桂業(yè)偉,劉 磊,魏 東

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,綿陽 621000)

0 引 言

當(dāng)前飛行器研究中,高超聲速飛行器研究因其技術(shù)的綜合性和前沿性,一直是十分受關(guān)注的領(lǐng)域。其中,臨近空間類飛行器由于其飛行環(huán)境和飛行特點(diǎn),使之具有獨(dú)特的應(yīng)用價(jià)值,成為當(dāng)前飛行器研究的一大熱點(diǎn)。此類飛行器需要有較好的升阻性能以維持在臨近空間的長時(shí)間飛行,其布局形式較常規(guī)再入高超聲速飛行器更為復(fù)雜[1-2]。同時(shí),為保證飛行器穩(wěn)定的氣動(dòng)性能以及較好的載荷特性,通常需要采用非燒蝕的輕質(zhì)材料和薄壁結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)飛行器的熱防護(hù)[3-5],而無法通過大冗余設(shè)計(jì)方法保證結(jié)構(gòu)安全。同時(shí),更高性能的新型材料受研制成本和生產(chǎn)周期的制約也很難快速投入應(yīng)用,這給飛行器的熱防護(hù)帶來很大挑戰(zhàn)。為了盡可能地以較低的代價(jià)充分發(fā)揮出材料和結(jié)構(gòu)的防熱作用,迫切需要對飛行器在飛行中所經(jīng)受的熱環(huán)境和結(jié)構(gòu)的響應(yīng)情況有比較細(xì)致的認(rèn)識和把握。為此,有關(guān)飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境與結(jié)構(gòu)響應(yīng)的耦合分析評估正得到越來越多的關(guān)注與重視,通過耦合分析得到更為準(zhǔn)確的氣動(dòng)加熱特性及其產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)響應(yīng),減少不同區(qū)域不同物理場之間由于解耦分析而帶來的冗余并縮短迭代分析周期。

自20世紀(jì)90年代的天地往返飛行器研究開始,耦合分析工作有了比較系統(tǒng)的研究[6-7]。受計(jì)算條件制約,當(dāng)時(shí)的耦合分析大部分是一定前提下的松耦合分析計(jì)算以及與解耦實(shí)驗(yàn)的對比。進(jìn)入21 世紀(jì)以來,特別是臨近空間飛行器研究的展開,氣動(dòng)力/熱與結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合分析計(jì)算,包括各種耦合方式的實(shí)際性工作有了諸多的進(jìn)展[8-12]。作者團(tuán)隊(duì)針對飛行器的耦合問題,在開展了大量關(guān)于不同物理量耦合的相互影響特征、耦合的數(shù)值計(jì)算方法、飛行器氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/軌道耦合分析等工作[13-18]的基礎(chǔ)上,提出了飛行器在耦合作用下的綜合熱效應(yīng)問題[19]。當(dāng)飛行器受到氣動(dòng)加熱后,結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的熱響應(yīng)會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)內(nèi)部應(yīng)力發(fā)生變化,進(jìn)而產(chǎn)生結(jié)構(gòu)變形。在持續(xù)加熱下,當(dāng)結(jié)構(gòu)累積變形所導(dǎo)致的影響不能忽略不計(jì)時(shí),將會帶來一系列綜合影響即綜合熱效應(yīng)。如:飛行器的扁平部分(如扁平前體、控制翼舵等)在受到較長時(shí)間的不對稱加熱時(shí),就會產(chǎn)生靜態(tài)變形。在一定情況下,這種變形會導(dǎo)致系統(tǒng)性的氣動(dòng)力偏差(不同于測量、計(jì)算中的隨機(jī)偏差),從而影響飛行器飛行姿態(tài)軌道、升阻特性,給飛控系統(tǒng)帶來額外的系統(tǒng)性負(fù)擔(dān)。對于飛行器防熱而言,累積變形可能對大面積區(qū)熱量和溫度的直接影響不大,但飛行姿態(tài)和軌道參數(shù)的變化,對局部區(qū)域如駐點(diǎn)附近的加熱特征產(chǎn)生影響。通常的飛行器多場耦合問題研究分析偏重于從空間的維度進(jìn)行,文獻(xiàn)[19]還進(jìn)一步分析了各物理量的時(shí)間和空間耦合特征,提出了在時(shí)間維度上的耦合特性,可以分為時(shí)間上的慢尺度耦合和快尺度耦合兩類現(xiàn)象。前述的結(jié)構(gòu)累積加熱變形就是時(shí)間慢尺度耦合,體現(xiàn)在瞬時(shí)的變化率并不顯著,但較長時(shí)間積累后的系統(tǒng)性影響有時(shí)則不能忽略,而且其影響也會帶有全局性的。此外,一些局部區(qū)域產(chǎn)生的強(qiáng)非定常耦合則是時(shí)間上的快尺度耦合,如:局部的動(dòng)熱氣彈問題,氣動(dòng)加熱使局部結(jié)構(gòu)溫度變化而使得結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)變化,進(jìn)而使得相應(yīng)局部區(qū)域的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱特性產(chǎn)生強(qiáng)非線性耦合變化。

當(dāng)前高超聲速飛行器前沿探索研究正向著“更快、更遠(yuǎn)”發(fā)展,小時(shí)級及以上的長航時(shí)飛行條件下的熱防護(hù)也就成為必須面對和關(guān)注的問題。相應(yīng)的飛行器在升阻特性上要求會更高,相關(guān)的氣動(dòng)布局外形將更為復(fù)雜且難以設(shè)計(jì)。長時(shí)間大加熱量的作用,對飛行器材料結(jié)構(gòu)熱防護(hù)也提出了更高的要求,受新型高性能材料研發(fā)成本和制造周期的制約,飛行器結(jié)構(gòu)優(yōu)化工作也受到更多的關(guān)注。相應(yīng)地,有關(guān)耦合現(xiàn)象研究和方法也會面臨著飛行器在長航時(shí)高速飛行條件下而帶來的新問題。本文針對這些問題,分析了高超聲速長航時(shí)飛行時(shí)的熱防護(hù)問題,指出了需要進(jìn)一步深入關(guān)注和研究的方向,為全面深化長航時(shí)高超聲速飛行器的全系統(tǒng)耦合研究提供參考。

1 關(guān)于長時(shí)間氣動(dòng)加熱問題

飛行器在高超聲速條件下長時(shí)間工作所導(dǎo)致的強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱,是一切熱現(xiàn)象的源頭,飛行器的熱安全技術(shù)也是要首先從氣動(dòng)熱問題出發(fā)。因此,在飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)和研究中,氣動(dòng)熱的準(zhǔn)確預(yù)測是一個(gè)十分重要的方面[20],本文作者團(tuán)隊(duì)也做了很多研究工作[21-23]。對于長航時(shí)飛行條件下,以下氣動(dòng)加熱方面的問題值得關(guān)注。

1.1 加熱量與溫度問題

雖然飛行器受到的氣動(dòng)加熱是熱防護(hù)問題的根源,但熱防護(hù)的關(guān)鍵目標(biāo)之一是控制飛行器的結(jié)構(gòu)溫度在安全的范圍內(nèi)。氣動(dòng)加熱本質(zhì)上是一個(gè)強(qiáng)迫對流換熱問題,與通常的傳熱學(xué)意義上的強(qiáng)迫對流不同的是,遠(yuǎn)場的低靜溫高速氣體繞流飛行器時(shí),經(jīng)過激波的壓縮滯止為高溫氣體對飛行器表面進(jìn)行加熱。由于臨近空間類飛行器布局外形復(fù)雜,因此物面附近的流場、溫度場十分復(fù)雜。而且在飛行過程中,受到加熱后表面溫度會迅速升高,難以用一般的傳熱學(xué)方法預(yù)測確定強(qiáng)迫對流加熱量。

當(dāng)飛行器在經(jīng)過一段時(shí)間飛行后,實(shí)際的氣動(dòng)加熱量由于對流傳熱的物理特性,會隨著表面溫度的升高而降低(熱壁熱流)。實(shí)際應(yīng)用中在巡航飛行條件下,由于結(jié)構(gòu)表面溫度受到來流總溫和表面熱輻射散熱對應(yīng)的輻射平衡溫度(即對流加熱量等于輻射散熱量的溫度點(diǎn))的約束,結(jié)構(gòu)表面溫度隨著加熱時(shí)間在經(jīng)過一段時(shí)間后,逐漸趨向于“定?！?實(shí)際上是隨時(shí)間變化較小),這時(shí)工程研究中通常更加關(guān)注在此條件下材料是否失效和結(jié)構(gòu)是否安全。而針對長航時(shí)飛行而言,即使達(dá)到接近上述的“結(jié)構(gòu)熱平衡”情況,表面溫度隨時(shí)間變化不大,但結(jié)構(gòu)內(nèi)部仍然存在溫度差異和不均勻性,也就是表面和結(jié)構(gòu)內(nèi)部仍然存在著熱量的傳遞。這種往結(jié)構(gòu)內(nèi)部的傳熱雖然可能數(shù)值上相對較小,但經(jīng)過小時(shí)以上的長時(shí)間積累,仍然有可能達(dá)到比較顯著的總熱量,不容忽視。而且,這種往內(nèi)部的熱量傳遞,雖然在駐點(diǎn)附近等大加熱量區(qū)域或一些特殊區(qū)域通常還會考慮更多的防熱措施(如各種主動(dòng)冷卻或熱疏導(dǎo)等),但其他的大面積區(qū)包括低加熱區(qū)也存在著熱量的傳入。這些熱量的長時(shí)間累積傳入,仍然可能會導(dǎo)致內(nèi)部溫升過高,對系統(tǒng)帶來額外的負(fù)擔(dān),甚至影響到飛行器的艙內(nèi)熱管理效能。因此,準(zhǔn)確獲得長時(shí)間加熱條件下結(jié)構(gòu)所受到的實(shí)際加熱總量和加熱過程情況是有意義和必要的。雖然目前的數(shù)值模擬計(jì)算已經(jīng)發(fā)展到可以通過氣動(dòng)熱與結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)耦合計(jì)算模擬不同狀態(tài)的熱壁熱流,但在飛行器研究中十分重要的一環(huán)——實(shí)驗(yàn)測量上,依然受到一些制約:通常是針對某個(gè)狀態(tài)的測量,如脈沖測量得到的是瞬態(tài)冷壁熱流;而一些實(shí)時(shí)瞬態(tài)熱流測量,由于熱流傳感器的原理和工藝,對飛行器表面實(shí)時(shí)瞬態(tài)熱壁熱流感知還存在一些需要改進(jìn)之處,特別是對于以非燒蝕防熱為主的臨近空間飛行器長時(shí)間飛行來說[24-25]。

從物理本質(zhì)看,氣動(dòng)加熱是一種能量的傳遞過程,難以被直接測量感知。目前的熱量測量都是從加熱的物理響應(yīng)(如溫度變化)來測算加熱量,因此要弄清長航時(shí)飛行帶來的加熱量累計(jì)特征,對表面和結(jié)構(gòu)溫度的把握就變得十分重要,而且弄清結(jié)構(gòu)的溫度變化特征對于結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)、飛行器的熱量管理設(shè)計(jì)等都有著重要意義。對表面和結(jié)構(gòu)溫度而言,目前的耦合計(jì)算一般都能給出沿飛行軌道的表面和結(jié)構(gòu)溫度變化歷程,而飛行實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)十分有限;風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方面,目前尚未看到長時(shí)間力/熱耦合條件下的測試報(bào)道,一些簡化條件下的測量,表面溫度由于高溫、強(qiáng)干擾而測量困難,結(jié)構(gòu)內(nèi)部則由于傳感器的導(dǎo)入會對結(jié)構(gòu)完整性帶來影響而難以測試。因此從研究的重點(diǎn)來看,長航時(shí)表面溫度等測量,需要通過從繁雜的干擾條件下提取到溫度等物理特征(圖1中以不同亮度定性表示表面溫度情況)[26];結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度測量,致力于采取無損的內(nèi)部溫度測量(如超聲測量,圖2)[27]研究是很有必要的。

圖1 不同時(shí)刻試件表面高溫性能演化表面溫度測量結(jié)果Fig.1 Results of surface temperature measurement

圖2 某時(shí)刻結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度空間分布測量Fig.2 Results of spatial temperature distribution measurement

1.2 關(guān)于大面積區(qū)氣動(dòng)加熱的輻射模擬實(shí)驗(yàn)

如上節(jié)所述,在長航時(shí)飛行條件下熱量累積的影響不容忽視,因此在熱防護(hù)研究中需要弄清長時(shí)間氣動(dòng)加熱作用下結(jié)構(gòu)的溫度等參數(shù)的變化規(guī)律和機(jī)理,而在風(fēng)洞中進(jìn)行模擬氣動(dòng)加熱(熱壁熱流)過程的結(jié)構(gòu)響應(yīng)測量難度大、代價(jià)高。因此在實(shí)驗(yàn)室研究,找到一種能替代氣動(dòng)加熱的方式對結(jié)構(gòu)進(jìn)行加熱,從而研究其熱響應(yīng)規(guī)律就十分必要。目前,采用紅外輻射(如輻射燈陣)加熱的方式進(jìn)行結(jié)構(gòu)防熱性能考核是一種較為常見的方式[28-29]。這種方式,雖然紅外輻射源(如石英燈)的輻射能量可以得到比較精細(xì)的控制,但被加熱體上的熱流分布特征則不容易控制,因此這類方法主要用于結(jié)構(gòu)的某些性能考核,對于相關(guān)機(jī)理規(guī)律的實(shí)驗(yàn)研究還有許多難點(diǎn)。

本文研究團(tuán)隊(duì)在對表面熱輻射、氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合、傳熱反問題進(jìn)行研究的基礎(chǔ)上,初步開展了輻射加熱模擬氣動(dòng)熱效應(yīng)的實(shí)驗(yàn)研究[30-31]。其核心思路在于通過確定每個(gè)輻射源單元到達(dá)被加熱體表面上的熱量特性,通過反問題計(jì)算分析,來控制每個(gè)輻射源的輻射強(qiáng)度,實(shí)現(xiàn)被加熱面上預(yù)定的加熱量分布(圖3)。目前的工作初步按以下三個(gè)層面進(jìn)行:

圖3 氣動(dòng)加熱(左)和石英燈陣加熱(右)對比云圖Fig.3 Comparison nephogram of aerodynamic heating and quartz lamp array heating

a.被加熱表面的輻射到達(dá)熱流可控。即諸輻射源的輻射能達(dá)到被加熱面后,疊加得到總的到達(dá)熱流為預(yù)定的分布,這是最初步的工作。

b.表面凈輻射熱流可控。即到達(dá)熱流扣除表面反射后,表面的凈輻射熱流為預(yù)定的分布。這與瞬態(tài)的表面溫度特性有關(guān),需要耦合表面溫度進(jìn)行反問題來確定輻射熱源的強(qiáng)度。

c.模擬氣動(dòng)加熱。飛行器沿軌道飛行,結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)加熱作用下溫度升高,而氣動(dòng)加熱則會由于表面溫度的升高而減少,這是一個(gè)隨著時(shí)間變化的對流加熱——溫升耦合過程。其能量平衡關(guān)系是:

其中,Q 為結(jié)構(gòu)受到的加熱,Qhw為真實(shí)壁溫下的氣動(dòng)加熱量,Qrad為表面向外輻射熱,Qnetrad為紅外凈輻射熱流,Qreachrad為紅外輻射到達(dá)熱流,Qreflect為表面反射熱流。

因此,在進(jìn)行輻射模擬氣動(dòng)加熱過程中,要模擬體現(xiàn)出結(jié)構(gòu)在給定條件的氣動(dòng)加熱作用下的溫度變化歷程,就要通過輻射源/凈加熱量/結(jié)構(gòu)溫度變化的耦合反問題計(jì)算,實(shí)現(xiàn)對輻射熱源強(qiáng)度的隨時(shí)間變化的調(diào)控,使輻射凈加熱量的變化歷程與飛行器沿軌道的氣動(dòng)熱(熱壁熱流)變化一致,實(shí)現(xiàn)對氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合現(xiàn)象的實(shí)驗(yàn)研究。

2 關(guān)于長時(shí)間加熱下綜合熱效應(yīng)

長航時(shí)飛行條件下,結(jié)構(gòu)可能的受熱變形帶來的耦合現(xiàn)象會更加明顯,而且結(jié)構(gòu)受到的加熱量累積甚至可能影響到結(jié)構(gòu)內(nèi)部包括艙內(nèi)的傳熱特性,因此在長航時(shí)飛行器研究中應(yīng)該關(guān)注到這一特征。

2.1 長時(shí)間加熱導(dǎo)致的耦合現(xiàn)象

文獻(xiàn)[19]給出了飛行器力/熱耦合綜合熱效應(yīng)現(xiàn)象的物理關(guān)系圖(圖4),和對應(yīng)各物理因素的影響鏈路圖(圖5)。值得注意的是,圖4是按物理現(xiàn)象劃分的,氣動(dòng)力與氣動(dòng)熱是同一物理現(xiàn)象(體現(xiàn)了高超聲速外流場與表面相互作用);而圖5是按物理因素的影響鏈路表述的,因此同一物理現(xiàn)象下的氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱,按影響鏈路是屬于不同的物理因素。這一不同層面的區(qū)分對于耦合問題的數(shù)值計(jì)算模擬研究是有意義的:早期的耦合計(jì)算由于受到計(jì)算方法和計(jì)算機(jī)能力的限制,對氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱是按物理因素分別進(jìn)行分析和計(jì)算的[32];而數(shù)值模擬技術(shù)發(fā)展到今天,耦合分析計(jì)算中氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱可以通過耦合方程數(shù)值解直接得到。因此當(dāng)前進(jìn)行流場、結(jié)構(gòu)等耦合分析計(jì)算時(shí),在計(jì)算流程、耦合計(jì)算策略確定時(shí),要注意到耦合物理現(xiàn)象與耦合影響因素這一實(shí)質(zhì)上的區(qū)別。

圖4 綜合熱效應(yīng)現(xiàn)象的物理關(guān)系圖Fig.4 Relationship diagram of hypersonic vehicle coupling phenomenon

圖5 各物理因素的影響鏈路圖Fig.5 Physical link diagram of hypersonic vehicle coupling phenomenon

在長航時(shí)巡航飛行時(shí),當(dāng)飛行參數(shù)長時(shí)間不變時(shí),飛行器結(jié)構(gòu)溫度逐漸趨向穩(wěn)定,因而飛行器相關(guān)部位的熱變形也趨向于不變,此時(shí)由于結(jié)構(gòu)變形的其他綜合影響也趨于穩(wěn)定,相應(yīng)地圖5所示各因素相對于耦合熱變形的效應(yīng)也均趨向于穩(wěn)定。飛行器的熱變形會給氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、飛行軌道等帶來系統(tǒng)性的影響[18],而長時(shí)間加熱下帶來的變形量和相應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)的變化將更加明顯,相應(yīng)地對飛行軌道產(chǎn)生影響,以及進(jìn)而對飛行控制帶來額外的負(fù)擔(dān)。值得注意的是,在維持長時(shí)間的巡航飛行時(shí),由于外形變化及其對氣動(dòng)力/熱/軌道控制的耦合影響也趨向于一個(gè)定值,這就使我們可以針對這一影響,通過調(diào)整飛行器設(shè)計(jì)狀態(tài),來減少、消除這一額外的控制或動(dòng)力負(fù)擔(dān),甚至主動(dòng)利用這一變形特征及其綜合效應(yīng)來改變飛行器性能。這也是長航時(shí)飛行器研究中,需要進(jìn)一步發(fā)展完善針對力/熱/結(jié)構(gòu)/軌道與控制耦合問題的預(yù)測方法,來分析研究基于結(jié)構(gòu)變形帶來的綜合熱效應(yīng)。

以上問題主要是針對整個(gè)系統(tǒng)的靜態(tài)問題討論的,在一些局部區(qū)域(如某些控制舵、薄壁結(jié)構(gòu)等)上,還可能存在著動(dòng)態(tài)熱氣動(dòng)彈性問題[33-34],溫度的升高可能由于材料性能的變化而產(chǎn)生不利的動(dòng)態(tài)特性變化,影響結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)安全。文獻(xiàn)[35]對高超聲速飛行器氣動(dòng)彈性的近期進(jìn)展進(jìn)行了全面的綜述,并對下一步需要重點(diǎn)關(guān)注的方面進(jìn)行了展望。對于長航時(shí)飛行器來說,當(dāng)局部結(jié)構(gòu)長時(shí)間處在一個(gè)不利的動(dòng)態(tài)特性下,其安全問題將更加突出。因此無論是要規(guī)避動(dòng)態(tài)熱氣動(dòng)彈性的不利影響,還是在結(jié)構(gòu)上采取措施來改善不利狀態(tài),都需要能比較細(xì)致地把握局部熱結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性和規(guī)律。這涉及到三方面因素的耦合作用:結(jié)構(gòu)所處的非定常氣動(dòng)力環(huán)境,對應(yīng)的熱環(huán)境與結(jié)構(gòu)變化特征、結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)性能隨溫度的變化以及動(dòng)力學(xué)特性的變化。隨著計(jì)算機(jī)計(jì)算能力的飛速提升,相應(yīng)的流場氣動(dòng)力/熱(包括縫隙等復(fù)雜形狀)計(jì)算、氣動(dòng)力/熱與結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合算法的發(fā)展,進(jìn)行實(shí)時(shí)耦合的計(jì)算分析成為可以研究探索的一個(gè)方面。其中,非定常計(jì)算中考慮慢時(shí)間尺度飛行器整體環(huán)境下的局部時(shí)間快尺度非定常氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱計(jì)算(包括與控制面相關(guān)的局部縫隙、凸起等復(fù)雜幾何特征)、結(jié)構(gòu)的熱響應(yīng)及其對結(jié)構(gòu)材料力學(xué)性能的影響計(jì)算、以及在快時(shí)間尺度非定常氣動(dòng)力作用下結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)計(jì)算等都是需要攻關(guān)突破的方面。此外,一些相關(guān)的問題,也將使動(dòng)熱氣彈的實(shí)時(shí)耦合計(jì)算更加復(fù)雜,如局部區(qū)域非定常特征下的轉(zhuǎn)捩與湍流計(jì)算等。

2.2 關(guān)于長航時(shí)條件下的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題

臨近空間飛行器受到持續(xù)加熱所導(dǎo)致的綜合熱效應(yīng),也將對飛行器的優(yōu)化設(shè)計(jì)問題產(chǎn)生影響。如在氣動(dòng)布局研究方面,從先前的關(guān)于再入飛行器氣動(dòng)力特性布局設(shè)計(jì)[36-37],發(fā)展到氣動(dòng)力/熱耦合多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)[38-39]。而對于長航時(shí)飛行器,在一些情況下,長時(shí)間加熱使得飛行器某些部位產(chǎn)生的變形變得比較明顯,這一局部變形事實(shí)上也就相當(dāng)于在一定程度上改變了飛行器在實(shí)際飛行中的布局狀況,從而使飛行器的氣動(dòng)力/熱性能偏離原來優(yōu)化設(shè)計(jì)的狀態(tài)。對此,長航時(shí)飛行器布局的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究,需要結(jié)合既定的飛行軌道,考慮到飛行器在長時(shí)間加熱后產(chǎn)生局部變形的情況。相應(yīng)地在優(yōu)化設(shè)計(jì)計(jì)算中,由于飛行器的局部變形是與飛行軌道和相應(yīng)的氣動(dòng)力/熱特性耦合在一起的,因此在各類參數(shù)的優(yōu)化過程中,以及相應(yīng)氣動(dòng)布局外形的確定過程中,都與時(shí)間維度相關(guān)。這就要求在具體的優(yōu)化計(jì)算方法上,需要在考慮布局外形和相應(yīng)的氣動(dòng)力/熱參數(shù)隨時(shí)間有變化的條件下,進(jìn)一步研究和發(fā)展確定初始優(yōu)化布局參數(shù)的方法。

長時(shí)間加熱后引起的局部變形,不僅可能對飛行器整體的氣動(dòng)力/熱/飛行性能產(chǎn)生影響,對于一些局部位置,如帶動(dòng)力飛行器的進(jìn)氣口壓縮面、唇口的變形,會在一定程度上改變其進(jìn)氣道特性[40]。因此在有關(guān)吸氣式動(dòng)力的進(jìn)氣道優(yōu)化中,也要考慮到相關(guān)變形的影響。特別是在長航時(shí)帶動(dòng)力飛行中,要注意隨著時(shí)間相關(guān)變形逐漸累積過程的影響。

在飛行軌道和氣動(dòng)布局確定后,可以開展相應(yīng)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析[41],并進(jìn)行結(jié)構(gòu)輕量化研究。此外,目前飛行器的耦合計(jì)算已經(jīng)向氣動(dòng)力熱/結(jié)構(gòu)/軌道控制耦合的層面發(fā)展[17-19],這也為飛行器的相關(guān)分系統(tǒng)進(jìn)行聯(lián)合優(yōu)化打下了基礎(chǔ)。聯(lián)合優(yōu)化具體可以包括以下兩個(gè)層面:一是布局和結(jié)構(gòu)的聯(lián)合優(yōu)化,同步實(shí)現(xiàn)飛行器的氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱綜合布局優(yōu)化、結(jié)構(gòu)防熱性能與減重優(yōu)化的聯(lián)合;二是探索布局、結(jié)構(gòu)、軌道與控制的聯(lián)合優(yōu)化,嘗試實(shí)現(xiàn)按照飛行器指標(biāo),達(dá)到航程、載荷、落點(diǎn)的優(yōu)化。相應(yīng)地在長航時(shí)巡航飛行條件下,可以類似于本節(jié)關(guān)于考慮氣動(dòng)參數(shù)隨時(shí)間變化影響的布局優(yōu)化思路,按照圖4的耦合物理關(guān)系和圖5的影響鏈路,考慮到相關(guān)部位變形量在飛行過程中的變化,在優(yōu)化中計(jì)及變形對氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、軌道與控制等方面性能的影響,來進(jìn)行聯(lián)合優(yōu)化。這一優(yōu)化過程十分復(fù)雜,且需要的數(shù)學(xué)工具也尚不具備。因此在第一步的探索中,可以考慮到在長時(shí)間巡航飛行中,變形量趨向于穩(wěn)定的特點(diǎn),嘗試進(jìn)行簡化,按預(yù)設(shè)狀態(tài)給定的變形量進(jìn)行優(yōu)化分析。

2.3 長航時(shí)飛行器熱管理問題

近年來在飛行器研制中,飛行器的熱管理問題[4,42-45]受到了越來越多的重視和關(guān)注,而對于長航時(shí)飛行器而言,熱量的累積效應(yīng)更加嚴(yán)重,使得飛行器的熱管理研究更加需要注重精細(xì)化,在保證飛行器熱安全的前提下盡可能減少不必要的安全冗余(降低載荷和有效空間負(fù)擔(dān)),這就對熱量管理問題提出了新的更高需求。

在艙內(nèi),各類儀器工作時(shí)散發(fā)的熱流密度各不相同,經(jīng)歷長時(shí)間工作發(fā)熱后,對艙內(nèi)環(huán)境的影響是一個(gè)比較復(fù)雜的過程。為了比較細(xì)致地把握整個(gè)熱量特征,目前在預(yù)測分析上正在向全系統(tǒng)的數(shù)值計(jì)算發(fā)展。計(jì)算的對象不僅是艙內(nèi)的熱環(huán)境,也包括發(fā)熱部件本身。其中很多問題涉及到多尺度現(xiàn)象,需要開展相關(guān)的多尺度分析。按照艙內(nèi)熱管理物理問題的特點(diǎn),多尺度分析也包括以下兩個(gè)層面:一是幾何的多尺度,艙內(nèi)不同位置、不同部件組成在幾何上有著不同的尺度,同時(shí)相關(guān)的部件和元器件內(nèi)部也存在著不同的尺度;二是與幾何的多尺度對應(yīng)的是物理量的多尺度,如熱流密度,不同的器件的熱流密度可能有著數(shù)量級的區(qū)別,有時(shí)低熱流密度的器件其面積和發(fā)熱時(shí)間是大尺度,其熱量與高熱流密度但面積或發(fā)熱時(shí)間是小尺度的情況相比較不能忽略。此外,一些微小高熱流密度器件,雖然總發(fā)熱量不大,但局部點(diǎn)的高溫度特點(diǎn),也需要進(jìn)行深入的研究。開展多尺度分析研究,相關(guān)的算法(包括艙內(nèi)流場環(huán)境、固體材料導(dǎo)熱、相關(guān)溫控材料的傳熱等),以及實(shí)驗(yàn)測量方法與實(shí)驗(yàn)觀測研究驗(yàn)證,都還有很多工作有待于深入進(jìn)行。

長航時(shí)飛行熱量管理的另一個(gè)熱源因素,是飛行器外邊界的氣動(dòng)加熱。長時(shí)間加熱的累積,使得熱量的“穿透”作用較明顯。無論是前緣駐點(diǎn)附近的大熱流區(qū),還是相對熱流較小的大面積區(qū),其熱量(取決于熱流密度與加熱面積)的長時(shí)間累積都可能會產(chǎn)生可觀效應(yīng)。此外在防熱方式上,無論是被動(dòng)的防隔熱,還是主動(dòng)的疏導(dǎo)、儲熱還是吸熱外排,都會面臨所累積熱量的去向問題。這些熱量有可能突破防隔熱層,對艙內(nèi)的熱量管理帶來影響;或者以某些材料的相變及其它方式把熱量儲存起來而不產(chǎn)生不利影響,或通過某些介質(zhì)的排放將熱量從飛行器帶走,這些都會對飛行器帶來結(jié)構(gòu)或重量的負(fù)擔(dān)。所以,對于長航時(shí)飛行器,需要關(guān)注各種熱量及其傳熱現(xiàn)象的細(xì)致預(yù)測,并通過相應(yīng)的優(yōu)化處理,把不利因素盡量減少,得到更好的綜合熱管理效果。

3 關(guān)于氣動(dòng)力/熱與結(jié)構(gòu)變形耦合實(shí)驗(yàn)研究

飛行器的設(shè)計(jì)研究中,雖然數(shù)值計(jì)算模擬正起著越來越多的作用,但相關(guān)的實(shí)驗(yàn)研究,特別是風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),仍然是飛行器研究中的重要環(huán)節(jié)。目前的飛行器熱防護(hù)研究中,針對一些專門問題開展測量研究[26,28,29,46-49],如材料、結(jié)構(gòu)的加熱考核、防熱層表面的演化特征實(shí)驗(yàn)等,已經(jīng)有了長足的進(jìn)步。但對氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)的耦合實(shí)驗(yàn),需要在風(fēng)洞中能同時(shí)模擬飛行器受到的力/熱環(huán)境、同步進(jìn)行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力/熱、結(jié)構(gòu)溫度和應(yīng)力、以及結(jié)構(gòu)變形的測量,受風(fēng)洞模擬能力范圍、各種測量干擾、實(shí)驗(yàn)的安全性、多物理場同步測量系統(tǒng)的集成等方面的制約,目前尚未見到完整的報(bào)道。王振峰等基于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的Φ600 mm 高超聲速高溫風(fēng)洞(圖6)開展了相關(guān)氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)耦合實(shí)驗(yàn)[50],對相關(guān)實(shí)驗(yàn)安全性、干擾下的光學(xué)測量、力/熱和結(jié)構(gòu)響應(yīng)測量集成化等問題進(jìn)行了研究,并在實(shí)驗(yàn)前結(jié)合耦合問題數(shù)值計(jì)算進(jìn)行模型的設(shè)計(jì)分析[51-52],實(shí)現(xiàn)了加熱時(shí)間為十秒級的氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)及變形耦合實(shí)驗(yàn)(圖7和圖8)。從圖7可以看到明顯的試件受熱變形,目前正在探索開展加熱時(shí)間達(dá)分鐘級的耦合實(shí)驗(yàn)測量研究。

圖6 氣動(dòng)中心高超聲速高溫風(fēng)洞構(gòu)成圖Fig.6 Scheme ofΦ600 mm high temperature hypersonic wind tunnel in CARDC

圖7 實(shí)驗(yàn)結(jié)果變形照片圖Fig.7 Foreground illumination photo of leading edge(Front view of the model)

目前,對于長航時(shí)條件的耦合實(shí)驗(yàn)(加熱時(shí)間達(dá)千秒級或以上),由于實(shí)驗(yàn)條件、相關(guān)技術(shù)等的限制,還有許多方面問題有待深入研究解決。首先是風(fēng)洞環(huán)境,需要能提供長時(shí)間運(yùn)行的高溫高超聲速風(fēng)洞平臺,這是十分復(fù)雜的工作。此外,長時(shí)間加熱條件給瞬時(shí)加熱量、氣動(dòng)力分布、溫度特性測量從原理到技術(shù)帶來了的一系列新難題,如光學(xué)和輻射測量涉及風(fēng)洞環(huán)境復(fù)雜干擾,熱量測量涉及長時(shí)間加熱后被測點(diǎn)的高溫限制、熱流瞬態(tài)變化的響應(yīng)等,以及模型長時(shí)間受熱后表面特征測量、模型結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度/應(yīng)力變化情況測量等問題。因此在研究中,首先要突破數(shù)分鐘時(shí)間下的耦合實(shí)驗(yàn),并發(fā)展新的熱量、溫度、應(yīng)力應(yīng)變測量技術(shù),逐步實(shí)現(xiàn)長時(shí)間耦合實(shí)驗(yàn)。在應(yīng)用層面,目前更常用的是通過相對較短時(shí)間的耦合實(shí)驗(yàn),來對比驗(yàn)證相關(guān)耦合分析軟件,以及觀測發(fā)現(xiàn)在耦合條件下的新現(xiàn)象。

圖8 實(shí)驗(yàn)變形曲線Fig.8 The leading edge displacement comparison of calculation results and the experimental data

在氣動(dòng)力或熱環(huán)境研究中,有時(shí)由于風(fēng)洞模擬參數(shù)范圍等的限制,地面實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)無法直接用于天上飛行條件下的狀態(tài),需要進(jìn)行天地間數(shù)據(jù)相關(guān)性研究來實(shí)現(xiàn)地面實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與天上飛行數(shù)據(jù)間的換算[53-54]。由于氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合現(xiàn)象涉及多種復(fù)雜物理場,因此整個(gè)耦合問題中的相似性往往不能成立,相應(yīng)的地面縮比實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)就無法應(yīng)用到天上條件。針對結(jié)構(gòu)傳熱和熱應(yīng)力問題,文獻(xiàn)[55,56]針對這一問題進(jìn)行了研究,提出了通過分步實(shí)驗(yàn)的方法,來實(shí)現(xiàn)幾何縮比條件下傳熱和應(yīng)力耦合條件下數(shù)據(jù)間的關(guān)聯(lián)和換算?！胺植健睂?shí)驗(yàn)的思想就在于把一個(gè)相似性不完全成立的耦合問題,分成多個(gè)步驟開展實(shí)驗(yàn),每一步實(shí)驗(yàn)可以實(shí)現(xiàn)部分物理量的相似和換算,而通過一系列不同步驟的實(shí)驗(yàn)來實(shí)現(xiàn)整個(gè)問題的數(shù)據(jù)換算。在分步實(shí)驗(yàn)中,有時(shí)也無法做到不同縮比下物理量之間嚴(yán)格按無量綱量相等進(jìn)行換算,還有一些“準(zhǔn)相似”(即兩個(gè)不同幾何尺度下,不是嚴(yán)格的無量綱量相等的相似,而是不同模型尺度下無量綱量存在一定比例關(guān)系)的情況,也仍然可以通過分步實(shí)驗(yàn),來實(shí)現(xiàn)不同尺度模型間數(shù)據(jù)的換算。

4 結(jié)束語

長航時(shí)高超聲速臨近空間飛行器工作時(shí),由于處在長時(shí)間加熱狀態(tài)下,氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合產(chǎn)生的變形及其綜合熱效應(yīng)會有新的規(guī)律特征,在相關(guān)熱防護(hù)研究中,為減少不必要的安全冗余,提升飛行器性能,以下問題值得加以關(guān)注和研究:

1)長時(shí)間飛行時(shí)結(jié)構(gòu)受到的實(shí)際氣動(dòng)加熱量的累積需要高度重視,熱量累積不僅直接影響結(jié)構(gòu)安全,也會對飛行器熱管理甚至是艙內(nèi)熱管理產(chǎn)生影響。研究中要充分計(jì)及大面積低熱流區(qū)的熱量累積、以及高熱流區(qū)由于壁面溫度升高后實(shí)際熱壁熱流變得較小時(shí)加熱量的累積;研究中不僅關(guān)注熱量,也要關(guān)注結(jié)構(gòu)內(nèi)溫度分布,特別是對儀器艙的邊界溫度的影響;要優(yōu)化和關(guān)注所累積熱量的去向和排放,優(yōu)化減輕飛行器結(jié)構(gòu)和載荷負(fù)擔(dān)。

2)長時(shí)間飛行時(shí)結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致的綜合熱效應(yīng)涉及到飛行受到氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱的變化、結(jié)構(gòu)形變及熱應(yīng)力的變化、及其導(dǎo)致的對軌道/控制的影響,需要加以重視和主動(dòng)應(yīng)對。研究中要注意區(qū)分各種物理量的耦合關(guān)系和影響鏈路,把握物理量之間的空間和時(shí)間維度上的耦合特征,來改進(jìn)耦合分析方法;研究中要注意結(jié)構(gòu)變形對氣動(dòng)力、進(jìn)而對軌道和控制帶來的系統(tǒng)性偏差和影響,及由此代來的負(fù)擔(dān)和風(fēng)險(xiǎn);長航時(shí)巡航飛行時(shí),相關(guān)變形量趨于穩(wěn)定,因此可以在結(jié)構(gòu)/軌道/控制優(yōu)化設(shè)計(jì)中研究消除這種系統(tǒng)性偏差和影響,甚至在布局優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)就耦合這一系統(tǒng)性影響,對變形加以主動(dòng)應(yīng)對和綜合應(yīng)用。

3)未來研究長航時(shí)飛行器需要提前關(guān)注和發(fā)展相應(yīng)的地面實(shí)驗(yàn)技術(shù)。如:與風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間能力相匹配的耦合氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)變形的綜合測試技術(shù),發(fā)展耦合實(shí)驗(yàn)中對模型試件的表面物理量和結(jié)構(gòu)內(nèi)部物理量按時(shí)間歷程的測量方法;在風(fēng)洞耦合實(shí)驗(yàn)受運(yùn)行時(shí)間局限時(shí),發(fā)展長時(shí)間氣動(dòng)加熱條件下,突破紅外輻射源/試件受到輻射熱量/氣動(dòng)加熱條件下結(jié)構(gòu)響應(yīng)等多因素耦合條件下的反問題設(shè)計(jì)方法,實(shí)現(xiàn)紅外輻射加熱模擬氣動(dòng)熱/結(jié)構(gòu)響應(yīng)與變形的時(shí)間變化歷程的考核實(shí)驗(yàn);對長航時(shí)巡航飛行狀態(tài),針對耦合條件下相似性不成立的情況,可以探索通過幾個(gè)不同步驟的實(shí)驗(yàn)來實(shí)現(xiàn)不同縮比下物理數(shù)據(jù)的換算,包括對一些尺度小變化劇烈的物理也可以考慮放大模型尺寸進(jìn)行“反縮比”測量。

4)隨著計(jì)算機(jī)能力和數(shù)值計(jì)算模擬方法的發(fā)展,在長航時(shí)飛行器研究中,未來可以探索進(jìn)行全系統(tǒng)的數(shù)值模擬計(jì)算和優(yōu)化計(jì)算研究。如:探索飛行器氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/軌道與控制全耦合下的數(shù)值計(jì)算,包括局部薄壁或控制面的非定常氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)、材料力學(xué)參數(shù)變化和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)等耦合計(jì)算;考慮結(jié)構(gòu)變形條件下的多學(xué)科氣動(dòng)布局優(yōu)化,以及探索布局、結(jié)構(gòu)、軌道與控制聯(lián)合的耦合優(yōu)化算法;熱管理分析中的艙內(nèi)外聯(lián)合數(shù)值計(jì)算,以及艙內(nèi)熱管理分析中的幾何和物理多尺度耦合計(jì)算等。

致謝:感謝研究團(tuán)隊(duì)多年來在相關(guān)研究領(lǐng)域的通力合作。感謝耿湘人、唐偉、杜雁霞、曾磊、王振峰、代光月、張昊元、邱波、劉深深、朱言旦等對本文內(nèi)容的支持。