波體構(gòu)形的一種熱防護(hù)方案

1、乘波體構(gòu)形的一種熱防護(hù)方案第39卷第3期2009年5月航空計(jì)算技術(shù)AeronauticalComputingTechniqueVo1.39No.3Mav.2009乘波體構(gòu)形的一種熱防護(hù)方案逯雪鈴,葉正寅(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西西安710072)摘要:對乘波體構(gòu)形氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱的折衷設(shè)計(jì)進(jìn)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(dòng)狀態(tài)對兩種外形的氣動(dòng)熱環(huán)境的不同影響,結(jié)合當(dāng)前的材料與熱防護(hù)技術(shù),考查乘波體構(gòu)形在基本保證氣動(dòng)力設(shè)計(jì)要求的基礎(chǔ)上將前緣鈍化后采用可重復(fù)使用熱防護(hù)方法如輻射等進(jìn)行長時(shí)間高超聲速飛行的可能性.采用無粘一邊界層方法

2、計(jì)算了一個(gè)乘波體的折衷外形所受的氣動(dòng)熱環(huán)境,在此基礎(chǔ)上對外形作氣動(dòng)熱防護(hù)分析.結(jié)果顯示,乘波體構(gòu)形進(jìn)行氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱折衷設(shè)計(jì)后,是可以滿足進(jìn)行長時(shí)間高超聲速飛行要求的.關(guān)鍵詞:高超聲速;氣動(dòng)熱;乘波體;熱防護(hù)中圖分類號:V211.3文獻(xiàn)標(biāo)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(jì)中遇到了升阻比屏障【1J,飛行器的升阻比被限制在一個(gè)較小的值以內(nèi).為此,人們提出了新的飛行器設(shè)計(jì)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(dòng)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(dòng)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(jì)中,氣動(dòng)加熱問題顯得更為突出,氣動(dòng)熱環(huán)境的預(yù)測與飛行器熱防護(hù)是設(shè)計(jì)中的重要環(huán)節(jié)之一.研究表明飛行器駐點(diǎn)熱流密度與駐點(diǎn)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(dòng)熱設(shè)計(jì)與防護(hù)提出了很高要求.但隨著防熱材料與技術(shù)的進(jìn)步,可以在氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)方面進(jìn)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(dòng)熱環(huán)境進(jìn)行有效控制.到目前為止,乘波體構(gòu)形已經(jīng)進(jìn)行過幾次很短時(shí)間的飛行試驗(yàn),因此在一定程度上實(shí)證了這種協(xié)調(diào)的可行性.當(dāng)然,乘波體通常要在30至50kin高空進(jìn)行長時(shí)間高超聲速巡航,幾次短時(shí)間的飛行試驗(yàn)還遠(yuǎn)不能說明氣動(dòng)力與氣動(dòng)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(jìn)行分析,并根據(jù)得到的熱環(huán)境,進(jìn)行熱防護(hù)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(fēng)面的大面積區(qū)域氣動(dòng)熱流密度遠(yuǎn)小于前緣,處在一個(gè)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(dòng)熱防護(hù)方案可以保證乘波體構(gòu)形滿足氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和長時(shí)間高超聲速飛行的熱防護(hù)需求.1乘波體構(gòu)形按照傳統(tǒng)的飛行器設(shè)計(jì)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(qiáng)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?yàn)橛?jì)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(hù)方案?35?當(dāng)不考慮氣動(dòng)熱時(shí),按照乘波體設(shè)計(jì)的思路,將產(chǎn)生一個(gè)前緣無限尖銳的外形.但從氣動(dòng)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(gè)鈍的前緣產(chǎn)生一個(gè)脫體激波,這是不符合乘波體氣動(dòng)力設(shè)計(jì)要求的.Maryland大學(xué)對兩個(gè)乘波體構(gòu)形進(jìn)行實(shí)驗(yàn),為了滿足制造限度,兩個(gè)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(dòng)熱近似計(jì)算方法在高超聲速飛行器的初始設(shè)計(jì)中,需要一種準(zhǔn)確而高效的氣動(dòng)熱計(jì)算方法.無粘一邊界層方法將高雷諾數(shù)流動(dòng)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(jìn)行壓縮性修正求得物面的氣動(dòng)熱.對于軸對稱體零攻角情況可以由Lees公式_4l5計(jì)算層流熱流,由Vaglio.Lausin公式計(jì)算湍流熱流,而對于有攻角流動(dòng)等三維流動(dòng)熱流密度可以由小橫向流動(dòng)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(jì)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(gè)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(jì)算高超聲速邊界層非駐點(diǎn)傳熱的一種普遍使用的半經(jīng)驗(yàn)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(jì)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(dòng)與湍流流動(dòng)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(dòng)速度,r=P為恢復(fù)因子,P為普朗特?cái)?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(biāo)系(s,JB,n)內(nèi),寫出三維邊界層方程,其中s沿?zé)o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(rèn)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(jià)軸對稱體表面的距離,而將方向的拉梅系數(shù)看作等價(jià)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(jì)算軸對稱體零攻角下的熱流密度的方法計(jì)算得到三維流動(dòng)的熱流密度.Hayes認(rèn)為,如果流線的曲率是小的,則邊界層橫向流是小的.VaglioLaufin認(rèn)為當(dāng)物面是高冷時(shí)(在很多實(shí)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(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)以及其它理論計(jì)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(dāng)精度的熱流密度j.具體計(jì)算表明,即使橫向質(zhì)量流與縱向質(zhì)量流之比達(dá)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(jì)算對橫向流大小不很敏感J.2.4軸對稱體駐點(diǎn)熱

11、流密度對于軸對稱駐點(diǎn),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(diǎn)焓,h為壁面焓,P,為普朗特?cái)?shù),P為物面密度,為物面粘性系數(shù),P為駐點(diǎn)密度,為駐點(diǎn)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(biāo)s表示對應(yīng)駐點(diǎn)處值.2.5三維駐點(diǎn)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(diǎn)熱流密度公式得到三維駐點(diǎn)熱流密度J.(,.=(i(3)其中:K為駐點(diǎn)處兩個(gè)主曲率半徑與的比值,在01間取值,而(g)為對應(yīng)駐

12、點(diǎn)處小的主曲率半徑的軸對稱流動(dòng)的駐點(diǎn)熱流密度.2.6軸對稱體非駐點(diǎn)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(diǎn)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(dòng)熱受這兩個(gè)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(dòng)速度小,有比較充足的反應(yīng)時(shí)問,在完全催化與非催化壁條件下氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)熱環(huán)境僅在駐點(diǎn)區(qū)域有很小的區(qū)

13、別0.”J.而湍流對于氣動(dòng)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(diǎn)后流動(dòng)氣體溫度較低,并且溫度低則氣體的粘性降低,因而對氣動(dòng)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(jìn)行熱防護(hù).碳一碳涂層是近于非催化效應(yīng)的J,可以降低駐點(diǎn)處局部熱流,而對耐熱金屬鉬,鎢和鉭進(jìn)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(dòng)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(xì)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(diǎn)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(xì)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(yán)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(fēng)面與背風(fēng)面流線分布,圖7動(dòng)轉(zhuǎn)捩對飛行器氣動(dòng)熱影

15、響很大,往往使氣動(dòng)熱成倍為乘波體壓強(qiáng)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(jī)維修保障費(fèi)用機(jī)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(bào),2002,13(2):3335.郭萬敏,趙磊.BP組合預(yù)測方法在維修保障費(fèi)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(jī)載電子設(shè)備費(fèi)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(fèi)用預(yù)測中的應(yīng)用J.海軍工程大學(xué)學(xué)

16、報(bào),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