波體構(gòu)形的一種熱防護方案

1、乘波體構(gòu)形的一種熱防護方案第39卷第3期2009年5月航空計算技術(shù)AeronauticalComputingTechniqueVo1.39No.3Mav.2009乘波體構(gòu)形的一種熱防護方案逯雪鈴,葉正寅(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動力學(xué)國家重點實驗室,陜西西安710072)摘要:對乘波體構(gòu)形氣動力與氣動熱的折衷設(shè)計進行討論.通過分析乘波體構(gòu)形與傳統(tǒng)高超聲速外形所處流場的差異以及壁面催化和流動狀態(tài)對兩種外形的氣動熱環(huán)境的不同影響,結(jié)合當前的材料與熱防護技術(shù),考查乘波體構(gòu)形在基本保證氣動力設(shè)計要求的基礎(chǔ)上將前緣鈍化后采用可重復(fù)使用熱防護方法如輻射等進行長時間高超聲速飛行的可能性.采用無粘一邊界層方法

2、計算了一個乘波體的折衷外形所受的氣動熱環(huán)境,在此基礎(chǔ)上對外形作氣動熱防護分析.結(jié)果顯示,乘波體構(gòu)形進行氣動力與氣動熱折衷設(shè)計后,是可以滿足進行長時間高超聲速飛行要求的.關(guān)鍵詞:高超聲速;氣動熱;乘波體;熱防護中圖分類號:V211.3文獻標識碼:A文章編號:1671654X(2009)03003404引言由于馬赫數(shù)的提高,在傳統(tǒng)的高超聲速飛行器設(shè)計中遇到了升阻比屏障【1J,飛行器的升阻比被限制在一個較小的值以內(nèi).為此,人們提出了新的飛行器設(shè)計方法即乘波體構(gòu)形.它是一種在其所有的前緣都具有附體激波的高升阻比的超聲速,高超聲速飛行器構(gòu)形.由于這種構(gòu)形就像乘在它的激波上面,所以稱作乘波體.普通的高超聲

3、速飛行器構(gòu)形在前緣通常是脫體激波.乘波體構(gòu)形下表面在激波后的高壓氣體不會繞過前緣泄露到上表面,而普通構(gòu)形上下表面的流動是溝通的,從而降低了下表面的壓力,結(jié)果降低了飛行器的升力.普通構(gòu)形若想得到乘波體構(gòu)形同樣的升力,就得要比乘波體構(gòu)形用更大的攻角¨.zJ.高超聲速飛行器表面熱流密度近似隨飛行速度的3次方快速增加,而氣動阻力約與速度的平方成比例l4.因此相對而言,高超聲速飛行器設(shè)計中,氣動加熱問題顯得更為突出,氣動熱環(huán)境的預(yù)測與飛行器熱防護是設(shè)計中的重要環(huán)節(jié)之一.研究表明飛行器駐點熱流密度與駐點處曲率半徑成反比關(guān)系,曲率半徑越大,熱流密度越低_】J.因此,高超聲速飛行器一般采用鈍頭外形而

4、乘波體構(gòu)形對其氣動熱設(shè)計與防護提出了很高要求.但隨著防熱材料與技術(shù)的進步,可以在氣動力與氣動熱設(shè)計方面進行比較好的協(xié)調(diào),在乘波體前緣采用小的鈍體外形,既維持乘波體構(gòu)形保證高的升阻比,又保證對氣動熱環(huán)境進行有效控制.到目前為止,乘波體構(gòu)形已經(jīng)進行過幾次很短時間的飛行試驗,因此在一定程度上實證了這種協(xié)調(diào)的可行性.當然,乘波體通常要在30至50kin高空進行長時間高超聲速巡航,幾次短時間的飛行試驗還遠不能說明氣動力與氣動熱的協(xié)調(diào)問題已經(jīng)解決.本文對一乘波體外形的熱環(huán)境進行分析,并根據(jù)得到的熱環(huán)境,進行熱防護分析.對于小鈍度前緣外形,加熱劇烈的區(qū)域僅僅在狹小的邊緣處,且沿著離開邊緣的方向快速降低,壁面

5、催化效應(yīng)對小鈍度前緣外形幾乎沒有影響,而轉(zhuǎn)捩情況下小鈍度前緣外形與傳統(tǒng)外形相比不容易出現(xiàn)高熱流環(huán)境,因此在大部分區(qū)域尤其在背風面的大面積區(qū)域氣動熱流密度遠小于前緣,處在一個低熱流環(huán)境中.這樣,通過采用合理的外形和合理的可重復(fù)使用的氣動熱防護方案可以保證乘波體構(gòu)形滿足氣動力設(shè)計和長時間高超聲速飛行的熱防護需求.1乘波體構(gòu)形按照傳統(tǒng)的飛行器設(shè)計方法,高超聲速飛行器遇到了升阻比屏障.大鈍頭傳統(tǒng)外形產(chǎn)生很強的脫體激波,從而產(chǎn)生高的波阻,飛行器的升阻比不高.由挪威勒(Nonweiler)在1959年提出的乘波體構(gòu)形是一種在其所有的前緣都具有附體激波的高升阻比的超聲速,高超聲速飛行器構(gòu)形u1J.由于這種構(gòu)

6、形就像乘在它的激波上面,所以叫乘波體構(gòu)形.乘波體構(gòu)形下表面在激波后的高壓不會繞過前緣泄露到上表面,因而具有高的升阻比.收稿日期:2008.1119修訂日期:2009-0310作者簡介:逯雪鈴(1981一),男,河北張家E1人,博士研究生,研究方向為計算流體力學(xué).2009年5月逯雪鈴等:乘波體構(gòu)形的一種熱防護方案?35?當不考慮氣動熱時,按照乘波體設(shè)計的思路,將產(chǎn)生一個前緣無限尖銳的外形.但從氣動熱角度考慮又需要乘波體前緣是鈍形的,這就需要折衷考慮.一個鈍的前緣產(chǎn)生一個脫體激波,這是不符合乘波體氣動力設(shè)計要求的.Maryland大學(xué)對兩個乘波體構(gòu)形進行實驗,為了滿足制造限度,兩個乘波體前緣有非常

7、小的鈍度,因此前緣會有一定的激波脫體距離,結(jié)果顯示小的前緣激波脫體距離并不會從本質(zhì)上影響乘波體的性能.2無粘一邊界層氣動熱近似計算方法在高超聲速飛行器的初始設(shè)計中,需要一種準確而高效的氣動熱計算方法.無粘一邊界層方法將高雷諾數(shù)流動分為物面附近的邊界層和外部的無粘流場.對于無粘流場,可以采用經(jīng)典的如求解歐拉方程的方法來得到.對于邊界層,首先將無粘流場物面參量作為外緣參數(shù),然后利用局部相似性并結(jié)合參考焓方法進行壓縮性修正求得物面的氣動熱.對于軸對稱體零攻角情況可以由Lees公式_4l5計算層流熱流,由Vaglio.Lausin公式計算湍流熱流,而對于有攻角流動等三維流動熱流密度可以由小橫向流動假設(shè)

8、下的軸對稱比擬法應(yīng)用軸對稱體零攻角下的熱流公式計算得到.2.1邊界層外緣參數(shù)確定由邊界層外緣屬性J:1)邊界層內(nèi)法向速度比流向速度小一個量級;2)邊界層法向壓力梯度為一小量;3)邊界層厚度為一小量,求解歐拉方程的方法求得無粘繞流流場,取物面參量作為邊界層外緣參數(shù).2.2參考焓方法參考焓方法是計算高超聲速邊界層非駐點傳熱的一種普遍使用的半經(jīng)驗方法.它假設(shè)高速邊界層與低速邊界層結(jié)構(gòu)相同,直接利用不可壓流的公式在某一參考焓(或參考溫度)下計算流體特性,從而將低速不可壓縮流的摩擦和傳熱公式推廣用于高速可壓縮流中.在眾多的參考焓方法中,?？颂?Eckert)參考焓方法對層流流動與湍流流動都適用.h=O.

9、28h+0.50h+0.22h(1)式中,h為參考焓,h為壁面焓,為邊界層外緣焓值,h,=h+/2為恢復(fù)焓或絕熱壁焓,為邊界層外緣流動速度,r=P為恢復(fù)因子,P為普朗特數(shù).對于層流,P,=0.71,n=2,對于湍流,P=0.79,n=3.2.3軸對稱比擬該方法首先由Cooke提出_8J.根據(jù)無粘解求出無粘表面流線,在流線坐標系(s,JB,n)內(nèi),寫出三維邊界層方程,其中s沿無粘表面流線量起,沿物面切向且垂直流線方向,n沿物面法向.然后在小橫向流假設(shè)即認為在物面切向且垂直流線的速度為小量的假設(shè)下,并將沿流線的距離看作沿等價軸對稱體表面的距離,而將方向的拉梅系數(shù)看作等價軸對稱體的半徑,則三維邊界層

10、方程可以簡化為軸對稱形式的邊界層方程.所以可以用計算軸對稱體零攻角下的熱流密度的方法計算得到三維流動的熱流密度.Hayes認為,如果流線的曲率是小的,則邊界層橫向流是小的.VaglioLaufin認為當物面是高冷時(在很多實際的應(yīng)用中這是成立的),邊界層中的橫向流是小的,即使曲率并非小量.通過與實驗數(shù)據(jù)以及其它理論計算結(jié)果比較,發(fā)現(xiàn),即使邊界層橫向流并非小量的某些情況,用這種方法也可以得到具有相當精度的熱流密度j.具體計算表明,即使橫向質(zhì)量流與縱向質(zhì)量流之比達到4,由小橫向流假設(shè)下的相似解算出的熱流密度與精確解相比誤差不超過15%,這說明熱流密度計算對橫向流大小不很敏感J.2.4軸對稱體駐點熱

11、流密度對于軸對稱駐點,Fay.Riddell公式可以得到可信的結(jié)果:0-763(19C×p.h1+(Le一1)(h一h)(2)/,s式中,對熱力學(xué)平衡狀態(tài)=0.52;對凍結(jié)狀態(tài)=0.63.其中h.為離解焓,h為駐點焓,h為壁面焓,P,為普朗特數(shù),P為物面密度,為物面粘性系數(shù),P為駐點密度,為駐點粘性系數(shù),u為邊界層外緣速度,為沿母線距離,為路易斯(Lewis)數(shù),下標s表示對應(yīng)駐點處值.2.5三維駐點熱流密度通過應(yīng)用Hamilton給出的關(guān)系式,可以由軸對稱駐點熱流密度公式得到三維駐點熱流密度J.(,.=(i(3)其中:K為駐點處兩個主曲率半徑與的比值,在01間取值,而(g)為對應(yīng)駐

12、點處小的主曲率半徑的軸對稱流動的駐點熱流密度.2.6軸對稱體非駐點熱流密度對于層流了很小的前緣鈍化改形,而激波脫體距離與駐點曲率半徑近似成正比關(guān)系,故激波脫體距離為一小量.圖1與圖2分別為改型前后的乘波體外形.圖1乘波體原型圖2乘波體改型增加_3l4】.不同外形的氣動熱受這兩個因素的影響有較大不同:對鈍頭體,弓形激波脫離頭部,離解發(fā)生在厚的很熱的激波層內(nèi),并且由于流動速度小,有比較充足的反應(yīng)時問,在完全催化與非催化壁條件下氣動熱環(huán)境有很大的不同.對于尖前緣物體,離解反應(yīng)發(fā)生在薄的,不是很熱的激波層內(nèi),并且由于流動速度大,離解程度很低,對完全催化與非催化壁條件下的氣動熱環(huán)境僅在駐點區(qū)域有很小的區(qū)

13、別0.”J.而湍流對于氣動熱的影響是:雖然對兩種外形都將引起增加,但對于尖前緣外形而言,其駐點后流動氣體溫度較低,并且溫度低則氣體的粘性降低,因而對氣動熱有減弱作用.也就是說,尖前緣外形呈現(xiàn)局部的高熱流與大部分區(qū)域的低熱流分布.基于以上考慮我們采用了碳一碳涂層鎢熱管方法進行熱防護.碳一碳涂層是近于非催化效應(yīng)的J,可以降低駐點處局部熱流,而對耐熱金屬鉬,鎢和鉭進行反應(yīng)速率分析表明,鎢是最難與碳發(fā)生反應(yīng)的,而且由于其有很高的導(dǎo)熱性與很低的熱膨脹率,它成為容納工作流體鋰的首選材料¨引.熱管_1列將熱幾乎等溫地通過工作流體的蒸發(fā)與凝結(jié)完成傳遞.熱由熱管中的工作流體蒸發(fā)吸收.蒸發(fā)導(dǎo)致內(nèi)壓差,驅(qū)

14、使蒸汽由蒸發(fā)區(qū)流動到凝結(jié)區(qū),在凝結(jié)區(qū)凝結(jié)并釋放熱.凝結(jié)區(qū)的流體又通過毛細管作用流向蒸發(fā)區(qū),這樣組成循環(huán)的系統(tǒng),圖3給出了熱管的工作原理.熱管以很高的速率吸收駐點附近小面積區(qū)域的熱并在大面積區(qū)域以較低的速率輻射,如圖4所示.本文通過算例考查了這種方法的可行性.毛細管工作流體容器一IlJIlJffffffffffffffffff-蒸汽流一fff1f1IIlllIIllIlJIIlIlII墊.I-塾墊蒸發(fā)區(qū)I凝結(jié)區(qū)圖3熱管工作原理圖圖4乘波體防熱圖高超聲速飛行器處于嚴酷的熱環(huán)境,材料必須能耐受高溫氧化作用.一般情況下,壁面催化效應(yīng)與流圖5與圖6分別為迎風面與背風面流線分布,圖7動轉(zhuǎn)捩對飛行器氣動熱影

15、響很大,往往使氣動熱成倍為乘波體壓強分布云圖,相對于上表面,下表面大部分2009年5月劉暉等:軍用飛機維修保障費用機器學(xué)習(xí)預(yù)測方法?41?789臺:海軍航空工程學(xué)院,2002.趙磊,程明坤.神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在武器裝備全壽命分析中的應(yīng)用J.裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報,2002,13(2):3335.郭萬敏,趙磊.BP組合預(yù)測方法在維修保障費用預(yù)測中的應(yīng)用J.火力與控制,2004,29(3):99101.朱家元,虞建飛,張恒喜.ANFIS網(wǎng)絡(luò)在機載電子設(shè)備費用估算中的應(yīng)用J.系統(tǒng)工程與電子技術(shù),2002,24(3):105760.劉寶平,孫勝祥,徐一帆.ANFIS網(wǎng)絡(luò)在艦船維修費用預(yù)測中的應(yīng)用J.海軍工程大學(xué)學(xué)

16、報,2004,16(4):5760.張恒喜,郭基聯(lián),朱家元,等.小樣本多元數(shù)據(jù)分析方法及應(yīng)用M.西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2002.131133.MachineStudyMethodsforForecastofMaintenanceandSuppoExpenseofWarcraftLIUHui,MUZhitao,MULijun.(1.NavalEquipmentDepartmentAeronauticalTechniqueSupportDepartment,Bering100071,China;2.NavalAeronauticalEngineeringAcademyQingdaoBranch

17、,Qingdao266041,China;3.NavalDelegateGroupofEquipmentsfortheMissile,Beijing100084,China)Abstract:Methodsofresearchtomaintenanceandsupportexpenseofwarcraftareintroduced.BasedonBP(BackPropagation)networktheoryofneuralnetworktheoryandSVR(SupportVectorRegression)theroy,theforecastmodelsaredesigned.Usingt

18、hedatacollected,maintenanceandsupportexpenseofonetypeofwarcraftisestimated,andtheresuhsarecomparedwiththerealdata.Theusedmethodsarecomparedwithothermethods.Keywords:warcraft;maintenanceandsupportexpense;neuralnetwork;supportvectormachine(上接第37頁)AnAerothermalProtectionDesignofWaveriderConfigurationLU

19、Xueling,YEZheng-yin(NationalKeyLaboratoryofAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,an710072,China)Abstract:Acompromisedesignofwaveriderconfigurationispresentedbyconsideringbothofitsaerodynamicper-formanceandaerothermaltolerance.Analysingthedifferentfluidfieldsaroundawaveriderconfigurationandaroundaclassicshapeofhypersonicvehicleandunlikeinfluencescatalyzingwallandfluidstateplayonthethermalenvironmentsofthetwoshapes,andpayingattentiontothecunttechno