栅格翼电弧风洞试验的气动参数模拟方法研究

刘 彬 王 辰 张宏剑 章 凌 王鲲鹏

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

栅格翼电弧风洞试验的气动参数模拟方法研究

刘 彬 王 辰 张宏剑 章 凌 王鲲鹏

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

为验证栅格翼防热方案的有效性，针对栅格翼单片级试验件厚度过低无法直接测量试验件冷壁热流密度的难题，提出了一种直接模拟来流气动参数的栅格翼热防护试验设计方法，能够准确考核防热方案，对类似结构的热防护试验具有指导意义。

栅格翼 电弧风洞 热防护试验

1 引 言

栅格翼是一种由众多薄栅格壁和边框组成的空间受力系统，在有限体积内具有较多的升力面[1]。如图1所示，栅格壁在边框内的布局主要有框架式和蜂窝式两种，其中蜂窝式又分正置和斜置，目前应用最广泛的的是斜置壁与边框成45°的蜂窝式栅格翼，本文的研究对象即属此类。栅格翼能够提高飞行器的稳定性并提供姿控力和力矩。与传统的平面翼相比[2]，栅格翼在高速下效率更高[3]且具有适用攻角大、铰链力矩小以及同等体积下升力面积较大等优点，同时由于展长较小，便于紧贴飞行器折叠安装[4]，因此在航空、航天飞行器中得到了越来越广泛的应用。

随着飞行器飞行速度的不断提高，在中低速飞行时并不严重的气动加热问题在高速飞行器的设计中逐渐显露了出来，当飞行器在大气中的飞行速度大于3马赫时，其表面尤其是前缘就会受到强烈的气动加热作用，当飞行器速度达到5马赫时，其驻点区温度甚至会超过1 000℃[5]。因此，高速飞行时的防热问题是栅格翼设计的关键，栅格翼的热防护设计也愈加重要。

针对在电弧风洞试验中栅格翼特殊的几何尺寸无法准确测量翼前缘冷壁密度的问题，介绍了一种新的栅格翼热防护试验方法，直接对气动加热中来流气动参数进行模拟，从而达到准确考核防热方案的目的，并减少了常规热试验设计所带来的误差。

2 热防护试验方法对比

在进行真实飞行试验之前，需要在地面对飞行器的防热性能进行考核，目前应用最广泛的热防护试验方法是石英灯热试验和电弧风洞试验，两种试验方法的原理和优缺点对比如表1所示。

表1 热防护试验方法对比

石英灯试验为辐射加热，不能模拟飞行工况下飞行器表面的气动加热，一般用于防热材料的筛选和初步方案论证；电弧风洞试验通过超音速喷管模拟气动加热过程，可以考核在较为真实气动加热环境下的适应性，特别是在气动加热与气动冲刷、剪切同时作用时防热方案的适应性，能够更加真实地考核热防护方案的效果，但试验周期长，试验成本较高，所以通常用于热防护方案的验证。

3 电弧风洞试验方法

3.1栅格翼结构

栅格壁相互成45°斜置布置，主体采用整体铸造钛合金结构，外表面喷涂防热涂层或包覆防热复合材料。为了确定防热形式，选择出合适的涂层或材料类型，可以取栅格翼的单个栅格壁通过试片级试验件(如图2)的小火箭冲刷试验进行初步选材。

根据前期的理论分析、小火箭冲刷试验和以往经验，初步选定防热方案为：钛合金主体结构，外部整体喷涂陶瓷热障涂层和硅橡胶基隔热涂层，如图3所示。根据初步的防热方案，开展电弧风洞热防护试验设计。

3.2电弧风洞试验装置

电弧风洞由电弧加热器、混合稳压室、喷管、试验段、扩压段、冷却器及真空系统组成，电弧风洞试验布局示意图见图4。

3.3传统电弧风洞控制参数计算

在传统的电弧风洞试验设计中，试验的控制参数都是通过气动参数进行气动热计算得出的冷壁热流和恢复焓，继而再通过有限元热传导分析得出壁面温度和净吸收热流，如图5所示。传统方法受到有限元计算精度、工程算法经验值选取以及试验参数测量准确度的影响，因此，若能减少计算流程的步骤，就能提高热试验模拟的精度，更加准确地对热防护方案考核。

3.4试验控制参数计算方法

栅格翼单片级试验件厚度较小，远远小于目前国内最小的热流探测器尺寸，所以无法对试验件冷壁热流密度进行测量，传统试验思路则无法进行热流密度的模拟。为了从根源上解决该问题，本文提出了直接对来流气动参数进行模拟的试验设计思路，即对来流总焓、总压进行模拟。

计算输入主要包括：翼前缘曲率半径、飞行高度、马赫数、飞行速度、动压、飞行攻角以及舵偏角；计算输出主要包括：来流总压和总焓。

计算步骤如下：

(1)大气参数计算。首先根据飞行过程的弹道设计，可以得到飞行高度随飞行时间的变化曲线。通过地球有效半径rb和飞行器几何高度hg求飞行器位势高度H，再通过相应高度带底面的温度Tb、垂直温度梯度L和相应高度带底面的位势高度Hb计算大气温度T∞。由相应高度带底面的压力Pb、气体常数R和标准重力加速度求大气压力P∞。

(2)前方来流参数计算。飞行器飞行中前方来流参数包括：来流声速C∞、来流马赫数M∞、动力黏性系数μ∞和气流密度ρ∞，可以由步骤(1)中求得的大气温度T∞和大气压力P∞结合气体比热比γ、飞行器飞行速度V∞求得。

(3)边界层外缘气流参数计算。对栅格翼这样的薄翼流线型体，通过后掠角∧和气体比热比γ求出其前缘压力PWSL∧和当地恢复温度Tre，这里栅格翼单片试验件的前缘压力PWSL∧即为驻点压力等于总压Ps。

(4)总焓确定。在求得当地恢复温度和压力后，计算焓值H0[6]。

4 风洞台阶条件

由于电弧风洞试验加载条件的限制，只能用数个台阶近似模拟瞬态参数变化，即用轨道方式逐次定时调节流入电弧加热器的气体流量和投入电弧加热器的电源功率，以此实现在一次试验过程中主要参数按预先设定的轨道变化。

这就需要将总压、总焓化为台阶曲线，为了使试验条件更接近于栅格翼真实的气动热环境，需要较为准确合理地确定电弧风洞的台阶试验条件，并进行校核以保证其合理性。

4.1台阶条件设计原则

台阶条件的总压和总焓尽量与曲线条件接近，若有需要应在原载荷基础上乘以一定的安全系数；台阶热载荷应与曲线热载荷一致，即台阶所模拟的来流气动热效果应与曲线一致，本文中热载荷考核参数为净吸收热流，应同时满足峰值覆盖和加热总量覆盖原则，同时以冷壁热流作参考。根据以上原则，确定出了栅格翼电弧风洞台阶条件，如图7所示。

4.2台阶条件校核要求

4.2.1 静吸收热覆盖性

为了尽量真实地模拟来流的气动热过程，还应对台阶条件进行热载荷的校核，保证台阶条件和曲线条件净吸收热一致。利用气动热计算得出栅格翼从前缘到壁面不同部位的冷壁热流，然后将冷壁热流转换为对流换热边界条件，并进行如下简化：

假设气体比热容不随温度变化，Cpa=1kJ/(kg.K)，根据恢复焓得到恢复温度，Tr=Hr/Cpa，将恢复温度作为对流换热边界的环境温度；根据冷壁热流密度和恢复温度得到换热系数，h=q/(Tr-Tw)。

利用有限元分析软件ABAQUS对栅格翼单片级试验件进行热传导分析，可以得出台阶条件和曲线条件下的净吸收热流。

4.2.2 壁面剪切力覆盖性

由于防热涂层在高温条件下会发生烧蚀反应，进而剥离脱落，尤其是大面积剥离，会严重影响其防热效果，所以壁面剪切力也是一个很重要的考核指标。通过气动计算可以得出试验件冷壁剪切力，对台阶条件下和飞行工况下的剪切力进行比较，对剪切力的覆盖性进行分析。

5 结束语

本文针对特殊的栅格翼薄壁栅格结构无法进行电弧风洞试验的问题，提出了一种新的栅格翼电弧风洞设计方法：

(1)该方法直接对空气来流进行模拟，将总压和总焓作为控制指标，避免了由特殊结构带来的无法测量冷壁热流的问题，减少了试验设计环节中的误差；

(2)对这一设计方法进行了热载荷等效性及剪切力覆盖性的考核，通过分析可以发现，利用新设计方法确定的风洞试验条件能满足飞行工况下的气动加热条件，在高温阶段的剪切力覆盖性较好，因而这一电弧风洞设计方法可以真实有效地对飞行工况进行模拟。

[1] 余旭东，葛金玉.导弹现代结构设计[M]. 国防工业出版社，2007.

[2] Fournier, E. Y. Wind tunnel investigation of grid fin and conventional planar control surfaces[R]. Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 39th, Reno, NV, Jan. 8～11, 2001 AIAA 200l-0256.

[3] James DeSpirito, Milton E. Vaughn Jr., W. David Washington. Subsonic flow CFD investigation of canard-controlled missile planar and grid fins[R]. 41st AIAA Aerospace Sciences Meeting amp; Exhibit, Reno, NV, Jan. 6～9, 2003, Reston, VA, AIAA 2003-27.

[4] 黎汉华，石玉红.栅格翼国内外研究现状及发展趋势[J].导弹与航天运载技术，2008(6)：27～30.

[5] 谢宗蕻,孙俊峰.高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析[J]. 航天器环境工程，2013(30): 1～7.

[6] Davis R T. Numerical Solution of the Hypersonic Viscous Shock-Layer quations[J]. AIAA J Vol.8 No.5 1970:843～852.

StudyofTestMethodforGridFinThermalProtectionBasedonArc-heatedWindTunnel

LIU Bin WANG Chen ZHANG Hong-jian ZHANG Ling WANG Kun-peng

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering ,Beijing 100076，China)

Because the thickness of a solo grid wall is too small to measure the cold-wall heat flux, a new grid fin thermal protection test method by simulate free stream parameters directly is founded to validate the thermal protective structure. The new method can accurate examine the thermal protective scheme and provide valuable reference to similar test.

Grid fin Arc-heated wind tunnel Thermal protection test

2017-01-12，

2017-03-21

国家自然科学基金项目(11402033，11602031)；国家高技术研究发展计划资助项目(2015AA7021076)

刘彬(1985-)，男，工程师，主要研究方向:弹箭体结构设计。

1000-7202(2017) 04-0012-04

10.12060/j.issn.1000-7202.2017.04.03

V421

A