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1、乘波体构形的一种热防护方案乘波体构形的一种热防护方案乘波体构形的一种热防护方案乘波体构形的一种热防护方案第39卷第3期2009年5月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueVo1.39No.3Mav.2009乘波体构形的一种热防护方案逯雪铃,叶正寅(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室,陕西西安710072)摘要:对乘波体构形气动力与气动热的折衷设计进行讨论.通过分析乘波体构形与传统高超声速外形所处流场的差异以及壁面催化和流动状态对两种外形的气动热环境的不同影响,结合当前的材料与热防护技术,考查乘波体构形在基本保证气动力设计要求的基础上将前缘钝化
2、后采用可重复使用热防护方法如辐射等进行长时间高超声速飞行的可能性.采用无粘一边界层方法计算了一个乘波体的折衷外形所受的气动热环境,在此基础上对外形作气动热防护分析.结果显示,乘波体构形进行气动力与气动热折衷设计后,是可以满足进行长时间高超声速飞行要求的.关键词:高超声速;气动热;乘波体;热防护中图分类号:V211.3文献标识码:A文章编号:1671—654X(2009)03—0034—04引言由于马赫数的提高,在传统的高超声速飞行器设计中遇到了升阻比屏障【1J,飞行器的升阻比被限制在一个较小的值以内.为此,人们提出了新的飞行器设计方法即乘波体构形.它是一种在其所有的前缘都具有附体激波的
3、高升阻比的超声速,高超声速飞行器构形.由于这种构形就像乘在它的激波上面,所以称作乘波体.普通的高超声速飞行器构形在前缘通常是脱体激波.乘波体构形下表面在激波后的高压气体不会绕过前缘泄露到上表面,而普通构形上下表面的流动是沟通的,从而降低了下表面的压力,结果降低了飞行器的升力.普通构形若想得到乘波体构形同样的升力,就得要比乘波体构形用更大的攻角¨.zJ.高超声速飞行器表面热流密度近似随飞行速度的3次方快速增加,而气动阻力约与速度的平方成比例l4].因此相对而言,高超声速飞行器设计中,气动加热问题显得更为突出,气动热环境的预测与飞行器热防护是设计中的重要环节之一.研究表明飞行器驻点热流密度
4、与驻点处曲率半径成反比关系,曲率半径越大,热流密度越低_】J.因此,高超声速飞行器一般采用钝头外形而乘波体构形对其气动热设计与防护提出了很高要求.但随着防热材料与技术的进步,可以在气动力与气动热设计方面进行比较好的协调,在乘波体前缘采用小的钝体外形,既维持乘波体构形保证高的升阻比,又保证对气动热环境进行有效控制.到目前为止,乘波体构形已经进行过几次很短时间的飞行试验,因此在一定程度上实证了这种协调的可行性.当然,乘波体通常要在30至50kin高空进行长时间高超声速巡航,几次短时间的飞行试验还远不能说明气动力与气动热的协调问题已经解决.本文对一乘波体外形的热环境进行分析,并根据得到的热环
5、境,进行热防护分析.对于小钝度前缘外形,加热剧烈的区域仅仅在狭小的边缘处,且沿着离开边缘的方向快速降低,壁面催化效应对小钝度前缘外形几乎没有影响,而转捩情况下小钝度前缘外形与传统外形相比不容易出现高热流环境,因此在大部分区域尤其在背风面的大面积区域气动热流密度远小于前缘,处在一个低热流环境中.这样,通过采用合理的外形和合理的可重复使用的气动热防护方案可以保证乘波体构形满足气动力设计和长时间高超声速飞行的热防护需求.1乘波体构形按照传统的飞行器设计方法,高超声速飞行器遇到了升阻比屏障.大钝头传统外形产生很强的脱体激波,从而产生高的波阻,飞行器的升阻比不高.由挪威勒(Nonweiler)在
6、1959年提出的乘波体构形是一种在其所有的前缘都具有附体激波的高升阻比的超声速,高超声速飞行器构形u1J.由于这种构形就像乘在它的激波上面,所以叫乘波体构形.乘波体构形下表面在激波后的高压不会绕过前缘泄露到上表面,因而具有高的升阻比.收稿日期:2008.11—19修订日期:2009-03—10作者简介:逯雪铃(1981一),男,河北张家E1人,博士研究生,研究方向为计算流体力学.2009年5月逯雪铃等:乘波体构形的一种热防护方案?35?当不考虑气动热时,按照乘波体设计的思路,将产生一个前缘无限尖锐的外形.但从气动热角度考虑又需要乘波体前缘是钝形的,这就需要折衷考虑.一个钝的前缘产生一个
7、脱体激波,这是不符合乘波体气动力设计要求的.Maryland大学对两个乘波体构形进行实验,为了满足制造限度,两个乘波体前缘有非常小的钝度,因此前缘会有一定的激波脱体距离,结果显示小的前缘激波脱体距离并不会从本质上影响乘波体的性能.2无粘一边界层气动热近似计算方法在高超声速飞行器的初始设计中,需要一种准确而高效的气动热计算方法.无粘一边界层方法将高雷诺数流动分为物面附近的边界层和外部的无粘流场.对于无粘流场,可以采用经典的如求解欧拉方程的方法来得
