突起物气动热环境理论分析与试验研究

左应朝，陈刚

(北京电子工程总体研究所，北京 100854)

0 引言

飞行器在飞行过程中，为了实现某些功能，常在身部某位置安装舵(翼)、天线、滑块、挡块等突起物。这些突起物对安装位置附近的表面局部部位气流产生强烈的干扰效应，使局部表面热环境参数发生剧烈变化。如果对此不能进行较精确预测，将带来过冗余设计、飞行失利等严重结果，制约导弹性能。因此突起物的热环境精确预测成为各个设计部门热环境研究的重要课题。

1 突起物热环境常规计算方法与试验研究

对外形比较常见的突起物，文献[1-4]上还能查到一些经验公式。如空气舵、圆柱形天线等。

1.1 舵前缘热流计算

美国在进行航天飞机的机翼前缘热防护系统设计时，考虑到在中、低空来流雷诺数较高，机翼前缘驻点线上热流的预测采用了湍流后掠圆柱理论,它是根据大量地面实验结果整理出来的。

层流舵前缘：

(1)

或

(2)

湍流舵前缘：

0.012 35sin[3.53(∧-10°)]}，

(3)

式中：q为热流(kW/m2)，下标pk为舵前缘参数，下标l,t为层流、湍流标识，下标s为驻点参数；RN为弹体驻点曲率半径(km);rc为舵前缘曲率半径(m)；∧为舵前缘后掠角(°)，KT/KC为湍流和层流放大因子；ρ为密度；v为速度；μ为粘性系数，下标∞表示无穷远处来流参数。

1.2 舵面无干扰热流计算

在从整体来看，机翼迎风面是相当扁平的，显然采用钝前缘平板热流公式是适宜的，这里选用的是层流和湍流Eckert平板参考焓方法。

对层流热流计算公式为

qw,l= 0.332Pr-0.67ρeue(Res)-0.5·

(4)

式中：q为热流，下标w为物面参数；Pr为普朗数；下标e为边界层外缘参数；Re为雷诺数；h为焓值。

对湍流热流计算公式为

(5)

式中：Cc为形状因子。

1.3 空气舵面的峰值干扰热流

在收集、整理和分析国内外大量实验结果发现，迎风舵面的峰值干扰热流与当地弹体上无干扰热流之比随弹体攻角的增大而增大，当舵面有偏转时，其舵面热流增加更明显。根据国内外有关实验数据，迎风舵面峰值热流与攻角、舵偏角、来流马赫数和来流雷诺数的关系可以粗略地整理为

(6)

式中：下标cy为当地弹体参数；α，δ分别为攻角，舵偏角；Ma为马赫数。

水平舵舵面的峰值热流同攻角α，舵偏角δf，Mα∞和Re的关系可以整理为

(7)

1.4 引起分离的局部突起物的热环境计算

弹体表面存在一些局部突起物。气流流经局部突起物时，在突起物周围产生脱体激波。脱体激波和附面层发生干扰，在突起物前出现的强激波引起上游及侧向的流动发生分离，产生分离激波。两个激波在突起物上某一位置前相交，又产生连接激波，三股激波形成“λ”波系。复杂的突起物周围流场结构如图1所示。在突起物前缘及根部前形成高压、高热流区，在突起物前面的弹身上，出现压力、热流平台区和峰值区，如图2所示。

图1 突起物干扰区流场结构Fig.1 Fluid structure of protuberance interaction

图2 干扰区在对称平面内热流分布Fig.2 Heat transfer distribution on symmetric plane in interaction zone

干扰区在对称平面内压力分布计算公式：

(8)

式中：P为压力(Pa)，下标p表示平台参数；Cp为压力系数。

干扰区在对称平面内热流分布计算公式：

平台热流：

(9)

峰值热流：

(10)

1.5 复杂外形突起物热环境试验研究

文献资料上的一些突起物及其干扰热环境计算的经验公式也都是根据特定外形和特定试验条件的试验结果总结归纳出来的，不具有普适性。对复杂外形突起物和突起物干扰区的热环境计算没有成熟的工程计算方法。在型号设计中，各个设计部门根据突起物的外形和飞行空域的特点进行各自的研究[5-8]。

在计算机数值计算资源不是很发达的年代，突起物热环境的研究一般采取地面风洞试验研究方法。先通过地面试验寻找突起物干扰的规律，再把地面试验结果通过天地换算应用到飞行条件。图3～5为近些年对一些类型突起物热环境特性开展试验研究的测试模型。

图3 空气舵及其干扰区热流测试模型Fig.3 Heat transfer distribution test model of a rudder

图4 滑块干扰区热流测试模型Fig.4 Heat transfer distribution test model of a slider

图5 挡块干扰区热流测试模型Fig.5 Heat transfer distribution test model of a blocker

2 结合流场数值分析的突起物热环境精细理论预测研究

受试验条件限制，对突起物的一些小尺寸部位无法安装传感器，风洞试验很难测到局部细小区域的热环境参数。如图6所示，欲获得区域4的热环境参数。受风洞尺寸的限制，模型缩比最大只能做到1∶3。电缆罩平直段有足够的热环境测试空间可获得有效试验数据，但区域4在1∶3的模型下不可能安装传感器(见图7)，因此无法获取区域4的热环境数据。为此，本文采用了“数值模拟+工程计算+地面试验”的方法开展了深入研究。

图6 局部突起物外形Fig.6 Shape of a kind of protuberance

图7 局部突起物热流测试模型Fig.7 Heat transfer distribution test model for the protuberance

为实现精细理论预测，同时满足工程实际需求，本文采用了“数值模拟+工程计算”的方法。首先采用数值计算的方法[9～12]获取区域4的流场参数，然后把获得的数值计算流场参数作为输入条件，使用工程计算方法获得最终所需的热环境参数。图8给出了数值计算使用的网格，图9为获得的某工况下局部突起物的压力云图。按照飞行试验的最大飞行Ma为5.12开展了理论预测，其结果表明突起物区域的最大热流是锥面无干扰热流的4～5倍。

图8 局部突起物流场数值计算网格Fig.8 Computation grid of the protuberance

图9 局部突起物压力云图Fig.9 Pressure contour of the protuberance

3 理论分析结果的试验验证

为了验证“数值模拟+工程计算”方法的有效性以及检验采用该方法获得的热环境结果的可信度，开展了风洞试验验证研究。试验模型局部突起物区域如图10所示。

风洞试验结果表明，Ma为6.5时突起物区域的最大热流是锥面无干扰热流的5～6倍。可见试验值相比理论预测结果偏高，但是考虑到试验马赫数比计算条件高，热流比值偏严酷，因此可认为计算结果与风洞试验结果吻合良好。

因此，本文采用的理论分析方法正确有效，并且获得的结果准确度高，满足工程需求。在理论分析方法正确性得到验证后，对同类型局部突起物热环境预测就可以少开展甚至不开展风洞试验，完全依赖理论预测就可以在较短的时间内给出满足工程需求的结果，从而既大量降低了工程研制经费也有效缩短了研制周期。

图10 局部突起物热环境试验三维模型以及风洞安装图Fig.10 3D CAD model and test model in wind tunnel

4 结束语

复杂外形突起物热环境研究，应该根据突起物外形结合飞行器飞行空域的特点开展有针对性的研究。本文采用的“数值模拟+工程计算+试验验证”的研究方法可以准确的得到复杂细小区域的热环境参数。采用该方法不仅能有效节约试验经费，且能较快地给出准确度高的热环境结果，满足工程设计需求。

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