主动引射冷却对空气舵热环境影响的试验研究

2021-12-23曹占伟聂春生

导弹与航天运载技术 2021年6期

袁野，曹占伟，马伟，聂春生，付斌

（空间物理重点实验室，北京，100076）

0 引言

飞行器在大气层中高速飞行时，周围空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，致使空气温度急剧升高，对飞行器表面形成强烈的气动加热。为保证飞行器不被烧毁，并保证内部仪器设备正常工作，合理的设计热防护系统至关重要。

按照防护机理，热防护系统可分为被动式和主动式，目前传统的被动式热防护系统主要采用防热-隔热式结构，主要采用提高材料防/隔热性能和增加材料厚度的方法，其技术相对成熟，但这种方法受到材料研制周期、系统总质量等因素制约，难以满足未来飞行器长航时、高速度、强机动和可回收等使用需求。相对应的，目前发展较快的主动式热防护系统主要有主动引射冷却式[1]和发汗冷却式[2]等，主要通过对外部流场的主动干预，实现对温度和热流的开环或者闭环控制，具有冷却能力强、设计灵活、可重复使用等优点，是未来先进飞行器热防护技术的重要发展方向。

主动引射冷却的原理为从处于高温环境的表面上的一个或多个离散孔或缝槽中引入二次气流（冷却工质或射流），冷却气体在主流的压力和摩擦力的作用下向下游弯曲，提高下游边界层厚度，降低壁面附近气体的温度，从而对壁面起到良好的热防护作用。主动引射冷却作为一种有效的主动冷却方式已被广泛地应用于航空燃气涡轮发动机涡轮叶片上[3,4]，同时在火箭高温部件冷却[5]及未来高速飞行器热端部件冷却[6,7]中也有一定的研究。

对于主动引射冷却来说，飞行器表面引射气体会与主流来流发生相互作用，这使得原本具有薄激波层、边界层粘性干扰、高温真实气体效应等特征的超声速流动变得更为复杂。而对飞行器表面气动加热环境的准确预示是热防护系统精细化和可靠设计的前提，因此针对主动引射冷却条件下的气动加热机理进行研究，对提升先进主动热防护系统的设计水平具有重要意义。

对于高速飞行器，空气舵与飞行器连接的局部区域往往是受热最严酷的部位之一[8,9]，通过主动引射冷却的方式对该区域进行主动降热具有广泛的应用前景。本文针对典型的平板-舵结构，在超声速激波风洞中采用高速纹影结合热流传感器的测量手段，研究了主动引射冷却系统的喷流条件对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律，并对降热效果进行了定量评估。

1 试验方法

试验采用平板和舵组合的模型，如图1所示。主动引射喷口为矩形，流向和展向尺寸分别为舵前缘宽度的1/5和2倍，位于舵上游2倍舵长的位置，其喷流方向与平板呈30°角。

图1 试验模型示意Fig.1 Schematic Diagram of the Experimental Model

本次试验在超声速激波风洞中进行。流场特征条件如表1所示，试验来流马赫数为10，流态为层流，攻角为10°。主动引射喷流出口静压取无引射条件下当地平板压力的1.2倍，约为1.23 kPa，出口马赫数为0~4。

表1 流场特征条件Tab.1 Typical Flow Conditions

通过高速纹影摄像，可以获得不同工况下的流场波系结构。同时试验在模型的平板、舵前缘、舵侧面、舵轴表面布置热流传感器，采集了不同工况下各位置的热流数据。

2 结果分析

2.1 流场波系结构

试验针对舵和主动引射喷流出口两个区域拍摄了纹影照片，图2给出不同喷流马赫数下的流场波系情况。可以看到，随着喷流马赫数的增大，喷流形成的弓形激波逐渐增强，与平板表面的夹角逐渐增大。当喷流马赫数较小时（0.5、1），喷流在喷口处形成的激波无法越过主激波，最终与其重合；当喷流马赫数增加至2以上时，喷流形成的激波穿过主激波位于其上方，并进一步向下游发展。

图2 不同喷流马赫数下流场波系结构对比Fig.2 The Shock Wave Structures in Different Conditions of Ejection Mach Number

2.2 典型区域热环境

图3显示了不同喷流出口马赫数下，舵下方平板区域热流相对无喷流时的变化率，通过各测点变化率的插值，即得到图中所示的分布云图。由图3可知，随着引射喷流的增强，舵下方平板区域热流有明显降低，当喷流马赫数不大于2时，舵下各区域降热率差别不大，当喷流马赫数达到4时，舵尖正下方和舵轴附近降热率显著高于其他区域，整体区域降热超过约50%。

图4显示了不同喷流出口马赫数下，舵底面区域热流相对无喷流时的变化率。由图4可知，随着引射喷流的增强，舵底区域热流显著降低，其中靠近舵轴的局部区域降热率高于其余位置，当喷流马赫数达到4时，舵底面降热超过约60%。