劉若愚，沈烽，張鵬，唐德佳，陶鍵

(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109；2.空裝駐上海地區(qū)第一軍事代表室，上海 201109)

0 引言

高超聲速飛行器是一種飛行馬赫數(shù)≥5的適用于臨近空間的高速長航時(shí)飛行器，由于其快速、飛行時(shí)間長、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、破壞力強(qiáng)以及難以攔截的優(yōu)勢，在21世紀(jì)成為世界各航天大國的主要研究內(nèi)容，具有非常高的經(jīng)濟(jì)和軍事價(jià)值[1-2]。美軍借助X-51A導(dǎo)彈推動(dòng)“全球快速打擊計(jì)劃”，洛克希德公司和波音公司也提出SR-72和Manta高超聲速飛機(jī)的概念[3]。高超聲速飛行器在飛行過程中，由于空氣的黏性摩擦和激波壓縮等作用，導(dǎo)致飛行器表面空氣溫度快速升高，高溫空氣不斷向低溫壁面如舵面、舵機(jī)等部件進(jìn)行傳熱，舵機(jī)要在高溫條件下保持良好的工作特性，傳統(tǒng)的被動(dòng)防隔熱技術(shù)難以滿足高超聲速飛行器使用要求，熱防護(hù)問題成為高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素[4-7]。李芳勇等提出了利用液態(tài)CO2冷卻舵軸的方式[8]；韓海濤等提出利用堿金屬吸熱蒸發(fā)進(jìn)行冷卻的疏導(dǎo)式舵軸防熱結(jié)構(gòu)[9]；SONG K D和HUA Y X等提出了利用燃油冷卻的方式[10-11]。目前燃油再生冷卻方案已在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻系統(tǒng)中有了廣泛的應(yīng)用[12-13]。

1 燃油再生冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)

舵軸作為舵機(jī)中改變飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的零件直接與舵面相連，舵面在溫度升高時(shí)會(huì)向舵軸傳熱，舵軸在承受高溫條件的同時(shí)還需要保持轉(zhuǎn)動(dòng)和承載能力，而總體設(shè)計(jì)要求舵軸為保持承載能力且不能涂覆或加裝防隔熱材料而影響系統(tǒng)的剛度。為了保證舵軸工作過程中的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，同時(shí)防止舵軸向舵機(jī)的驅(qū)動(dòng)元件電機(jī)和反饋裝置電位器傳熱導(dǎo)致電機(jī)和電位器工作失效，需要控制舵軸的溫度。

考慮到飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)油箱中的燃油溫度相對(duì)較低，同時(shí)具有較好的比熱容，可以利用燃油對(duì)流換熱實(shí)現(xiàn)舵軸的主動(dòng)冷卻。燃油冷卻舵軸后進(jìn)入噴注器噴入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，不需要額外的冷卻介質(zhì)進(jìn)行冷卻，也不會(huì)浪費(fèi)飛行器系統(tǒng)中已有的燃油資源，同時(shí)還能利用整個(gè)飛行器產(chǎn)生的廢熱對(duì)燃油進(jìn)行預(yù)熱，提高能量利用率和燃燒效率。舵軸的燃油再生冷卻系統(tǒng)的工作原理如圖1所示。

圖1 主動(dòng)冷卻系統(tǒng)工作原理

燃油從發(fā)動(dòng)機(jī)油箱分流后經(jīng)過穩(wěn)壓閥穩(wěn)定油壓，流經(jīng)舵軸進(jìn)行主動(dòng)冷卻。冷卻結(jié)構(gòu)為串聯(lián)冷卻，冷卻液依次串聯(lián)流經(jīng)舵軸冷卻腔，在舵軸內(nèi)部帶走熱量后回流至油箱經(jīng)噴注器注入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室。

1.1 舵軸及流道設(shè)計(jì)

本文研究對(duì)象為高超聲速飛行器的舵軸，針對(duì)舵軸防熱設(shè)計(jì)的目的是保證在1 200 s的飛行時(shí)間內(nèi)，將舵軸溫度控制在軸承的最高正常工作溫度450 ℃以內(nèi)，同時(shí)將電機(jī)的溫度控制在90 ℃以內(nèi)；將安裝在框架上的電位器溫度控制在100 ℃以內(nèi)，同時(shí)確保舵軸能夠承受極限彎矩1 400 Nm。

為在車保證舵軸強(qiáng)度的同時(shí)增大換熱面積，設(shè)計(jì)了具有微小孔道的舵軸結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)相對(duì)于只采用單一大孔徑流道結(jié)構(gòu)的舵軸具有更大的對(duì)流換熱面積，同時(shí)在微小孔道間保留有類似加強(qiáng)筋的結(jié)構(gòu)形式，保證舵軸能夠承受更大的徑向載荷。燃油在舵軸內(nèi)部沿圖2中箭頭流動(dòng)，儲(chǔ)存在冷卻流道中的煤油與舵面根部進(jìn)行換熱。

圖2 燃油流動(dòng)方向

利用如圖3(a)所示的徑向孔道來減少舵面根部與舵軸的接觸面沿舵軸軸向?qū)Χ孑S的傳熱，利用圖3(b)所示的軸向孔道來減少舵軸沿徑向的傳熱，從而將舵軸與軸承接觸面的溫度控制在所需的溫度范圍內(nèi)。

圖3 舵軸冷卻孔道

1.2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)與網(wǎng)格劃分

對(duì)舵軸的燃油再生冷卻效果進(jìn)行仿真研究，建立如圖4所示的舵機(jī)模型。使用仿真軟件提取流道模型，如圖5所示。

圖4 舵機(jī)模型

圖5 舵軸內(nèi)腔模型

對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，選取流固接觸面設(shè)置inflation細(xì)化邊界層，將網(wǎng)格尺寸設(shè)置為1 mm，網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖6所示。

圖6 網(wǎng)格劃分結(jié)果

2 系統(tǒng)防熱仿真驗(yàn)證

2.1 控制方程及湍流模型

流場模型控制方程主要基于流體的連續(xù)性方程和動(dòng)量方程，可以表示為：

(1)

(2)

式中：t為時(shí)間；ρ為液體密度；vi、vj為速度矢量；xi、xj為位置矢量；p為壓強(qiáng)；μ為分子黏度；μt為湍流黏度。

仿真湍流模型選用基于Realizable的k-epsilon模型，其包含湍流黏性計(jì)算方程以及計(jì)算耗散率的傳輸方程，使得計(jì)算結(jié)果更貼近實(shí)際。該模型主要采用兩個(gè)傳遞方程來描述湍流，一個(gè)是確定湍流能量的湍流流動(dòng)動(dòng)能方程，另一個(gè)是表達(dá)湍流動(dòng)能的能量耗散率的湍流耗散方程，可以表示為：

YM+Sκ

(3)

(4)

式中：κ為湍流動(dòng)能；σκ為模型常數(shù)；ε為湍流動(dòng)能耗散率；Pκ為由于平均速度梯度產(chǎn)生的湍流動(dòng)能；Pb為由于浮力產(chǎn)生的湍流動(dòng)能；YM表示可壓縮湍流中波動(dòng)膨脹對(duì)總耗散率的貢獻(xiàn)；Sκ、Sε為模型參數(shù)；σε為湍流動(dòng)能耗散率普朗特?cái)?shù)；C1ε、C2ε、C3ε為常數(shù)。

2.2 邊界條件

定義各材料的屬性如表1所示。

表1 零件材料屬性

將舵面和艙體內(nèi)壁溫度定義為熱源，舵面和艙體內(nèi)壁在飛行過程中的溫升曲線分別如圖7(a)、圖7(b)所示。

圖7 舵面和艙體內(nèi)壁溫度曲線

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)分流的總冷卻液流量10 g/s，設(shè)定入口條件為恒定流速0.453 m/s，湍流半徑3 mm，出口條件設(shè)置為定出口壓力，冷卻液初始溫度和出口回流溫度設(shè)置為環(huán)境溫度40 ℃。采用SIMPLE算法和二階迎風(fēng)格式進(jìn)行求解，在解算前對(duì)模型進(jìn)行初始化，設(shè)置固體模型初始溫度60 ℃，將仿真時(shí)長設(shè)置為飛行時(shí)長1 200 s。為了使仿真結(jié)果盡可能接近真實(shí)情況，將時(shí)間步長的最大迭代數(shù)設(shè)置為40次，同時(shí)能量方程的收斂值設(shè)置為1×10-12。

2.3 仿真結(jié)果

為了驗(yàn)證燃油再生冷卻的冷卻效果，對(duì)比舵軸軸承安裝面、框架電位器安裝面、電機(jī)3個(gè)關(guān)鍵位置直接承熱和采用主動(dòng)冷卻的溫度仿真結(jié)果。

舵軸溫度如圖8所示。從圖中可以看出，采用主動(dòng)冷卻方案的舵軸軸承安裝面最高溫度約為410 ℃，滿足軸承最高工作溫度要求，相對(duì)于無燃油冷卻的仿真結(jié)果溫度降低10 ℃，滿足軸承工作溫度要求。

圖8 舵軸溫度云圖

框架溫度如圖9所示。從圖中可以看出，采用主動(dòng)冷卻方案的情況下電位器安裝位置最高溫度約為90 ℃，相對(duì)于無燃油冷卻的仿真結(jié)果溫度降低260 ℃，可以滿足電位器的工作溫度要求。

圖9 框架溫度云圖

電機(jī)溫度如圖10所示。舵機(jī)直接承熱情況下電機(jī)最高溫度達(dá)到95 ℃，超過電機(jī)的最高工作溫度，存在工作異?；驌p壞的可能。采用主動(dòng)冷卻方案的電機(jī)最高溫度約為70 ℃，溫度降低25 ℃，滿足電機(jī)工作溫度要求。

圖10 電機(jī)溫度云圖

冷卻液流經(jīng)每個(gè)舵軸出口的平均溫度如圖11所示。從圖中可以看出，冷卻液回到油箱的最高溫度達(dá)到65 ℃，采用串聯(lián)冷卻方式隨著冷卻液溫度升高，冷卻液的冷卻效果有所下降。

圖11 冷卻液出口平均溫度

為了在固定流量的冷卻液條件下獲得最佳冷卻效果，對(duì)比串聯(lián)冷卻和將總流量均分成兩路的先并聯(lián)后串聯(lián)的冷卻方式，結(jié)果如表2所示。其中軸承安裝面位于圖8(a)舵軸的圓圈區(qū)域所示，電位器安裝面位于圖9(a)框架的圓圈區(qū)域所示。

表2 串聯(lián)冷卻與串并聯(lián)冷卻效果對(duì)比 單位：℃

從表中數(shù)據(jù)可以看出采用串、并聯(lián)冷卻結(jié)構(gòu)對(duì)于改善冷卻液回流到油箱的溫度沒有明顯優(yōu)勢，且將入口流量分流對(duì)于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來說更為復(fù)雜，均分流量也更為困難，因此串聯(lián)冷卻優(yōu)于串、并聯(lián)冷卻。

3 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度仿真驗(yàn)證

為了驗(yàn)證在高溫條件下舵軸的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，首先對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行受力分析。舵軸通過一對(duì)軸承支撐，主要承受作用在舵面上的彎力，舵軸及軸承受力分析如圖12所示，其中作用在舵面上的彎力為10 000 N。

圖12 舵軸受力分析圖

按照舵軸受力分析圖建立力的平衡方程得出F2=33 333 N，F(xiàn)1=23 333 N。F1和F2即為軸承的靜態(tài)徑向載荷。舵軸所受載荷為軸承的支反力，對(duì)軸承安裝處施加F1、F2作為載荷，將舵軸與舵面的對(duì)接安裝面固支進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖13所示，在受力狀態(tài)下舵軸的等效應(yīng)力為566 MPa。根據(jù)第四強(qiáng)度理論，舵軸材料屈服極限最高可達(dá)800 MPa，舵軸在極限載荷作用下的等效應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，證明具有加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)的微流孔道舵軸強(qiáng)度能夠滿足承載要求。

圖13 舵軸等效應(yīng)力云圖

4 結(jié)語

針對(duì)高超聲速飛行器舵軸的熱防護(hù)問題，提出了一種使用發(fā)動(dòng)機(jī)燃油再生冷卻方案，并通過熱學(xué)和力學(xué)仿真分析，證明燃油冷卻方案的可行性。

1)根據(jù)燃油冷卻的熱控方案，使用飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)燃油作為冷卻介質(zhì)，僅利用其熱容，不消耗燃油，充分利用了飛行器上現(xiàn)有資源，同時(shí)利用整個(gè)飛行器產(chǎn)生的廢熱對(duì)燃油進(jìn)行預(yù)熱，提高了能量利用率和燃燒效率。

2)設(shè)計(jì)一種具有微小孔道結(jié)構(gòu)的舵軸，該結(jié)構(gòu)具有大的對(duì)流換熱面積，同時(shí)在微小孔道間保留有類似加強(qiáng)筋的結(jié)構(gòu)形式，保證舵軸能夠承受更大的徑向載荷。

3)燃油冷卻的熱控方案可以有效地將舵軸的熱量吸收，將舵機(jī)關(guān)鍵位置的溫度控制在安全工作的范圍內(nèi)。