陳思員, 陳 亮, 苗文博

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

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高超聲速再入飛行器頭部輻射加熱特性研究

陳思員, 陳 亮*, 苗文博

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074)

高超聲速再入飛行器的熱環(huán)境特性是熱防護(hù)設(shè)計的重要基礎(chǔ)。它主要包括輻射加熱和對流加熱，一般情況輻射加熱較小可以忽略，但部分再入飛行器在低空還具有極高的速度，輻射加熱不能忽略。本文針對高超聲速再入飛行器駐點的輻射加熱特性開展了研究，采用高溫空氣輻射加熱的四光譜帶模型，同時計算方法中考慮了非平衡輻射加熱及其“截斷效應(yīng)”。計算結(jié)果表明，在低空高速再入階段，輻射加熱比較明顯，熱防護(hù)設(shè)計需要考慮輻射加熱。輻射加熱主要由可見連續(xù)光譜輻射構(gòu)成，紅外線譜和紫外線譜的輻射加熱也比較明顯，紫外連續(xù)譜輻射以及非平衡輻射效應(yīng)均不明顯。輻射加熱沿球頭駐點至球頭外邊緣逐漸減小，影響輻射加熱的主要因素有頭部半徑、飛行高度和飛行速度。

高超聲速流動；再入返回器；輻射加熱；四光譜帶模型；可見連續(xù)譜

0 引 言

高超聲速再入飛行器面臨嚴(yán)酷的氣動加熱環(huán)境，主要包括對流加熱和輻射加熱。通常情況下輻射加熱可以忽略，但以第二宇宙速度返回、部分具有低空高速特征的再入飛行器的輻射加熱不能忽視，這兩類再入飛行器的輻射加熱對熱防護(hù)設(shè)計具有重要的影響。以探月及星際返回器為代表的各類地球大氣再入飛行器在再入過程中，輻射加熱和對流加熱的重要性隨著飛行速度的變化而變化，一般認(rèn)為當(dāng)飛行速度高于9 km/s時，頭部激波層氣體變成對飛行器加熱的強輻射體，輻射加熱隨著速度的增加才逐漸變得重要起來，輻射加熱的峰值時刻所對應(yīng)的高度一般在60 km附近[1-6]。以飛船、航天飛機、X-37B為代表的再入飛行器再入速度較低(低于9 km/s)，在高空經(jīng)過減速后在低空階段速度也較低，如航天飛機在50 km的高度速度降低至馬赫數(shù)10以下，這類飛行器的輻射加熱不明顯[7]。但是以戰(zhàn)略導(dǎo)彈為代表的高超聲速再入飛行器和以HTV-2為代表的新型臨近空間滑翔高超聲速飛行器低空再入過程中，雖然再入速度低于9 km/s，但由于再入過程中在低于30 km的低空稠密大氣層內(nèi)，在導(dǎo)彈頭部形成的高溫激波層成為對導(dǎo)彈頭部加熱的強輻射體，輻射加熱比較明顯，局部彈道點位置、輻射加熱達(dá)到對流加熱的20%左右，輻射加熱成為導(dǎo)彈頭部熱防護(hù)設(shè)計需要考慮的重要因素。

高超聲速飛行器輻射加熱的計算方法目前主要有工程計算方法和數(shù)值計算方法。國內(nèi)外的研究人員針對再入高超聲速飛行器的輻射特性開展了研究[8-9]。NASA開發(fā)了針對地球大氣再入的輻射加熱工程預(yù)測軟件QRAD[2]。國內(nèi)的董士奎[8]等開展了高超聲速再入體可見、紅外輻射特性數(shù)值模擬研究，通過數(shù)值求解化學(xué)非平衡流場和輻射傳輸方程，獲得了高超聲速再入體的輻射強度場。張志成[9]等開展了再入飛行器目標(biāo)特性研究，對典型再入飛行器的紅外輻射特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了高溫氣體輻射特性結(jié)果。

上述研究未針對低空階段(50 km以下)再入時高溫氣體對飛行器頭部的輻射加熱、不同光譜帶的加熱特性及影響因素進(jìn)行研究。本文則針對這些內(nèi)容開展了重點研究。研究所用的方法是基于多光譜帶模型的輻射加熱工程計算方法[1]，該方法綜合考慮了非絕熱效應(yīng)、三維效應(yīng)及非平衡效應(yīng)等各種影響。

1 計算方法及模型

計算模型為一維絕熱平衡空氣加熱計算模型，計算方法采用文獻(xiàn)[1]中的計算方法，該方法有效性在文獻(xiàn)[1]中進(jìn)行了驗證，考慮了非平衡輻射加熱及其“截斷效應(yīng)”[2]，考慮了三維效應(yīng)的影響。

針對某典型再入導(dǎo)彈的軸對稱球錐形飛行器開展了計算，飛行器頭錐外形如圖1所示，飛行器頭部的球頭半徑為0.137 m。再入彈道如圖2所示，給出了12個飛行狀態(tài)的彈道點。

圖1 再入體形狀Fig.1 Shape of reentry body

圖2 再入彈道示意圖Fig.2 Trajectory of hypersonic reentry vehicle

2 計算結(jié)果及分析

2.1 駐點熱流計算結(jié)果

采用工程計算方法針對第1節(jié)中的計算模型開展了駐點輻射加熱的計算。圖3為飛行器駐點輻射熱流的分布，計算數(shù)據(jù)采用輻射加熱工程計算方法獲得?？梢钥闯鲇嬎爿椛浼訜岱逯禐?8886 kW/m2，對應(yīng)的高度為14.0 km，速度為6.1 km/s，峰值熱流出現(xiàn)在30 km以下的稠密大氣再入階段。

圖3 駐點輻射熱流計算數(shù)據(jù)Fig.3 Radiation heating flux at stagnation point

圖4為飛行器駐點輻射加熱和對流加熱的對比，對流熱流采用文獻(xiàn)[10]中的計算方法計算獲得。整體上對流加熱明顯高于輻射加熱，但在局部彈道點，輻射加熱和對流加熱相比占有明顯的比例。

圖5為輻射加熱和對流加熱的比值。大部分時刻輻射加熱所占的比例較小，在進(jìn)入低空的稠密大氣層后，輻射加熱增強，局部時刻輻射加熱占對流加熱的30%左右。在彈道末端，隨著飛行速度的下降，輻射加熱重新減弱。

圖4 飛行器駐點輻射加熱和對流加熱的對比Fig.4 Comparison between stagnation-point radiation heating flux and convection heating

圖5 飛行器駐點輻射加熱和對流加熱的比值Fig.5 Ratio of stagnation-point radiation heating flux to convection heating

2.2 不同光譜帶的輻射加熱特性

在低空再入階段，不同光譜帶的輻射特性不同，以可見連續(xù)譜帶的輻射為主，其他光譜帶的輻射較小。這和文獻(xiàn)[1]中的高空再入階段輻射加熱特性有明顯的不同。

圖6為飛行器沿軌道的輻射加熱及不同光譜帶的輻射加熱。在高度為14.0 km、速度為6.1 km/s彈道時刻，可見連續(xù)譜輻射加熱為18142.4 kW/m2，紅外線譜輻射加熱約為437.3 kW/m2，紫外連續(xù)譜的輻射加熱約為45.9 kW/m2，其次為紫外線譜的輻射加熱為250.0 kW/m2，非平衡輻射為10.6 kW/m2。

2.3 球頭輻射加熱分布特性

針對球頭外形的飛行器端頭開展了0°攻角狀態(tài)下的輻射加熱分布特性研究。球冠半角取31°。圖7為輻射峰值熱流時刻(14 km，6.1 km/s)球頭表面各個位置的輻射加熱分布?？梢钥闯?，球頭駐點部位的輻射加熱最大，從球頭駐點部位到球頭邊緣，輻射加熱逐漸降低。

圖8為球頭駐點至球頭外邊緣的輻射加熱熱流與幾何駐點中心的輻射加熱熱流比值，橫坐標(biāo)為離開球頭幾何駐點中心的路徑距離與球頭至球頭邊緣路徑距離的比值?？梢钥闯?，沿物理駐點至大底拐角，輻射加熱逐漸降低，在球頭邊緣處，輻射加熱約為駐點輻射加熱的50%。

(a) 駐點總的輻射加熱、可見連續(xù)譜及紅外線譜

(b) 紫外連續(xù)、紫外線譜及非平衡輻射圖6 高超聲速再入飛行器輻射加熱計算結(jié)果Fig.6 Radiation heating flux of hypersonic reentry vehicle

圖7 基于牛頓壓力分布特性的球頭輻射加熱分布Fig.7 Radiation heating distribution based on newton methods

圖8 球頭輻射加熱分布特性曲線Fig.8 Radiation heating distribution along centerline

2.4 輻射加熱影響參數(shù)分析

2.4.1 頭部半徑對輻射加熱的影響規(guī)律

球頭外形的高超聲速飛行器頭部半徑對輻射加熱具有明顯的影響。圖9為在高度14 km、速度6.1 km/s的典型飛行狀態(tài)下，輻射熱流隨球頭半徑變化的影響規(guī)律。隨著球頭半徑的增加，輻射加熱逐漸增大。

2.4.2 飛行高度對輻射加熱的影響規(guī)律

高超聲速飛行器的飛行高度對輻射加熱具有明顯的影響。圖10為在球頭半徑0.137 m、速度6.1 km/s的典型飛行狀態(tài)下，輻射熱流隨飛行高度變化的影響規(guī)律。隨著飛行高度的降低，輻射加熱逐漸增大。高度超過30 km以后，輻射加熱明顯減弱。

2.4.3 飛行速度對輻射加熱的影響規(guī)律

高超聲速飛行器的速度對輻射加熱具有明顯的影響。圖11為在球頭半徑0.137 m、高度14 km的典型飛行狀態(tài)下，輻射熱流隨速度的影響規(guī)律。隨著飛行速度的增加，輻射加熱逐漸增大。

圖9 球頭駐點輻射加熱隨球頭半徑變化Fig.9 Radiation heating via radius

圖10 球頭駐點輻射加熱隨飛行高度變化Fig.10 Radiation heating via height

圖11 球頭駐點輻射加熱隨飛行速度變化Fig.11 Radiation heating via velocity

3 結(jié) 論

本文針對高超聲速飛行器的輻射加熱特性開展了計算研究，通過計算結(jié)果與飛行試驗數(shù)據(jù)對比，表明計算結(jié)果的可靠性較高?；诟邷仄胶饪諝獾乃墓庾V帶模型，并綜合考慮了三維效應(yīng)及非平衡效應(yīng)等各種影響，計算結(jié)果表明：

1) 所采用的計算方法可以準(zhǔn)確地預(yù)測高超聲速飛行器的輻射加熱。高超聲速飛行器在低空高速飛行階段，由于低空大氣密度較大，輻射加熱效應(yīng)比較明顯，局部時刻占到對流加熱的17%左右，熱防護(hù)設(shè)計時需要考慮。

2) 和探月返回器的輻射加熱不同，以戰(zhàn)略導(dǎo)彈為代表的高超聲速再入飛行器和各類臨近空間高超聲速飛行器的輻射加熱峰值點位置高度較低，一般在30 km以下，對應(yīng)的飛行速度也較低。

3) 從輻射加熱的光譜分布特性看，高超聲速飛行器主要由可見連續(xù)譜構(gòu)成，紅外線譜和紫外線譜的輻射加熱也比較明顯，紫外連續(xù)譜的輻射加熱較弱。由于輻射加熱主要發(fā)生在大氣層低空區(qū)域，非平衡輻射加熱也比較弱，可以忽略不計。

4) 高超聲速飛行器的輻射加熱隨著球頭半徑的增加而增大，隨著高度的增加而降低，隨著速度的增大而增大。

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Stagnation-point radiation heating characteristics of hypersonic reentry vehicle

CHEN Siyuan, CHENG Liang*, MIAO Wenbo

(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics,Beijing100074,China)

Aerodynamic heating characteristics of hypersonic reentry vehicle are the basis for the design of thermal protection, which include the convection heating and radiation heating.In general, the radiation heating is ignored except for some reentry vehicles with hypervelocity at low altitude.The stagnation-point radiation heating characteristics of hypersonic reentry were studied, the four band spectra model were used for high temperature air as that in QRAD software.Non-equilibrium effect and its truncation phenomenon were considered.Simulations were conducted for a typical hypersonic reentry vehicle, which has flight data of the radiation heating flux .The results indicate that the method developed in this paper can predict the stagnation-point radiation heating of hypersonic reentry vehicles.In low-altitude and hypersonic reentry area, the radiation heating becomes significant, and visible continuum spectrum radiation is the dominating component.The infrared lines spectrum and the ultraviolet lines spectrum radiation are also relatively distinguishable, while the ultraviolet continuum spectrum and non equilibrium spectrum radiation are insignificant.The radiation heating decreases along the stagnation centerline, and the radiation heating is mainly affected by the radius of the sphere, the flight height and the flight velocity.

hypersonic flow; reentry vehicle; radiation heating; four band spectra model; visible continuum spectrum

0258-1825(2017)03-0404-04

2015-05-13;

2015-12-02

陳思員(1984-)，男，工學(xué)碩士，高級工程師，主要從事氣動熱防護(hù)領(lǐng)域的工作.Email: siyuanbuaa@163.com

陳亮*(1987-)，男，工學(xué)博士，主要從事氣動熱防護(hù)領(lǐng)域的工作.Email: clbuaa@gmail.com

陳思員, 陳亮, 苗文博.高超聲速再入飛行器頭部輻射加熱特性研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(3): 404-407.

10.7638/kqdlxxb-2015.0053 CHEN S Y, CHENG L, MIAO W B.Stagnation-point radiation heating characteristics of hypersonic reentry vehicle[J].Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 404-407.

V412.4+4

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0053