（人机与环境工程专业论文）空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析.pdf

西北工业大学硕士学位论文 _ _ _ _ _ - - _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ - _ - _ _ _ i _ _ _ _ _ _ _ _ - _ - _ _ _ _ _ _ - _ a b s t r a c t w i t ht h er a p i dd e v e l o p m e n to fs p a c et e c h n o l o g y , t h er e e n t r ys p a c ev e h i c l eh a s b e c o m et h en e wg e n e r a t i o no ft h es h u t t l et r a n s p o r ts y s t e mb e t w e e ng r o u n da n ds p a c e ， t h i sk i n do fv e h i c l em a d eg r e a tv a l u ei nr e d u c i n gt h ec o s to fs p a c et r a n s p o r t f o r a d v a n c e dr e e n t r ys p a c ev e h i c l e ，p e o p l ea l w a y sp a ya t t e n t i o nt ot h e r m a lp r o t e c t i o n t h e a e r o d y n a m i ch e a t i n ga n a l y s i s ，t h e r m a ld i s t r i b u t i o na n dt h e r m a ls t r e s sd u r i n gr e e n t r y t i m ee a r lp r o v i d ei m p o r t a n tb a s i sf o rt h ed e s i g na n de v a l u a t i o no ft h e r m a lp r o t e c t i o n s y s t e m ( t p s ) t h ec a r b o nf i b e rr e i n f o r c e ds i l i c o nc a r b i d e ( c s i c ) b o d yf l a p ，w h i c hi st h ep r i m a r y h o ts t r u c t u r eo fr e e n t r ys p a c ev e h i c l e ，w a ss e l e c t e da st h er e s e a r c h i n go b j e c t f i r s t l y , t h et h e r m a le n v i r o n m e n to ft h eb o d yf l a pw a sa n a l y z e dd u r i n gt h er e e n t r yt i m e a c c o r d i n gt ot h er e e n t r yo r b i to fa m e r i c a na d v a n c e dr e - e n t r ys p a c ev e h i c l ex - 3 8 ，t h e h e a tf l u xo f t h eb o d yf l a pa r o u s e db ya e r o d y n a m i ch e a t i n gd u r i n gt h er e e n t r yt i m ew a s s i m u l a t e d o nt h eb a s i so f p r a n d t l st h e o r y , t h ew h o l ef l o wf i e l di sd i v i d e di n t oi n v i s c i d f l o wf i e l do u t s i d et h eb o u n d a r yl a y e ra n dv i s c o u sf i e l di n s i d ei t t h eh e a tf l u xo nt h e w i n d w a r do f b o d yf l a pc a r lb ec a l c u l a t e db yc o m b i n i n gt h en u m e r i c a ls i m u l a t i o no f t h e i n v i s e i df l o wf i e l da n de x p e r i e n t i a lp r e d i c t i o no f t h ev i s c o u sf i e l d ， t h e n ，t h et e m p e r a t u r ed i s t r i b u t i o na n dt h e r m a ls t r e s sa m u s e db ya e r o d y n a m i c h e a t i n gw e r ea n a l y z e du s i n gt h ef i n i t e e l e m e n tm e t h o d i nt h et h e r m a la n a l y s i s ，t h e f i n i t ee l e m e n tm o d e l w a se s t a b l i s h e d , w h i c hi n c o r p o r a t e dt h et h r e ew a y so f h e a t 订a n s f j r t h a ta r ec o n d u c t i o n , c o n v e c t i o na n dr a d i a t i o n c o m p a r i n gw i t ht h ef e am o d e lj u s t c o n s i d e r i n gc o u p l e dc o n d u c t i o n c o n v e c t i o nh e a tt r a n s f e r , i ti sf o u n dt h a tr a d i a t i o nh a s d o m i n a n ti n f l u e n c eo nt h et e m p e r a t u r ed i s t r i b u t i o n t h ei n f l u e n c eo ft h e r m a l c o n d u c t i v i t ya n ds p e c i f i ch e a to f t h em a t e r i a lo nt h er e s u l to f t h e r m a la n a l y s i sw a sa l s o d i s c u s s e d t h er e s u l to ft h e r m a ls t r e s sa n a l y s i si n d i c a t e st h a tt h et h e r m a ls t r e s si s c l o s e l yr e l e v a n tt ot h et e m p e r a t u r eg r a d i e n t b a s e do nt h er i g o r o u st h e o r i e s ，a ne n g i n e e r i n gm e t h o dw a sd e v e l o p e dt oc a l c u l a t e a n da n a l y z et h ea e r o d y n a m i ch e a t i n g ，t e m p e r a t u r ed i s t r i b u t i o na n dt h e r m a ls t r e s s t h e a c h i e v e m e n t sh a v ec e r t a i nv a l u eo fe n g i n e e r i n ga p p l i c a t i o ni nt h et p sd e s i g no f r e - e n t r ys p a c ev e h i c l e s 西北工业大学硕士学位论文 k e yw o r d s ：r e e n t r ys p a c ev e h i c l e ，a e r o d y n a m i ch e a t i n g ，t h e r m a la n a l y s i s ，t h e r m a l s t r e s s ，r a d i a t i o n ，c s i cc o m p o s i t em a t e r i a l i i i 西北工业大学硕士学位论文 1 1 研究背景 第一章绪论 2 0 世纪中期，冯- 布劳恩和钱学森提出了重复使用天地往返系统的概念。几十 年来各航天大国都投入了极大的人力和物力开展相关的研究工作，并取得了巨大 的成绩。近年来随着大规模开发空间和控制空间的竞争态势日益明显和加剧，世 界各国又掀起了一股新的可重复使用空天飞行器的研究热潮。 可重复使用空天飞行器是新一代天地往返运输系统的发展方向，对于降低空间 运输成本具有重要的意义，世界航天大国都启动了各自的研究计划。 美国在可重复使用空天飞行器研究方面开展得最早，投入也最大，代表着可重 复使用空天飞行器世界发展的最高水平。早在1 9 8 6 年美国就开始了空天飞机方案 和关键技术的研究( n a s p ) 。先后在可重复使用运载器上投资的有：x 3 3 先进技 术试验机、x 。3 4 小型可重复使用运载器、x 3 7 试验飞行器和改进型d c x a 火箭 等多个计划，其中以x 3 3 计划为核心。而目前最具代表性的是它的第三代可重复 使用天地往返运输系统x 3 8 ，如图1 - 1 。 日本的可重复使用运载器的发展规模仅次于美国。在技术上坚持“循序渐进” ( s t e pb ys t e p ) 的发展模式，目的是确保技术的延续性和利用已积累的经验，尽 可能地降低研制风险。日本宇宙事业开发团( n a s d a ) 目前对可重复使用运载器 的研究工作主要是集中与h o p e x 计划，其目的是利用重复使用转移轨道飞行器 往返国际空间站，如图1 2 。 图卜1 美国新型空天飞机图卜2 日本的h o p e 西北工业大学硕士学位论文 此外还有德国的s a n g e r 、英国的h o t o l 等。欧空局( e s a ) 也启动了欧洲未来 空间运输研究计划( f e s t i p ) ，研究和论证各种重复使用运载器方案及关键技术。 几十年来，我国在航天技术领域也取得了很大成就。2 0 0 3 年1 0 月1 5 日，神 舟五号载人飞船发射圆满成功，中国第一个航天员由此诞生，实现了中国人叩访 太空的多年梦想。2 0 0 5 年1 0 月1 2 日，中国再一次展示了强大的航天技术能力， 神州六号载人航天飞行圆满成功。神州六号是我国首次进行多人多天飞行，实现 真正意义上有人参与的空间的实验活动。神五、神六的成功标志了中国成为继美 国、俄罗斯之后的第三个能够发射载人飞船的国家。虽然已经取得了如此高的成 就，但是我国的神舟飞船系列还属于第一代天地运输系统，是不能重复使用的， 而空间站要求每年至少运输补给两次，在这种情况下只能采用飞船作为运输系统， 这样会大大增加运输费用。此外，由于神舟号飞船的运输能力较小，不能满足后 续大型空间站的补给要求，因此研制运输能力较大的运输系统是十分必要的。若 运输系统能做到重复使用，初步估计可以使运输每公斤有效载荷的费用降低一半， 因此需要研制重复使用的天地往返运输系统【1 】。在这方面，我国与国外先进水平相 比仍然存在很大的差距，并且与重复使用运载器相关的几乎所有的关键技术，包 括高超音速再入飞行气动力气动热、防热系统、可重复使用先进发动机、再入返 回控制技术等，对我国来说，开展的研究工作以及积累的经验也都比较少。但是 我国航天技术起点高，可以充分借鉴国外航天大国的成败经验，在新一代空天飞 行器的研究方面少走弯路。美国现有的航天飞机已经在防热结构和可重复使用以 降低成本方面已经暴露出许多的弱点和不足。因此，我国已开始研制新型完全可 重复使用的第三代空天飞行器。 空天飞行器是指能在外太空和大气层之间自由起落和飞行的一种飞行器，就 像普通飞机一样，返回后加上推进剂马上就能飞。目前的宇宙飞船和航天飞机都 没能完全满足这个要求。要发展空天飞行器，就要解决6 项关键技术：即兼具超 轻质量、高强韧、耐热和抗冲击性能的空天器结构技术，高超声速技术，高机动 飞行技术，长距离空天飞行技术，高隐形技术，精准打击及可靠性技术。 由于空天飞行器需要超高速巡航，其头锥温度可达2 7 6 0 、机翼前缘达 1 9 3 0 。c 、机身下也可达1 2 6 0 ，因此，有待解决的首要问题是防热结构的设计问 题，而对结构的热分析是进行防热结构设计的第一步，是进行热防护系统设计的 前期工作。 2 西北工业大学硕士学位论文 我国已开始启动空天飞行器关键技术的预研工作。为进一步加强空天飞行器 相关技术基础研究，国家自然科学基金委员会自2 0 0 1 年开始试点实施国家自然科 学基金重大研究计划，“空天飞行器的若干重大基础问题”是国家自然科学基金委员 会于2 0 0 2 年启动的第二批重大研究计划。“空天飞行器的若干重大基础问题”重大 研究计划围绕空天飞行器研究中的重要科学问题，通过多学科交叉研究，增强我 国航天航空飞行器研究的源头创新能力，为我国未来空天飞行器的发展奠定技术 创新的基础p j 。 1 2 可重复使用空天飞行器的热防护系统简介 往返于大气层内外，使空天飞行器遭受到大气层内外的所有外部环境，尤其是 在上升和再入过程中受到强烈的气动加热，因此必须采用热防护系统。热防护系 统的研制是先进重复使用空天飞行器研制的关键技术之一。航天飞机的轨道器的 防热系统重量约占轨道器干重的2 0 ，超过以往任何载人再入飞行器的比率( 水 星飞船1 1 2 ，双子星座飞船1 7 ，阿波罗登月舱1 1 4 ) 。先进的空天飞行器特别是 单级入轨空天飞机对结构重量要求非常苛刻。有效载重比的高低将直接决定它的 竞争力，因此实现热防护系统的优化设计是先进的天地往返运载器成败的关键。 以下对国外一些先进国家的空天飞行器的热防护系统方案的特点进行简要介绍。 日本h o p e 航天飞机热防护系统采用承力冷结构加外部防热隔热系统设计思 想，热走廊设计方法 4 4 , 4 5 , 4 6 】。在表面温度超过1 3 2 7 c 区域( 包括机头锥帽、机翼 前缘、翼尖尾翼) 及升降副翼、机身襟翼等采用增强碳碳( r c c ) 热结构，机头 锥接头处用耐热合金和钛合金组成( 机体结构外部覆盖防热系统) 。在1 1 0 0 1 3 0 0 区域，主要是机身襟翼、升降副翼与机身、机翼相接处采用先进碳碳面板 a c c 。在5 0 0 1 1 0 0 区域，主要是机身、机翼下表面采用镍基合金蜂窝结构。在 3 0 0 5 0 0 。c 区域，主要是机身、机翼上表面采用钛合金多壁防热结构。 英国h o t o l 热防护系统也采用承力冷结构加外部防热隔热系统设计思想，热 走廊设计方法 4 , 4 4 , 4 7 1 。再入载荷驻点温度15 2 7 。c ，机身下表面低于9 2 7 。c ，机身上 表面低于4 2 7 。c ( 进气道唇部1 7 2 3 、鼻锥1 4 7 7 、垂赢翼前缘1 4 2 3 ) 。在驻 点、机头上的舵面、机翼前缘、进气道唇部及进气道部件采用a c c 复合材料或 c s i c 热结构，前机身由金属波纹板构成的连锁面板组成，防热系统面板和贮箱壳 西北_ t 业大学硕士学位论文 体只有1 5 厘米的间隙，装有两层隔热层，闭孔泡沫塑料为低温隔热层，陶瓷纤维 套为高温隔热层。h o t o l 有较大的机翼，据报导其蒙皮大都在9 2 7 。c 以下，容许 采用金属防热系统。因此，h o t o l 大面积采用金属波纹夹层面板再辐射冷却，并 利用隔热层阻止热量向贮箱壳的传播。 美国“空天飞机曾预计采用水平起飞水平着陆单级入轨，大气层内高马赫数巡 航和机动飞行4 甜。高马赫数巡航使再入热环境恶劣，热载极大，机头区约1 8 0 0 c ， 翼前缘约1 4 6 0 ( 2 ，机身下表面约9 8 0 。c ，机身上表面约7 6 0 。c 。机体结构材料为陶 瓷基复合材料m m c 、铝化钛、速凝钛。采用热结构( 防热和结构一体化设计) 的 热防护系统设计思想，打破热走廊设计方法。 先后问世的航天空天飞机在热防护系统设计方面体现了技术的继承性，同时 各国航天空天飞机又有其显著的各自特点。综合对比分析说明，虽然在总体方案 选择上有一定的差异，但各国均采用了“热走廊”设计方法( 除美国未来“空天飞 机”) 。防热结构表面的耐受温度及内部结构的工作温度将再入轨迹限制在一个狭 窄的“热走廊”内。热走廊下边界为再入时间最短，气动加热率最高、最陡的再入轨 迹，热走廊上边界为再入时间最长、结构承受的总热载最大、最平缓的再入轨迹。 这种设计方法严格的限制了飞行器的再入轨迹，显然不能满足未来具有高机动性 能的高超音速运载器的要求。 在借鉴国外在工程应用及理论分析方面的丰富经验的基础上，根据我国在研究 的可重复使用航天飞行器的需求和国际上低成本先进航天器的迅速发展，研制新 型高性能低成本防热一结构一体化构件用于未来的可重复使用空天飞行器上。这 一防热一结构一体化设计的思想打破传统的“热走廊”设计，是未来可重复使用空天 飞行器热防护系统设计的主流。 1 3c s i c 复合材料在空天飞行器上的应用现状 本文防热结构一体化设计的对象所处的热环境相当恶劣，最高温度大概能达 到1 8 0 0 左右，故在选材方面与美国未来空天飞行器的防热材料一致，采用c s i c 陶瓷基复合材料( c m c ) 。 陶瓷基复合材料具有高抗磨性，在高温和有化学侵蚀的场合下能承受大的载 荷，因此已广泛的应用于空天飞行器的防热结构材料、推进器材料、耐磨材料、 4 西北工业大学硕士学位论文 耐烧蚀材料等各个方面，尤其是在热防护系统方面，陶瓷基复合材料的应用显得更 为合理和重要。 目前，虽然各国的航天空天飞机的防热系统采用不同的方案，但在温度最高 的区域，如机头锥帽、机翼前缘等均采用了c c 、s i c s i c 或c s i c 薄壳热结构 3 5 , 3 6 , 4 5 1 。前苏联暴风号航天飞机机头锥帽采用碳碳热结构的使用温度在1 6 0 0 。c 以 上，采用耐火涂层。英国h o t o l 空天飞机进气道唇部约1 7 2 3 c ，机头锥帽约 1 4 7 7 。c ，垂直前翼前缘约1 4 2 3 c 。在这些温度最高的部分选用碳碳或陶瓷复合材 料热结构 矧，两者相比较，英国宇航公司曾认为碳碳对空洞和氧化十分敏感，而 碳碳化硅使用寿命更长，更容易维修，h o t o l 机头锥帽最终选用碳碳化硅。日 本h o p e 在表面温度超过1 3 2 7 。c 区域( 包括机头锥帽、机翼前缘、翼尖尾翼) 及 升降副翼、机身襟翼等采用增强碳碳r c c 热结构。美国x 一3 3 在鼻锥帽、控制面 前缘等高温区域采用抗氧化c c 热结构，在升降副翼和固定整流罩使用了新型陶 瓷基复合材料c s i c 。德国s a n g e r 在最高温度区采用碳化硅，碳化硅热结构。 在美国航天宇航局的“探路者计划”( p a t h f i n d e rp r o g r a m ) 中，先进的 可重复使用运载器( r l ：v ) 验证机x 3 7 和x 一3 8 上许多关键部件都采用了陶瓷基 复合材料，其中x - 3 8 的雷达罩、机翼前缘、整个副翼以及x 3 7 的襟副翼和方向 升降舵均采用c s i c 复合材料制备。 图1 3 美国x - 3 8 中c s i c 材料的使用 德国宇航中心( d l r ) 正在承担的“未来空天运输系统技术- - t e t r a 研究， 与n a s a 合作，制造了x - 3 8 的全陶瓷基复合材料副翼和雷达罩，并发展了结构的 健康监测系统，对再入后结构部件的状态进行监测和评估。德国宇航中心同时承 担的“未来r l v 应用的先进系统和技术( a d v a n c e ds y s t e m s & t e c h n o l o g i e sf o r 西北工业大学硕士学位论文 f u t u r e r l v a p p l i c a t i o n ，a s t r a ) 研究计划中，在飞行器结构上也重点发展了陶瓷 基复合材料，并开展了结构维护、修理和监测方面的研究，提高未来r l v 的安全 性和可靠性。 可见，新一代空天飞行器的设计已将陶瓷基复合材料作为其重点考虑的设计 用结构材料，主要用于空天飞行器的关键热结构。 空天飞行器的关键热结构( p r i m a r yh o ts t r u c t u r e ) 在工作中不仅要承受复杂的 交变载荷作用，同时要承受高达3 0 0 0 0 c 的温度和复杂的热物理化学环境。如果没 有严密的的热防护系统，普通金属材料和树脂基复合材料根本不能在如此高温下 正常工作。因此，先进空天飞行器倾向于选用连续纤维增韧陶瓷基复合材料作为 推进器和机体结构部件。陶瓷基复合材料作为推进器和机体结构部件这样的热结 构材料，不仅具有优越的抗高温性能和力学性能，而且不需要额外的热防护体系， 因此能够节约结构重量，提高重复使用能力和性能。 连续碳纤维增韧碳化硅基( c s i c ) 复合材料在高温下具有很高的比强度、良 好的断裂韧性、疲劳性能及抗蠕变能力，在高温下服役不需要另外的热防护措施， 能够节约结构重量，提高重复使用能力和性能。因此c s i c 复合材料成为可重复 使用空天飞行器关键热结构的主要候选材料之一。 1 4 对空天飞行器关键热结构进行热分析的必要性 襟翼是可重复空天飞行器的关键承力结构，它在工作过程中不仅需要承受很 高的温度并传递很大的机械载荷，而且还需要转动来调节飞行器的姿态，因此选 择襟翼进行防热一结构一体化设计的研究具有代表性。采用c s i c 作为襟翼结构 材料，不仅能够满足其严酷的服役条件要求，而且能够大大幅度减重。襟翼重量 减轻可使机体重心前移，从而减轻鼻锥部件的弹道重量，从而减轻飞行器总重量， 并能优化机体的重心位置。 可重复使用航天器的襟翼结构在使用环境下的工作时间虽然比航空发动机短 得多，但是服役环境条件更为恶劣。例如在高速m 6 m 1 0 飞行条件下，襟翼一方 面会承受6 2 0 0 0 h z 范围的机械振动载荷作用，另一方面由于强烈的气动加热作 用还会使襟翼构件承受1 6 5 0 0 c 高温氧化性气氛的作用，与此同时还存在水蒸汽、 盐雾、悬浮粒子和冰雹等介质的作用。因此，构件在服役过程中不仅存在由温度 6 西北工业大学硕士学位论文 引起的热应力，而且存在热物理化学环境差异引起的氧化、腐蚀和冲刷等因素的 耦合作用。为了研究c s i c 组成、微结构与环境寿命之间的关系，并通过构件的 典型环境考核验证材料设计，必须对可重复使用空天飞行器的襟翼结构进行温度 场和热应力情况的研究分析，从而才能提出可重复使用航天器用c s i c 材料的性 能表征体系，确定c s i c 结构设计的许用值，为构件设计奠定基础。 再入飞行器热防护的基本目的是在严酷的热环境下，确保飞行器的安全，并 使飞行器内部保持在可允许的温度和压力范围内。热防护技术的发展，一方面取 决于对再入气动热环境的深刻认识和了解，另一方面取决于热防护材料技术、设 计制造技术的发展。本课题从第一个方面着手，通过对关键热结构的热环境进行 分析，从而为热防护系统的设计提供依据。 可重复使用空天飞行器的热防护系统设计是综合考虑气动外形强度，隔热要 求、热应力、安全系数和工艺要求等诸多因素反复试验、分析后质量优化的结果。 因此，当气动外形和轨道确定后，充分了解熟防护系统方案的表面热环境，是进 行热防护设计的第一步。所以开展关键结构的气动热环境、温度场分析和热应力 计算是必要的工作。 竺u 怖蕊竺掣! 竽 飞行轨道i- 1 边界热防护系统 热分析 主动冷却i 一 - - - - - - - - - - - - - - - i - - - - - - - - - - - - - 一 隔热蓖厚度 j l 一 热防护系统 总质量 图卜4 重复使用空天飞行器热防护系统设计理论分析刚2 l 1 5 本文工作及预期成果 本论文以可重复使用空天飞行器c s i c 全陶瓷基复合材料襟翼为研究对象，分 析襟翼结构在空天飞行器再入过程的气动热环境、温度场特征及热应力分布情况。 ( 1 ) 建立全c s i c 陶瓷基复合材料襟翼结构的几何模型和有限元模型。襟翼 7 西北工业大学硕士学位论文 结构原几何模型由三维绘图软件c a t i a 绘制。在实际的计算分析中对模型进行简 化，在p a t r a n 软件中建立简化的二维模型，并进行网格划分，完成有限元模型。 ( 2 ) 探讨空天飞行器再入过程的气动热环境。根据x 3 8 空天飞行器再入过程 的马赫数和飞行高度随时间变化规律，计算襟翼结构迎风壁面上产生的热流密度， 并分析热流随飞行轨道和再入时间的变化规律。 ( 3 ) 获得空天飞行器襟翼结构再入热环境的情况后，对c s i c 陶瓷基复合材 料襟翼结构的各个壁面及结构内部进行温度场计算和分析。探讨各种传热方式和 某些传热系数对于襟翼结构温度场的影响。 ( 4 ) 在温度场基础上，对襟翼结构进行热应力分析。将温度载荷转换成力载， 加载到襟翼结构有限元模型上，计算由温度场引起的应力变化。 西北工业大学硕士学位论文 第二章襟翼气动热分析 空天飞行器飞行过程中所经历的热环境是影响结构总体设计方案的关键。要确 定襟翼结构的温度分布和热应力载荷情况，就要从研究襟翼气动热环境着手。 2 1 气动加热的基本概念 “气动加热”是由于物体在大气层中因高速飞行产生的加热现象，它是高速 空气绕流物体所产生的主要物理现象。 再入空天飞行器一共要经历爬升、穿出大气层、自由飞行段( 真空段飞行) 、 再入段到落地这几个过程。在不同的飞行阶段，空天飞行器经历的气动热环境差 别是非常大的。 在主动段，虽然飞行器处于稠密的大气层中，但由于这时飞行器的速度较小， 因此气动加热量也比较小。随着飞行器在主动段的加速飞行，飞行器周围的大气 密度逐渐减小，因此气动加热现象并不严重。从总的趋势来看，飞行器经受的气 动加热随高度升高而趋于缓慢。 在自由飞行段，由于周围环境为真空，飞行器不再受气动加热，而是受到太 阳辐射的影响，飞行器表面的温升并不明显。因此，这一段不涉及气动加热问题。 只有再入段是再入空天飞行器气动加热最为严重的阶段。飞行器再入时具有 很高的初始动能，同时在地球引力场中，还具有所处再入高度上的位能，随高度 下降，位能的变化转化为动能。飞行器再入过程到达地面的过程中，总能量的变 化表现为对周围大气做功，其中一部分功转化为热能。例如在3 0 0 k i n 高度圆形轨 道飞行的飞行器动能约为3 1 0 4 k j k g 。如果其中一小部分转化成热能，若采用热 沉式防热，即使是吸热材料性能最好的材料铍，每千克也只能吸储2 3 4 1 0 3 l 的 热量，也不可能全部承受，可见再入气动加热问题的严重性【5 】。 空天飞行器上的襟翼结构在再入大气层时，伴随着高超声速的飞行，在襟翼 前方产生弓形激波，波后空气温度，高达上千度。另外，襟翼表面除了存在对流 加热之外，还受到高温空气的辐射加热，在襟翼前缘区域较为严重。不过在襟翼 前缘之后，随着气体温度和密度的下降，辐射加热也急剧下降，以致在襟翼后部 辐射加热与对流加热相比可以不计。因此，在本文的分析中，主要研究襟翼在再 9 西北工业大学硕士学位论文 入过程中的对流气动加热。 以弹道导弹弹头为例，对流加热热流密度的变化规律如下图所示。从图中可 以看出，导弹经历的最严重的气动加热发生在再入段，弹头的热流密度式是急剧 地增加，相应的弹头温度也急剧地升高同。本文研究的襟翼结构在再入段的受到的 气动加热的变化趋势与本例是很相似的。因此可以认为：再入段的热分析是总体 设计至关重要的问题，也是整个结构防热分析和设计的重点。 q 。 主动段真空段再入段 f 。 1r ，、 图2 - 1热流密度随时间的变化 2 2 气动加热研究手段 r ( s ) 气动加热计算，实质上是气动力、气动热力学和飞行轨道的耦合运算，它们 互相影响，这无疑增加了研究的复杂性和难度。 目前研究气动加热的方法主要有三种：理论计算、风洞试验和飞行试验。 飞行试验是综合验证最为先进的手段。国外很多国家已经投入了相当大的人 力物力进行研究。如美国对于x 系列的空天飞行器进行了多次的飞行实验8 1 f 9 】 取得 了很多宝贵的数据，为结构防热等设计提供了参考依据。从俄罗斯高超声速技术 飞行实验的介绍来看，俄罗斯已经达到了很高的测量水准【7 。我国航天部门的许多 研究所也经常进行飞行试验。但是飞行试验成本很高，飞行次数有限，试验数据 非常少；又因为实际中，测量仪器不可避免地存在误差，所以不能够获得完整而 准确的数据。 1 0 西北工业大学硕士学位论文 风洞试验是较为广泛的试验手段。美国在此已经有5 0 多年的历史( 自1 9 5 2 年) ， 但至今也没能妥善解决马赫数m a = 4 8 的高超声速区域内的技术问题，试图一步 登天，超前研制更高马赫数下的问题更是不可能【1 0 1 。我国起步较晚( 自七十年代) ， 在m a = 3 左右进行过实验n 1 。对于高超声速流动，在地面试验方面可能进行的是高 焓风洞试验或利用大功率激光器产生的高超声速高温气流放进风洞进行试验。但 是，因为技术条件有限，风洞实验还有部分尚未得到解决的问题。比如，风洞实验 中常遇到的壁面干扰问题；风洞实验无法考虑的气体物性问题；风洞实验中由于 测试设备的精度设备本身对流场的影响等等。而且，实验无法提供复杂流动现象 的流动细节，无法为深刻了解复杂流动的物理本质提供丰富精确的数据。可见， 风洞试验存在着很多的局限性。 因此，数值模拟作为与飞行试验，风洞试验对等的第三种科学研究方法就变 得相当重要了，并且已为绝大多数人所认同。中国空气动力学研究与发展中心 1 2 【”1 、中科院力学所、7 0 1 所、北京航空航天大学、国防科技大学等科研单位 及院校在相关方面做出了突出的工作。其中，中国空气动力学研究与发展中心、 中科院力学所主要是采用计算流体力学的方法，求解n a v i e r - s t o k e 方程来模拟高 超声速粘性绕流，从而确定高超声速飞行器的热环境。本文对于气动热的计算也 主要采用数值计算的方法，通过编写气动热算法的程序，求解襟翼外形的表面热 流，并与文献资料所给的参考数据进行比较，验证方法的正确性。 现在发展任何一个型号的飞行器一般都会首先进行数值模拟计算，再做地面 风洞试验，最后是飞行试验，接着修改设计。这种步骤往往是反复进行，最后才 能定型，整理出一份完整的模型技术文件。 2 3 气动热数值计算方法 目前国内外气动热数值计算方法总的来说可分为三类：( 1 ) 纯粹的数值方法， 直接求解n s 方程及其近似形式；( 2 ) 完全的工程方法；( 3 ) 边界层外的无粘数 值求解和边界层内的工程方法相结合来计算高超音速表面热流。 2 3 1 纯粹的数值计算方法 它是从严格的气体动力学方程出发，利用差分格式进行数值推进求解。 西北工业大学硕士学位论文 这种方法包括直接求解v s l 方程( 粘性激波层解) 、求解p n s 方程( 抛物线化 的n - s 方程) 、直接求解n s 方程几种。 对于粘性激波层方法，有v s l 3 d 程序”】。该程序采用的基本方程是在贴体坐 标系中写出的。由于粘性激波层方程在流向和横向都有抛物型的，因此允许在流 向和横向都可以推进求解。但在有攻角的情况，当横向出现分离时，推进就无法 进行下去了。实际的计算还表明，v s l 3 d 的解很大程度上依赖于输入的激波形状 和对物面的适当处理。 对于抛物化n s 方程，有h y t a c 程序和a f w a l p n s 程序。抛物化的n s 方程在流向是抛物型的，横向是椭圆型的。在流向可以推进求解，在横向要迭代 求解。 对于直接求解n s 方程典型的计算程序之一是n a s al a n g l e y 研究中心的 l a u r a ( l a n g l e ya e r o t h e r m o d y n a r n i cu p w i n dr e l a x a t i o na l g o 咖m ) 程序【1 8 】。该程序 己发展为一套软件，并且已被多个飞行试验和地面模拟试验所证实。美国就用该 软件对x 3 3 r l v 进行设计和计算。另外还有在n a s p 计划中发展起来的可用于多种 问题求解的g a s p 1 9 1 程序。以及针对典型问题发展的一些应用程序，女 i l a r c k 2 0 1 程序，f e l i s a - h y p 2 1 1 程序等等。 纯粹的数值计算方法因其计算精度要求高而需要很长的计算周期，对计算机 要求也很高。 2 3 2 完全的工程方法 对于外形简单一点的结构，采用工程方法进行数值计算具有一定的优势。因 其计算效率高，精度也能得到一定的保证，所以颇受工程上的欢迎。 这类程序现在一般有a e r o h e a t 2 2 1 程序、h a b p 2 3 1 程序、m i n w e r 2 卅程序、 l a t c h 2 5 】 2 6 1 方法、t h i n b l 2 7 1 方法等等。 2 3 3 边界层外无粘流场的数值求解和边界层内的工程方法相结合 这种方法是在近年计算流体力学巨大发展，无粘高超声速求解程序相对成熟 的基础上，运用无粘数值结果，将数值方法和工程方法相结合来求解气动热。 无粘c f d 方法远比直接求解n s 方程消耗的时间少，因此，可以用相同的计 1 2 西北工业大学硕士学位论文 算资源计算轨道上更多的点。工程边界层方法也能提供飞行器表面绝大部分表面 的准确的气动热预测。 这类方法的优点是：与单纯的数值解法相比，可节省大量的计算时间和内存， 成本也比较低。同时又能提供比较准确的气动热解。而比起单纯的工程算法，它 的适用范围更广，能应用于复杂的外形。因此这类方法往往用于复杂结构的预研 设计和参数研究阶段，此时需要进行很多外形的研究，提供很多流场参数值。如 果采用完全的数值解法，不仅计算周期很长，对计算机的要求也很高。而用这种 无粘和边界层相结合的方法就很合适。 但是，此方法不能用于很高的高度，低雷诺数状态。因为此时由于粘性相互 干扰，激波层不能被分为无粘区和边界层区。在这种状态下，需要将整个激波层 看作全部是粘性的，直接采用数值模拟的方法来求解气动热。 该方法典型的程序是三维轴对称边界层理论a a 3 d b l 2 8 】( a x i s y m m e t r i c a n a l o g u et h r e e - - d i m e n s i o n a lb o u n d a r yl a y e r ) 。它的前身是d e j a m e t t e ；f f i h a m i t o n 发 展的a e r o h e a t 方法，后来 扫n a s a l a n g e l y 研究中心将其发展成为一个应用程序。 该方法可同时预测沿弦向中心线的热流密度分布和沿轴线的热流密度分布。现在 已经广泛应用于航天飞机如x 一3 3 、x 3 8 等复杂外形三维结构飞行器的热流计算。 该方法中，层流和湍流热方程仍是采用1 9 8 1 年z o b y 等人方法中的公式。运用该程 序最困难的是确定无粘表面流线位置和尺度系数。一种比较简单的方法是用已知 的表面压力分布来确定。较早的时候用实验结果求得压力分布，显然它不可能达 到热流计算要求的详细程度。而且它只适用于简单外形，因为方法中用到压力的 二阶导数，这很难确定。一种更好的方法是通过无粘表面速度分量来确定，它只 用到速度的一阶导数。近年来广泛采用三维无粘流场的数值计算结果，采用了 h a l i s 程序来求解无粘流场 ”。这个程序是用时间相关法求解欧拉方程，在差分 计算中采用m a c c o r m a c k 格式，它适用于求解空天飞机和航天飞机的大攻角流场。 后来，又采用了广义贴体坐标系 3 “，从而进一步扩大了该程序的适用范围。使用 了这种坐标系，使得边界层计算可以和更广泛的无粘流场求解方法结合起来使用， 从而使得它可以求解几乎任何飞行器外形的热流分布。 另外，z o b y 等人在l a t c h 方法的基础上，提出迎风面中心线用零攻角的“等价 轴对称物体”来模拟【3 ”。从而提供了一种简捷的方法来估计空天飞机，航天飞机等 在对称面中心线上的热流分布。根据计算结果和风洞实验结果及数值计算结果的 西北工业大学硕士学位论文 比较，可以证实这种方法可适用于空天飞机，航天飞机在攻角2 5 至4 0 范围和广阔 的流动条件下的气动加热的预测。 2 4 襟翼结构气动热求解方法 本文研究对象是空天飞行器襟翼结构，其并不十分简单的外形决定了本文采 用数值方法与工程方法相结合来确定襟翼结构在再入飞行过程中的热环境。即： 基于普朗特的边界层理论，将整个流场分为边界层外的无粘流动和边界层内的粘 性流动。这样，气动热的求解就简化为两个问题的求解：( 1 ) ：高超声速无粘流场 的求解，主要是用于提供物面压力分布，物面流线形状的分布。( 2 ) ：边界层内粘 性主导区域的求解，本文选用用参考焓法来确定物体表面的气动加热。对物面压 力分布的求解本文采用经典的工程计算方法一一修正牛顿理论得到。然后代入热 流公式中，最终得到襟翼模型表面的热流分布。 2 5 修正牛顿理论确定襟翼表面压力分布 工程上现在很多都采用以牛顿理论为基础的计算方法来确定表面压力，本文 也采用该方法对牛顿理论进行修正进而确定襟翼表面压力分布。 牛顿理论的基本思想是：在未碰到物体以前，气体介质是由一些彼此没有相 互作用的、分布均匀的同一质点组成；当气体介质和物体碰撞后，气体沿物面的 切向速度分量保持不变，而沿物面法向动量全部损失。于是气流将施加力在物体 上。由此可见：气体对于物面的作用力，只和物面相对于气流的倾斜角有关，和 物面的其它部分无关。基本公式如下所示： 钳壶f 黑 南 半 _ 1 c p = q s i n 2 0 其中： m 。：来流马赫数 c ，：物体表面压力系数，q = 型蠹；孑 。 1 4 ( 2 一1 ) ( 2 2 ) 西北工业大学硕士学位论文 p ：物体表面静压 p 。：来流静压 曰：物体表面计算点的绝对倾角 y ：气体比热比，y = 1 4 牛顿理论虽然不是从高超音速中得出的，但是高超音速绕流却与牛顿理论的 假设非常相似。有下面两个方面可以解释。 其一：由于高超音速流中气体的内能与动能之比很小，流动气体分子无规则 热运动效应不明显，因此，可以象牛顿理论那样认为气流是一股没有相互作用的 质点流。 其二：在物体迎风面上，激波几乎贴近物面的，气流通过激波之后，切向动 量不改变，而法向的动量趋近于零，也正好和牛顿理论是一致的。所不同的只是 高超音速气流“碰撞”的是靠近物面的激波，而不是物面本身。 2 6 边界层内的传热 在第一章已经提过，在飞行器再入过程中，气动热的计算主要考虑一种传热 形式对流换热，其它换热形式在气动热计算中可以暂不考虑。 2 6 1 对流换热工程分析4 1 对流换热的核心是确定对流系数h 。由前面的讨论可知，要确定对流系数，就 要确定流体或者边界层流体的温度分布状态，由流体力学知，流体运动状态和温 度分布状态是互相影响的，因此，为了分析对流系数h ，需要联合连续方程、动量 方程、能量方程和对流系数h 的表达式共同求解。而由于方程组，特别是动量方程 ( n a v i e r - s t o k e 方程) 的复杂性和非线性特点，求解方程组解析解比较困难，直到 1 9 0 4 年普朗特( p r a n d t l ) 提出边界层的概念，使n a v i e r - s t o k e 方程得到了实质化的 简化，但工作量还是比较大。在工程实际中，为了避免方程组求解的复杂性，一 般用实验方法确定对流换热系数。把实验结果按照相似理论或者量纲分析方法整 理为方程式。 对于外掠平板的换热计算式为 ( 1 ) 层流换热 n u = 0 6 6 r e “5 r e 1 0 5( 2 3 ) 西北丁业大学硕士学位论文 ( 2 ) 湍流换热 n u = o 0 3 7 p r r e “8 1 0 5 r e 1 0 7 ( 2 4 ) 其中，p r ：v 口是无量纲常数，叫普朗特数；a = 2 p c 是热膨胀系数，影响流体 的温度分布；v = p 是动量扩散系数，影响流体的速度分布：是流体粘度系数。 自然对流换热计算式n u = c ( g r t p r ) ” ( 2 - 5 ) 式中：g r = 妒( l 一疋) ，3 v 2 ；卢是热膨胀系数。 对- 7 # b 掠平板层流时：c ：0 5 4 ，n = 0 2 5 ，( 西p r ) = 1 0 5 2 1 0 7 ； 湍流时：c = 0 1 4 ，”= o 3 3 ，( g r p r ) = 2 1 0 7 3 x1