(wǎng)絡(luò)后，用12bit A/D多通道數(shù)字存儲(chǔ)器記錄。

測(cè)熱傳感器采用一體化熱電偶，一體化熱電偶的測(cè)量精度經(jīng)過(guò)激波風(fēng)洞球頭校測(cè)試驗(yàn)標(biāo)定，當(dāng)測(cè)量熱流大于50 kW/m2時(shí)，測(cè)量重復(fù)性精度達(dá)到5%以?xún)?nèi)，與經(jīng)典的F-R公式對(duì)比精度達(dá)到10%以?xún)?nèi)。同時(shí)，針對(duì)同一狀態(tài)平板和前緣模型，開(kāi)展一體化熱電偶和薄膜熱流傳感器的試驗(yàn)對(duì)比，測(cè)量對(duì)比精度在5%以?xún)?nèi)。

3 試驗(yàn)狀態(tài)

影響翼舵縫隙熱環(huán)境的主要因素有：縫隙高度、舵偏角、迎角。為了研究各個(gè)因素的影響規(guī)律，本次試驗(yàn)分別設(shè)計(jì)了7個(gè)不同縫隙高度，9個(gè)舵偏角，3個(gè)不同迎角開(kāi)展規(guī)律研究，試驗(yàn)來(lái)流馬赫數(shù)為6.36，單位雷諾數(shù)為1.2×107/m。7個(gè)不同縫隙高度分別為：0.15 mm、0.5 mm、0.8 mm、1 mm、1.5 mm、2 mm、6 mm，縫隙高度選取的依據(jù)是工程實(shí)用及可實(shí)現(xiàn)性，9個(gè)不同的舵偏角分別為：0°、1°、2°、3°、4°、5°、7°、9°、10°，3個(gè)不同迎角分別為：6°、8°、10°。具體的試驗(yàn)狀態(tài)如表2所示。

風(fēng)洞名義MaRe∞/107 m-1縫隙高度/mm舵偏角/(°)迎角/(°)JF8炮風(fēng)洞6.361.20.15、0.5、0.8、1.0、1.5、2.0、6.058JF8炮風(fēng)洞6.361.22.00、1、2、3、4、7、9、108JF8炮風(fēng)洞6.361.22.056、10

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

本節(jié)通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，獲得不同縫隙高度、舵偏角、迎角對(duì)舵軸干擾區(qū)熱流的影響規(guī)律。試驗(yàn)數(shù)據(jù)以舵前無(wú)干擾的數(shù)值無(wú)量綱化，由于測(cè)點(diǎn)布置比較密集，下面分析以二維云圖的方式顯示。同時(shí)，由于試驗(yàn)狀態(tài)較多，下面選取典型工況對(duì)不同縫隙高度、舵偏角、迎角進(jìn)行分析對(duì)比。

4.1 不同縫隙高度影響規(guī)律

首先分析不同縫隙高度舵軸干擾區(qū)熱電偶測(cè)量結(jié)果，熱流對(duì)比如圖10所示。圖中給出了0.15 mm、1 mm、2 mm三個(gè)典型縫隙高度的舵軸干擾區(qū)熱流結(jié)果。

由圖可知，隨著縫隙高度從0.15 mm增大到2 mm，翼舵干擾區(qū)的熱流峰值逐漸增大。從熱流云圖分布可以看出，0.15 mm縫隙高度的熱流分布結(jié)構(gòu)與1 mm、2 mm的分布結(jié)構(gòu)明顯不同。在高速條件下，氣流減速進(jìn)入到舵軸縫隙中間附近，形成高熱流區(qū)域。在縫隙高度為0.15 mm狀態(tài)下，舵底覆蓋區(qū)域流動(dòng)被阻擋，在舵底邊緣與來(lái)流方向相交處出現(xiàn)類(lèi)“射流”的高熱流區(qū)域，熱流值隨著縫隙高度增大而增大。當(dāng)縫隙高度超過(guò)1 mm時(shí)，舵軸干擾區(qū)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生明顯變化，出現(xiàn)分離再附的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，并且高熱流位置不隨縫隙高度增大而變化，熱流峰值隨著縫隙高度增大而增大。

圖10 不同縫隙高度熱流變化Fig.10 Heat flow changes at different gap heights

圖中對(duì)0.15 mm縫隙出現(xiàn)的射流結(jié)構(gòu)局部進(jìn)行了放大，由圖可知，射流結(jié)構(gòu)中熱流放大因子很小，而分離再附結(jié)構(gòu)的放大因子較大，這是由于兩種流動(dòng)結(jié)構(gòu)不同所導(dǎo)致。射流結(jié)構(gòu)中，射流方向是由來(lái)流方向和翼舵面邊緣決定。

4.2 不同舵偏角影響規(guī)律

本節(jié)分析舵偏角的變化對(duì)舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境的影響規(guī)律。定義基準(zhǔn)狀態(tài)為：Ma=6.36，Re=1.2×107/m，迎角8°，縫隙高度為2 mm。

圖11對(duì)比了0°、1°、5°、10°四個(gè)不同舵偏角下的舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境，由圖可知，2 mm縫隙高度下，四個(gè)舵偏角都屬于分離再附結(jié)構(gòu)，熱流干擾因子較大。隨著舵偏角從0°增大到10°，分離再附區(qū)的峰值熱流也越來(lái)越大，0°舵偏角的峰值熱流最小，10°舵偏達(dá)到最大，10°舵偏角的峰值熱流干擾因子是0°舵偏角的3倍。

舵軸干擾區(qū)熱流峰值隨著舵偏角的增大而增大，產(chǎn)生原因?yàn)椋弘S著舵偏角的增大，自由來(lái)流在迎風(fēng)面一側(cè)產(chǎn)生高壓，背風(fēng)面一側(cè)產(chǎn)生低壓，兩側(cè)在舵底部縫隙形成的壓差隨著舵偏角的增大而增大，壓差是導(dǎo)致舵軸干擾區(qū)分離再附區(qū)強(qiáng)度的驅(qū)動(dòng)因素，壓差越大，分離再附區(qū)強(qiáng)度越大，從而導(dǎo)致峰值熱流越大。

圖11 不同舵偏角的熱流對(duì)比Fig.11 Comparison of heat flow at different rudder angles

4.3 不同迎角的影響規(guī)律

為了研究迎角對(duì)舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境的影響，分別開(kāi)展6°、8°和10°的試驗(yàn)，試驗(yàn)狀態(tài)為：Ma=6.36，Re=1.2×107/m，舵偏角為5°，縫隙高度為2 mm。

圖12給出了6°、8°、10°三個(gè)迎角下的舵軸干擾區(qū)熱流對(duì)比，由圖可知，隨著迎角的增大，峰值熱流也在增大。迎角6°峰值熱流干擾因子為17，迎角10°峰值熱流干擾因子為24.5，10°迎角的峰值熱流干擾因子是6°迎角的1.5倍。

舵軸干擾區(qū)峰值熱流隨著迎角的增大而增大的原因與舵偏角類(lèi)似，都是由于翼舵面兩側(cè)壓差增大，導(dǎo)致分離再附區(qū)強(qiáng)度增大所導(dǎo)致。

圖12 不同迎角的熱流對(duì)比Fig.12 Comparison of heat flow at different angles of attack

5 試驗(yàn)與CFD計(jì)算對(duì)比

本節(jié)對(duì)比分析CFD計(jì)算與試驗(yàn)測(cè)量的舵軸干擾區(qū)的熱流分布。圖13給出了CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量的舵軸干擾區(qū)的熱環(huán)境對(duì)比，其中左側(cè)為CFD計(jì)算結(jié)果，右側(cè)為試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。

圖13 CFD計(jì)算與試驗(yàn)熱流對(duì)比Fig.13 CFD calculation and test heat flow comparison

CFD計(jì)算采用全湍流計(jì)算，湍流模型為k-w-SST，二階精度格式，計(jì)算獲得了不同縫隙高度情況下，試驗(yàn)狀態(tài)的舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境分布。選取與試驗(yàn)測(cè)量位置一致的區(qū)域進(jìn)行對(duì)比分析。限于篇幅，本文僅對(duì)2 mm縫隙高度的工況進(jìn)行對(duì)比。

對(duì)于工況2 mm縫隙高度，CFD計(jì)算與試驗(yàn)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)基本一致，高熱流區(qū)域和低熱流區(qū)域的分布相近，其他工況對(duì)比結(jié)論與此一致。

6 結(jié) 論

本文根據(jù)縫隙分離再附區(qū)熱環(huán)境特點(diǎn)，針對(duì)精細(xì)測(cè)量的可行性，從傳感器選取、測(cè)點(diǎn)布置方案、測(cè)量及數(shù)據(jù)后處理等方面進(jìn)行了詳細(xì)分析，提出了分布式熱電偶精細(xì)測(cè)量方法，實(shí)現(xiàn)了采用點(diǎn)測(cè)熱達(dá)到面測(cè)熱的效果。針對(duì)簡(jiǎn)化的圓柱彈身加舵面的模型，完成翼舵縫隙精細(xì)測(cè)熱試驗(yàn)，獲得了翼舵干擾區(qū)峰值熱流。試驗(yàn)研究了不同縫隙高度、舵偏角、迎角對(duì)翼舵干擾區(qū)熱環(huán)境的影響規(guī)律，可得如下結(jié)論：

1) 分布式熱電偶“陣列”的測(cè)量方法解決了高速飛行器翼舵縫隙熱流測(cè)量的難題，獲得了翼舵縫隙的熱流峰值。

2) 翼舵縫隙舵軸干擾區(qū)熱環(huán)境隨著縫隙高度的增加而增強(qiáng)，隨著舵偏角和迎角的增大而增大。

3) 高速飛行器翼舵縫隙熱流環(huán)境存在兩種流動(dòng)結(jié)構(gòu)：射流結(jié)構(gòu)、分離再附結(jié)構(gòu)。隨著縫隙高度的增加，流動(dòng)結(jié)構(gòu)從射流轉(zhuǎn)變?yōu)榉蛛x再附結(jié)構(gòu)。存在臨界縫隙高度，使得流動(dòng)剛好從射流轉(zhuǎn)變?yōu)榉蛛x再附，臨界縫隙高度的影響因素，需要后續(xù)進(jìn)一步開(kāi)展研究。