一种高速充气翼设计与流固耦合研究

2019-02-19霍文霞闵昌万焦子涵

导弹与航天运载技术 2019年1期

霍文霞，闵昌万，焦子涵，陈林

（中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室，北京，100076）

0 引言

高速飞行器通常采用固定外形飞行，无法满足大空域、宽速域范围内对飞行器气动外形的不同需求，不能将高速飞行器的总体性能发挥至最优，故研究可变外形高速飞行器势在必行。

通常可变外形技术按变形机构可分为刚性变形、柔性变形和智能材料变形等。刚性变形如折叠机翼等机构复杂、结构质量大、驱动系统复杂，智能材料变型如形状记忆机翼等主要依赖于材料新技术的发展；柔性变形如充气翼等自提出以来，由于结构质量轻、充气装置简单吸引着各国学者的研究[1]。Veldman等[2]对比实验测得的数据和仿真结果，发现当由铝箔材料制造的充气结构内压较小时用薄壳单元处理较薄膜单元更合适；Yaniv等[3]对充气翼的破坏准则进行了分析，得到充气翼可接受的内压和载荷范围；叶正寅等[4，5]通过研究得到了充气翼翼形控制方法及充气翼通用设计方法；马云鹏等[6]基于ABAQUS-FLUENT软件开展了柔性充气翼流固耦合分析，并用模拟试验验证了计算的可靠性。以上研究主要针对低速充气翼，尚没有关于高速充气翼的探讨。

本文提出的高速充气翼方案，根据高速充气翼与低速充气翼飞行环境的异同点，探讨了高速充气翼材料和结构形式，分析了高速条件下流固耦合特性，初步验证了高速充气翼的可行性，为高速充气翼的设计提供了参考。

1 充气翼设计

1.1 材料选择

高速充气翼展开后在临近空间高速飞行，将面临严酷的力热环境。不同于低速充气翼，高速充气翼材料不仅需具备可折叠、小密度、低透气性的特点，还需具备一定的刚度和强度、良好的防热性能及高温条件下的力学性能。应用于俄罗斯IRDT、美国IRV的柔性热防护系统的防隔热能力、承载能力得到了有效验证，为高速充气翼的研制提供了有效的技术支撑[7，8]。

柔性热防护系统由多层材料组成，根据每层材料不同作用可分为防热层、隔热层和阻气层[8]，如图 1所示。

防热层位于柔性热防护系统最外层，承受最高的温度，需具有耐高温性、低热导率及良好的高温条件下力学性能；中间的隔热层承受温度较防热层低，主要用来防止外部热流传入柔性热防护系统内层；阻气层位于柔性热防护系统最内层，用来防止气体渗漏，保持充气结构的形状。

1.2 充气翼结构设计

充气翼属于囊体结构，通过合理的结构设计形成特定的形状，并在其飞行过程中需保持原设计外形，以保证气动特性，故充气翼结构设计是充气翼设计的重点内容。低速充气翼结构设计方法有多气梁式充气翼和多管式充气翼[9，10]，如图2所示。

图2 低速充气翼结构示意Fig.2 Structure of Inflatable Wing

多气梁式充气翼通过一系列相交内切圆逼近翼形，在上、下2层气囊之间设计拉条约束，拉条位于相邻圆交线，各囊体单元相通，它的优势在于整体性好、承载能力强，但小展弦比、大后掠角的高速充气翼若采用内切圆逼近翼形会产生较多拉条，增加结构质量。多管式充气翼在充气翼内设置若干充气圆筒作为承载单元，各圆筒紧密排列并与翼形相切，外蒙皮保持翼形，它的优势在于各圆筒独立充气，有较好的抗损毁能力，但高速飞行环境下该结构承载能力不足，难维持原翼形。

根据高速充气翼的构型特点和飞行特点，提出封闭气梁式充气翼如图 3所示，即采用封闭气梁设计维持充气翼翼形，增强充气翼承载能力。与多气梁式充气翼不同的是由相邻气梁和上、下蒙皮构成的囊体独立充气，各囊体不连通，保证充气翼高速飞行过程中顺利充气展开，提高充气翼展开可靠性；且采用无偏差翼形设计即不采用多气梁式充气翼内切圆逼近翼型的方法，根据充气翼变形情况设计气梁位置控制充气翼变形量，从而提高气梁利用率，减小充气翼质量。

图3 高速充气翼结构示意Fig.3 Structure of High-speed Inflatable Wing

2 充气翼流固耦合分析模型

针对充气翼变形影响其气动特性，气动载荷、内外压差决定其变形大小的特点，建立充气翼双向流固耦合分析模型，该模型不仅能较准确的得到充气翼变形情况和气动性能，还能有效节约分析时间、提高分析效率。

充气翼双向流固耦合模型采用顺序耦合方式，在不同求解器中分别求解流体控制方程和固体控制方程，流场分析完成后通过预先选定的流固交界面将其计算得到的力作为结构分析的载荷输入条件，结构分析完成后再通过流固交界面将计算得到的位移作为流场分析的边界条件，力和位移通过流固交接面网格差值传递。按此顺序多次迭代求解，直到达到收敛要求或设定的最大迭代次数，当分析次数达到最大迭代次数时需分析结果的正确性，如图4所示。

流场分析模块采用基于密度求解器直接求解瞬态N-S方程，由给定的初场时间推进到收敛的稳态解。与常规流场分析不同，充气翼流场分析模块需准确模拟充气翼流固交界面位移变化情况，且每个迭代步需根据边界变化情况自动更新计算域网格，模型采用动网格技术，使充气翼面变形区域附近网格自动变形或翼面变形局部网格重构，并将更新过的局部网格与计算域初始网格组合生成流体域完整网格。

图4 流固耦合分析模型Fig.4 Fluid-solid Interaction Model

结构分析模块采用结构静力学分析代替瞬态动力学分析，即忽略惯性和阻尼影响，假设在每一迭代步内充气翼受静态载荷，处于静力平衡状态。结构分析模块中翼根固支模拟充气翼与飞行器连接状态。当充气翼充气展开后，气囊在飞行过程中受到气动载荷作用下变形较小，因此充气翼采用垂直翼面向外的均压代替内压，充气翼与气流接触面设置为流固交界面。本文利用 ANSYS Workbench平台完成各场分析计算及各物理场之间的数据传递。

3 充气翼流固耦合分析

假设充气翼能顺利展开，即充气翼充气内压需与展开处外压相当，故选取充气翼内压12 kPa为典型设计状态。高速充气翼柔性防热材料最外层选取Nextel_312材料，厚度0.5 mm，弹性模量150 GPa，最内层选取Kapton作为阻气层，厚度为0.1 mm，弹性模量2.5 GPa，气梁选取Nextel_312，厚度2 mm。

3.1 充气翼结构分析

仿真得到充气翼变形随攻角变化如图5所示。

图5 高速充气翼变形Fig.5 Deformation of High-speed Inflatable Wing

随飞行攻角从 0°增至 20°，充气翼最大变形量从0.68 mm增至2.00 mm，与充气翼参考长度900 mm相比属于小量。在攻角0°～8°范围内，充气翼最大变形位于气梁与翼后缘组成的囊体单元靠近翼根处，在0°～20°攻角状态下，背风面尾部囊体单元靠近翼根处均出现0.65～0.75 mm的变形量，且不随攻角增大明显增加，这是由于囊体单元变形大小主要由囊体单元形状，内、外压差及材料属性决定，而位于翼尾部的囊体单元靠近翼根处截面积最大，长宽比最大，约束最弱，故出现比其它囊体单元更大的变形。在飞行攻角12°～20°范围内，充气翼最大变形量出现在翼梢后部，随攻角增大而增大，且充气翼变形大小沿展向发生规律变化，这是因为该变形与充气翼刚度、翼载荷有关，当飞行攻角增大后，充气翼迎风面与背风面压力差距变大，充气翼所受弯矩增大，使得充气翼有上翻的趋势。

仿真得到充气翼背风面正应力分布见图6，飞行攻角4°时，最大应力为24.28 MPa；飞行攻角16°时，最大应力为25.78 MPa。可以看出充气翼飞行时最大应力出现在最后一个气梁与翼蒙皮连接处，且随飞行攻角增大，最大应力略有增大，但出现位置不发生变化。这是由于气梁与充气翼后缘构成的囊体结构变形最大，气梁与蒙皮连接处受到最大拉应力，当飞行攻角增大时，虽最大变形位置发生变化，但由内、外压差引起的囊体结构最大变形仍发生在气梁与翼后缘组成的单元处，故该处充气翼内力仍最大。

图6 高速充气翼应力云图Fig.6 Stress Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.2 充气翼流场分析

仿真得到充气翼迎风面压力分布见图7，图7中充气翼表面压力云图与常规翼相似，表面压力最大区出现在翼前缘约7 kPa，背风面压力约200 Pa，迎风面压力分布如图。由图7可以看出，充气翼后部靠近翼根处出现压力波动，迎风面压力不再像常规翼迎风面压力平整分布，这是由于充气翼后部蒙皮变形干扰了充气翼流场分布。

图7 高速充气翼压力云图Fig.7 Pressure Nephogram of High-speed Inflatable Wing

3.3 内压对充气翼变形及气动特性影响分析

高速充气翼飞行剖面复杂，动压、翼载、热流、翼内部温度均会发生变化，充气翼内、外压差很难保持常值，故研究充气翼不同内压对充气翼变形和气动特性的影响十分必要。选取高速充气翼典型飞行状态，分别计算充气内压为12 kPa、18 kPa和24 kPa时充气翼的变形大小及气动特性如图8所示。由图8可以看出，高速充气翼最大变形量不超过充气翼特征长度0.53%。由图8a可以看出，内压越大，充气翼刚度越大，但大的内压使充气囊体单元变形增大；由图8b、c可以看出，几种不同内压下高速充气翼比常规翼升力系数最大减小3.75%，升阻比最大减小10.18%，且充气内压越大，其升力系数越接近常规翼，但其升阻比降低。