后缘舵机身干扰区气动加热机理及局部外形优化设计

2022-08-25艾邦成聂春生易仕和

导弹与航天运载技术 2022年4期

艾邦成，陈智，江娟，聂春生，易仕和

（1. 中国航天空气动力技术研究院，北京，100074； 2. 航天飞行器气动热防护实验室，北京，100074；3. 空间物理重点实验室，北京，100076；4. 国防科技大学空天科学学院，长沙，410073）

0 引言

随着飞行器机动性能指标的不断提高，后缘舵、全动舵、体襟翼、栅格翼等多种操纵舵面逐渐应用于高超声速飞行器。为了使这些部件自由活动，部件与飞行器间以舵轴链接，同时与机体间留有毫米量级的缝隙以防止干涉。虽然缝隙的尺度与舵面的尺度（米量级）相距甚远，但其存在与否直接影响流动结构以及相应的气动加热特性。

针对体襟翼缝隙与机体干扰问题，Andreas Mack和Roger Schaefer 利用DLR-TAU 代码研究X-38 飞行器上体襟翼铰链缝隙流动对热载荷的影响，并首次研究三维流动结构时的缝隙效应。研究发现，有缝隙存在时，体襟翼和机身之间存在强流动，因此分离区很小，使得襟翼效率提高，但相应的襟翼前端热流较高。气流流经缝隙在体襟翼上下两面造成热流激增，而且铰链线部位由于气流滞止导致热流相对较高，体襟翼外边缘热流尤其高。

针对全动舵气动加热问题，美国海军地面武器中心的白橡树实验室使用相变漆技术针对圆锥-舵外形开展了舵面及干扰区热环境试验研究，获得了不同缝隙高度、雷诺数下的舵面、舵轴以及干扰区的热流分布，发现随着缝隙变大，舵轴以及舵轴干扰区气动加热显著提升。李强等针对平板全动舵开展了流态对局部热环境影响的计算与试验研究，发现与大面积区域的变化规律相反，对于一定的舵/机身缝隙高度，层流状态下舵轴的热流高于湍流状态，其原因是一方面受边界层厚度的影响，层流状态下进入空气舵缝隙内的流动速度大于湍流状态，另一方面层流流动更容易发生分离，在舵缝隙内的分离流动造成局部产生高热流带。Zhang 等利用NPLS 技术和温敏漆（TSP）技术研究了不同高度安装间隙的全动舵空间流场结构以及表面热环境分布，直接展示了空间涡结构与高热流条带间的关系。

相较于全动舵和体襟翼仅与机身发生干扰，后缘舵同时存在与机翼和机身的干扰。其中与机翼干扰的气动加热机制与体襟翼类似，峰值热流位于铰链线上。舵与机身的干扰更为复杂，一方面其为三维干扰流动，同时存在流向、法向、展向的流动，另一方面这一区域同时出现两个高热流带，一个位于舵面上，一个位于舵在机身的投影线上。对于此类干扰流动的气动加热特性此前并未见文献报道，本文针对这一问题开展了数值模拟研究，分析了这一区域的气动加热特征及流动结构，并在风洞中基于NPLS 技术开展了空间精细流场结构的显示试验。基于对气动加热机理的分析进一步开展了局部外形优化设计研究，探讨通过局部修型降低热流的可行性。

1 计算模型与计算方法

为不失一般性，本文直接使用简化外形开展数值模拟，该外形由代表机身的尖前缘平板及机翼、后缘舵构成，模型长度3500 mm，舵与机身的缝隙高度为3 mm。由于当前研究不考虑侧滑的影响，因此使用半模开展数值模拟。计算网格的拓扑及局部表面网格放大图见于图1，为捕捉舵在机身投影线处的高热流条带，对该区域进行局部加密，垂直于投影线方向的局部网格尺度控制在0.1 mm。此外为捕捉近壁温度梯度，在网格生成时壁面第1 层网格高度统一取0.001 mm。

图1 边界条件设置及局部网格放大图Fig.1 Boundary Condition Settings and Mesh Distribution in the Trailing Edge Rudder Interference Zone

本文主要考虑局部流场结构及气动加热机理，因此研究基于完全气体模型开展，未考虑高温真实气体效应。数值模拟采用基于有限体积法的多块对接网格程序进行，经过大量基础研究及工程型号的验证，其无粘通量采用AUSM+格式离散，粘性通量采用二阶中心格式离散，时间隐式格式采用LUSGS 方法。

2 后缘舵/机身干扰区气动加热机理研究

以来流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、攻角10°、舵偏5°、壁温300 K 作为基本工况开展基本流场结构和热环境特征的分析。在此来流条件下基于模型长度的雷诺数仅为1×10，因此仅考虑层流工况。图2、图3 给出了表面热流、压力云图及表面极限流线。可以看到翼面上存在一条连续的高热流带，该条带向后延伸到舵面末端，同时在舵面底部的投影线上也存在一条高热流带。由表面极限流线可见在翼身干扰区存在一条再附线，而舵身干扰区则存在两条再附线。每条再附线分别对应了一条高热流带。特别注意到对于舵身干扰区，若以机身大面积区域作为参考点，热流干扰因子达到了9 倍，而压力干扰因子为1.1，热流干扰因子远大于压力干扰因子。

图2 模型表面热流及压力Fig.2 Heatflux and Pressure Contours of The Model

图3 模型表面极限流线分布Fig. 3 Surface Streamline Distribution

在凸起物以及激波/边界层干扰等干扰流动中，通常认为热流干扰因子峰值与压力干扰因子峰值存在正相关关系：

式中对于层流=0.5，湍流=0.8，即热流干扰因子小于压力干扰因子，但在当前问题中，热流干扰因子显著大于压力干扰因子，这一热流干扰因子显著增大的现象需要从流动结构的角度进行分析。

图4、图5 给出了=2800 截面及=3200 截面温度云图及截面流线。=2800 截面位于翼身干扰区，=3200截面在舵身干扰区且处于舵的中部，存在缝隙。由比较可以看到舵面上方二者温度分布相近，但由于舵存在5°的舵偏，其对气流的压缩作用更强，导致=3200截面温度更高。对比截面流线可以看到，=2800 截面流动近似一个旋转了90°的后向台阶流动，在翼与机身相接处形成了一个漩涡，导致最高热流存在于漩涡的再附线处。而=3200 截面上由于舵与机身间存在缝隙，实际形成了一个带缝隙的后向台阶流动。当气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙时，相当于对后向台阶内漩涡气流形成了抽吸。翼身、舵身干扰流动的结构如图6 所示，二者的区别在于，舵身干扰流动中，舵在迎背风压差的抽吸作用下，高温气体向机体下方运动，使得在机体上也存在一个高热流带，因此在舵-身干扰区附近存在两条再附线。

图4 截面位置示意图及截面温度云图Fig.4 Schematic Diagram of Section Positions and Temperature Contours on the Sections

图5 空间截面流线Fig.5 Streamlines on the Flowfield Sections

图6 流动结构示意Fig.6 Flow Structure Diagram

图7 为前述两个截面的压力云图。可以发现，在翼身干扰区的回流区中压力均基本维持定值，这与后台阶流动的特性也一致。而在舵身干扰区中，气流的再附使得再附位置附近压力较漩涡核心区略有升高，但由于抽吸气流的气体量较小，引起的压力增量较小。与压力不同，热流由温度梯度决定，抽吸作用将使高温气体向壁面移动从而造成热流的急剧增大，这也解释了前述干扰热流增量大而干扰压力增量小的现象。对于后缘舵-机身干扰区，因物面对光路的遮挡以及外围强激波系的影响，传统的纹影、阴影等测量手段难以奏效，因此采用近年来发展起来的NPLS 流场显示技术开展研究，首次给出了该区域的精细局部流动结构。NPLS 技术是以纳米粒子作为示踪粒子，以脉冲平面激光作为光源，通过CCD 记录流场中的粒子实现高分辨率测量。该技术克服了传统的流动显示与成像技术难以实现高时空分辨率和高信噪比测量的缺点，已经在可压缩湍流、高超声速圆锥边界层转捩中得到了成功的应用。试验在国防科技大学马赫6 高超声速风洞中开展，来流总压0.6 MPa，总温425 K。试验模型按照1∶20 缩比，但为了保证局部流场的分辨率，对缝隙处不进行缩比。NPLS 技术观察的空间截面位置相对于模型的关系见于图8。

图7 流场截面压力云图Fig. 7 Pressure Contours on Flowfield Sections

图8 风洞试验模型及NPLS 观察截面Fig.8 Wind Tunnel Experiment Model and NPLS Observation Section

图9 分别为5°舵偏条件下的NPLS 图与计算密度云图、截面流线图的对比。可以发现计算密度云图的分布与试验一致，同时比较与+0.5 μs 时刻NPLS 图可以发现，前述舵与机身间涡旋结构被吸入缝隙内的过程被清晰反映出来，从流线图上可清晰观察到流线的再附。

图9 密度、截面流线图与试验结果的对比Fig.9 Density, Cross-Sectional Streamline Diagram and Comparison of Test Results

3 后缘舵/机身干扰区局部外形优化研究

在获得了后缘舵/机身干扰区的气动加热机理后，可针对这一加热机理针对性的开展局部外形的优化设计研究，通过局部流动结构的控制实现局部热环境的优化。

由前述分析可知，后缘舵/机身干扰区气动加热机理为：气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙，这一气流对机身与舵之间的漩涡产生抽吸，高温气体向机体下方运动在机身上再附形成高热流带。为降低这一再附的强度，可考虑降低再附速度，即通过增大舵与机身之间的缝隙，降低抽吸速度以降低热流。但这种方法会导致舵面迎风面压力降低，从而减小升阻比并降低舵效。

因此本文提出通过降低再附角度的方法降低再附强度，如图10所示，对迎风面舵靠近机身处进行倒角，使缝隙对漩涡内气流抽吸时其再附角度减小，从而降低热流。

图10 降低再附强度的策略Fig.10 Strategies to Reduce Reattachment Heatflux

基于上述思路对前述简化模型在舵近机身一侧的边缘进行倒圆角，倒角半径选为30 mm。继续在来流密度0.001 kg/m、速度5000 m/s、5°舵偏下对优化前后外形进行对比研究，数值模拟考察了10°、15°、20°3 个攻角工况。图11 给出了10°攻角工况优化前后外形流场在=3200 截面的空间流线。可以看到倒角达到了预期的效果，舵与机身间的涡在缝隙的抽吸作用下发生了变形并向缝隙内伸展，气流的再附角度明显减小。