高超声速导弹舵轴气动热地面模拟试验技术

高超声速导弹舵轴气动热地面模拟试验技术

谢宇杰

江南机电设计研究所  贵州贵阳  550009

摘要：高超声速导弹舵轴区域的流场热环境十分复杂，舵轴热防护性能难以通过单纯的理论分析和仿真计算进行评估，需要开展相应的气动热地面模拟试验。本文根据不同的舵轴环境参数、舵轴模型尺寸和地面试验设备能力介绍了三种主要的舵轴气动热地面模拟试验技术。

关键词：高超声速；导弹；舵面；气动热试验

1. 引言

空气舵面是导弹的重要操纵面，是实现导弹控制和机动飞行的关键机动部件。导弹在高超声速飞行状态下会面临极为严酷的气动热环境，因此需要进行热防护设计。其中，空气舵面、舵轴和舵轴与舱体的安装部件的防热设计和考核是高超声速导弹热防护设计的重点和难点。

相较于舵面和舱体大面区域，舵轴区域的流场更为复杂。舵轴及其组件与高超声速流会产生强烈的激波-边界层干扰效应，此外，为满足舵面摆动，舵轴与舱体安装部件、舵面根弦与舱体之间均留有一定间隙，这使得舵轴区域的热环境属于非定常缝隙加热。因此，单纯的理论分析和仿真计算，难以对舵轴和舵轴与舱体安装部件的防热性能进行评估，需要采用相应的地面试验技术进行考核。

经过多年的发展，研究人员研发了不同形式的舵轴气动热地面模拟试验技术。根据舵轴热环境参数模拟的要求、舵轴模型尺度以及地面试验设备的能力，主要有以下三种试验技术：全舱舵轴气动加热试验技术、局部舵轴气动加热试验技术和舵轴超声导管试验技术。本文将对上述三种舵轴气动热地面模拟试验技术的试验组成、试验流程、适用范围等进行简要介绍。

2. 全舱舵轴气动加热试验技术

在地面试验设备能力允许的条件下，一般采用全舱舵轴气动加热试验技术对舵轴区域进行气动加热模拟试验。该方法能较好地模拟真实飞行条件下舵轴区域的总焓、表面热流密度分布和表面压力分布的等流场热和力参数。

全舱舵轴气动加热试验技术的试验设备通常包括：电弧加热器、超声速喷管、整舱舵轴试验模型、真空系统等。超声速喷管的类型需根据流场热环境、试验模型尺寸、流场堵塞比等因素来确定。试验模型为真实尺度样件，包括：空气舵面、舵轴、舵轴防热环、舵基板、舱体壳体及内部的操纵机构等组成。

正式试验前需设计预试验进行试验流程的测试。测试模型通常为钢结构组成的空气舵面、舵轴和舱体模拟件。预试验中空气舵面模拟件通过舵轴模拟件和模拟舱体连接并固定，在模拟舱体的表面布置热流传感器和压力测量通道，用于测量表面热流密度分布和表面压力分布。预试验的测试模型安装于超声速喷管出口，舱体上表面前端与喷管出口相连。舵轴、舵面、舱体外表面暴露在由电弧风洞加热器加热并经过超声速喷管加速的高温流场中。气流总焓由气流的总压、气流量以及超声速喷管喉道面积来确定，表面热流密度和表面压力分布可通过调节舱体与超声速喷管的夹角及舵面偏角来确定。测量重点在于舵轴干扰区最大热流区域，同时应兼顾热流最大区域和其他区域热流的比例关系，通过上述调节方式，直至满足试验模拟参数的需要。

预试验完成后，开展正式试验。正式试验的模型应按照预试验中的位置和角度进行安装。在舱体的前后端安装防热盖板，避免高温气流进入舱体内部。对从防热盖板引出的设备电缆和热电偶等进行防热保护。若试验为定态试验，则仅需使用舵机操纵机构将舵面固定到预试验确定的角度即可；若为轨道模拟试验，则需要根据每个试验台阶对应的舵面偏角设置舵机操纵机构的控制单元，使之按时序进行舵偏角的控制。一般应在正式试验前进行舵偏角的预摆动演练，确保无异常后再进行正式的试验。试验中采用红外高温计或红外热成像仪测量舵轴区域的温度分布，采用热电偶测量舵轴内壁的温度响应和舵轴隔热环内壁的温度响应。试验应全程录像，试验结束后应继续进行舵面摆动操作，检查舵轴是否存在卡顿或摆动异常现象。试验后续分析温度测量数据，此外，还需对试验后的模型烧蚀情况进行测量和分析。主要分析的部位有舱体干扰区、舵轴防热环、舵轴和舵轴防热环连接处。

3. 局部舵气动加热试验技术

真实的舵轴往往距离舵面前缘尖点的距离较远，如果采用全尺寸的舵面进行试验，地面试验流场气流会发生衰减和膨胀，从而导致舵轴附近的热环境状态比预设的低，无法真实模拟飞行条件下舵轴区域的热环境。采用局部舵模型进行试验便可克服上述问题。所谓的局部舵模型即沿来流方向和高度方向将舵面截短，保留舵轴区域的原有尺寸和比例。局部舵气动加热试验不模拟舵前缘的来流热环境，直接模拟舵轴缝隙处来流热环境，它减少了喷管出口与舵轴之间的距离，在原有设备的能力条件下，可以提高舵轴区域热环境模拟的精度。

局部舵气动加热试验的设备包括：电弧风洞加热器、超声速度喷管、局部舵面试验模型和真空系统等。局部舵试验模型由局部舵面、舵轴、防热环、舵基板及操纵机构等组成。试验模拟的主要参数同样为总焓、表面热流密度分布和表面压力分布。

局部舵气动加热试验首先采用与局部舵面模型外形完全一致的热流探测器和压力探测器测量流场的热环境。确定单个台阶电弧加热器运行参数后，进行全轨道流场调试，调试过程

、试验要求和测试参数可与全舵气动加热试验相同。

4. 舵轴超声导管试验技术

飞行器飞行下压阶段具有较高的压力热环境，若采用全舱舵轴气动加热试验方法或局部舵面气动加热试验方法，无法满足舵轴热环境的模拟需求，因此研究人员研发出舵轴超声导管试验技术。该技术采用内流模拟外流的方法，使用水冷固态壁面限制气流的膨胀，提高了舵轴模型的表面压力。试验采用双面开口的超声速湍流导管，导管下表面安装舵轴试验模型，导管上表面安装水冷上盖板。

舵轴导管试验装置包括：电弧加热器、超声速导管、舵轴试验模型等。超声速导管参数的选择根据流场热环境参数、舵轴模型尺寸等因素确定。舵轴试验模型主要由局部舵面、舵轴、防热环、舵基板和操作机构组成。

舵轴超声速导管试验过程中，由电弧加热器加热的高温气流通过导管出口对舵轴区域和舵基板进行加热。根据舵轴模型前端的抗烧蚀性能，可使用水冷帽保护前端外形不产生较大的烧蚀后退量，确保整个流场参数与测试情况一致。舵轴导管试验前需要采用与模型外形一致的热流探测器和压力探测器测量每个台阶的流场参数。单台阶流场参数满足试验要求后，先进行全轨道试运行，再安装试验模型，进行正式试验。由于出口压力较高，一般在大气环境下进行此类试验。试验过程、试验要求和测试参数与全舱舵轴气动加热试验技术一致。

5. 结论

导弹舵轴区域的缝隙使得舵轴附近形成复杂的缝隙流动，且舵轴与舱体其他部位在高超声速流的作用下会产生激波边界层干扰效应，使得舵轴区域的热环境分析和热防护设计问题更加复杂。基于舵轴热环境参数条件、舵轴模型尺度和地面设备能力条件选择合适的舵轴气动热地面模拟试验方法是评估舵轴热密封结构的可靠性、热防护结构的性能、掌握烧蚀和烧蚀产物对舵轴转动特性的影响、确保舵轴在高温热环境下不会发射结构和功能异常的重要方式。

参考文献

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