陳連忠,歐東斌

(1.西北工業(yè)大學(xué),陜西西安 710072;2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074)

0 引 言

未來(lái)高超聲速飛行器朝著小型化、高精度、高機(jī)動(dòng)、長(zhǎng)時(shí)間飛行等方向發(fā)展,人們必須探求新的防熱方式,包括研制先進(jìn)的燒蝕防熱材料,局部高溫區(qū)(例如駐點(diǎn)區(qū)域,翼前緣等)可能采用主動(dòng)冷卻式及混合式防熱,由單純防熱轉(zhuǎn)變?yōu)榫C合考慮的熱控制等。高溫?zé)峁芎透邔?dǎo)固體介質(zhì)(高導(dǎo)C/C)對(duì)飛行器前緣高熱流區(qū)的冷卻是未來(lái)先進(jìn)熱防護(hù)的兩個(gè)主要途徑。早在1970年,在NASA蘭利研究中心就進(jìn)行了針對(duì)高超聲速飛行器翼前緣和駐點(diǎn)區(qū)域的熱管冷卻可行性試驗(yàn)[1];1972年麥道航空公司評(píng)估過(guò)四種航天飛機(jī)翼前緣防熱設(shè)計(jì),認(rèn)為熱管冷卻設(shè)計(jì)是切實(shí)可行并可重復(fù)使用的方案[2];1973年該公司制作了半尺寸熱管冷卻翼型模型并在蘭利研究中心進(jìn)行了可行性試驗(yàn)[3-4],2006年Glass D.E.對(duì)熱管冷卻前緣和駐點(diǎn)試驗(yàn)進(jìn)行了總結(jié)[5],國(guó)外研究表明,由于高溫?zé)峁芨咝У膶?dǎo)熱性能,如果應(yīng)用到高超聲速飛行器的高溫區(qū)熱防護(hù)系統(tǒng),將可能起到良好的防熱效果。

中國(guó)高溫?zé)峁芤呀?jīng)廣泛應(yīng)用于核電裝置、航天飛行器及太空試驗(yàn)室軌道站等,但是針對(duì)在大氣層內(nèi)的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)探索尚少,通過(guò)模擬高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境,對(duì)一個(gè)簡(jiǎn)化的機(jī)理模型進(jìn)行研究,探索熱管在高超聲速飛行器熱防護(hù)中應(yīng)用的可行性及有效性。

1 熱管的導(dǎo)熱機(jī)理

熱管是20世紀(jì)60年代發(fā)展起來(lái)的具有特別高的導(dǎo)熱性能的傳熱元件[6],它的結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單,圖1為其工作原理示意圖,管殼采用金屬管,其內(nèi)壁貼附絲網(wǎng)狀吸液芯,以利用毛細(xì)力使工作液體在吸液芯內(nèi)不受熱管位置的限制而移動(dòng)。管殼兩端封死,在封死前先將管內(nèi)抽真空,灌入適當(dāng)?shù)墓ぷ饕?工作時(shí)加熱段的工作液被加熱,工作液蒸發(fā)為氣體,氣體經(jīng)保溫段,流向散熱段,在散熱段,工作液蒸汽被冷卻,凝結(jié)為液體,放出熱量,傳遞給管外物體。積聚在散熱段吸液芯中的凝結(jié)液借助吸液芯毛細(xì)力的作用返回到加熱段再吸收熱量蒸發(fā)。工作液的這種循環(huán)就把熱量從加熱段傳遞到散熱段。從熱管的工作過(guò)程可以看出,它實(shí)現(xiàn)了一種特殊的傳熱過(guò)程--熱量從熱管一端的熱流體通過(guò)熱管傳遞給位于熱管另一端的冷流體。熱管的導(dǎo)熱能力是紫銅的1500倍,實(shí)現(xiàn)了幾乎沒(méi)有溫差的導(dǎo)熱,因此熱管的超導(dǎo)熱性和等溫性使它成為理想的控制溫度的工具,在航天飛行器及太空試驗(yàn)室軌道站得到了廣泛的應(yīng)用。

針對(duì)高超聲速器飛行熱防護(hù)需求,利用熱管的超導(dǎo)熱特性,對(duì)高超聲速飛行器表面熱量進(jìn)行調(diào)節(jié),降低高溫區(qū)的溫度,減輕該部位防熱材料的壓力,將熱量傳到低溫區(qū),通過(guò)輻射散熱等方式將熱量釋放出去。

2 研究模型

實(shí)驗(yàn)采用了一個(gè)高溫防熱復(fù)合材料加高溫?zé)峁艿慕M合模型(簡(jiǎn)稱熱管模型)作為研究對(duì)象(圖1),模型外形為半球頭圓柱體,前端的半球部分模擬高超聲速飛行器的頭部高溫區(qū),球柱的后部模擬高超聲速飛行器大面積低溫區(qū)。高溫防熱復(fù)合材料內(nèi)部安裝一根高溫?zé)峁?通過(guò)高溫?zé)峁軐⑶岸饲蛑糠值臒崃總鬟f到柱面低溫區(qū),再通過(guò)柱面防熱材料輻射將熱量散發(fā)出去。

圖1 熱管模型原理圖Fig.1 Sketch of high temperature heat-pipe

3 氣動(dòng)加熱試驗(yàn)方法及設(shè)備

高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)高速飛行的過(guò)程中,飛行器前緣將產(chǎn)生激波,由于急劇壓縮、摩擦、粘性耗散等作用,激波層內(nèi)氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)換為熱能,導(dǎo)致溫度急劇升高,例如,“阿波羅”登月返回艙的駐點(diǎn)氣流溫度最高達(dá)11000K,中國(guó)“神舟載人飛船”返回艙的駐點(diǎn)氣流溫度最高達(dá)6500K。飛行器周圍的高溫、高速流場(chǎng)將巨大熱量傳給飛行器。電弧風(fēng)洞是模擬高超聲速飛行器的氣動(dòng)加熱環(huán)境的主要設(shè)備之一。利用中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的高超聲速電弧風(fēng)洞模擬典型高超聲速飛行器的氣動(dòng)加熱環(huán)境,開(kāi)展高溫?zé)峁茉跓岱雷o(hù)中應(yīng)用機(jī)理研究。

該風(fēng)洞主要由電弧加熱器、混合穩(wěn)壓室、拉瓦爾噴管、試驗(yàn)段、擴(kuò)壓段、冷卻器及其后的真空系統(tǒng)組成。其工作原理是：被電弧加熱器加熱的高溫氣體通過(guò)拉瓦爾噴管膨脹,在試驗(yàn)段形成高溫、高速氣流,在一定參數(shù)范圍內(nèi)可模擬各類高速飛行器的氣動(dòng)加熱環(huán)境,進(jìn)行氣動(dòng)熱地面模擬試驗(yàn)。試驗(yàn)后的氣體經(jīng)過(guò)擴(kuò)壓段減速,在冷卻器降溫后排入預(yù)先抽空的真空罐組,最后被真空泵抽出排入大氣。試驗(yàn)設(shè)備及模型安裝示意圖見(jiàn)圖2。

圖2 試驗(yàn)設(shè)備及模型安裝示意圖Fig.2 Sketch of the model and experimental facility

由于高溫?zé)峁懿捎脡A金屬作為工作介質(zhì),在常溫下,堿金屬為固態(tài),熱管內(nèi)部介質(zhì)循環(huán)無(wú)法啟動(dòng),因此為了保證熱管順利并安全啟動(dòng),在電弧風(fēng)洞中先利用輻射加熱裝置對(duì)熱管模型進(jìn)行預(yù)加熱,以熱管尾部端面測(cè)溫?cái)?shù)據(jù)大于250℃時(shí)刻為熱管正常啟動(dòng)時(shí)間,約1200s之后將模型送入高溫高速流場(chǎng)進(jìn)行疏導(dǎo)性能試驗(yàn)。表1為電弧加熱試驗(yàn)狀態(tài)。

表1 電弧加熱試驗(yàn)狀態(tài)Table 1 Test condition of arc heating experiment

4 測(cè)試方法

模型前端溫度兩個(gè)位置(駐點(diǎn)溫度T1、球頭與柱身相切區(qū)域表面溫度 T2)的溫度采用雙色集成式紅外測(cè)溫儀測(cè)量,其測(cè)量范圍為1000～3000℃,響應(yīng)時(shí)間為10ms,精度為±0.75%F?S,在使用時(shí),雙色探測(cè)器測(cè)定兩個(gè)紅外光譜的能量,由其比值確定目標(biāo)溫度。此測(cè)試方法不依賴絕對(duì)能量的測(cè)量,是一種高精度、高重復(fù)性的非接觸溫度測(cè)量方法。

模型柱面溫度 T3(距駐點(diǎn)距離X=130mm)采用單色集成式紅外測(cè)溫儀測(cè)得,其測(cè)量范圍為350～2000℃,響應(yīng)時(shí)間為 10ms,精度為 ±0.3%F?S,根據(jù)所選復(fù)合材料輻射特性,輻射系數(shù)選為0.9。

圓柱體表面溫度分布采用高性能紅外熱像儀測(cè)量,測(cè)量范圍為-40～1200℃,通過(guò)對(duì)獲得的紅外圖像分析,可得到模型表面溫度分布及其隨時(shí)間變化歷程。

正式測(cè)量之前,對(duì)上述3種溫度測(cè)量方式進(jìn)行了現(xiàn)場(chǎng)校驗(yàn),在試驗(yàn)條件下測(cè)量誤差在5%以內(nèi)。

5 試驗(yàn)結(jié)果與分析

為了對(duì)比在相同加熱條件下,熱管對(duì)高溫區(qū)的冷卻效果,設(shè)計(jì)了一個(gè)僅由高溫復(fù)合材料制成的對(duì)比模型(簡(jiǎn)稱復(fù)合材料模型),分別在相同的高溫流場(chǎng)條件下進(jìn)行了氣動(dòng)加熱試驗(yàn),并對(duì)模型前端、中部和尾部的溫度進(jìn)行了對(duì)比。

試驗(yàn)溫度曲線見(jiàn)圖3,從圖中可以看出,相比于復(fù)合材料模型,熱管模型駐點(diǎn)及模型前部降溫區(qū)域較大,駐點(diǎn)溫度T1,球頭與柱身相切區(qū)域表面溫度T2均出現(xiàn)下降,柱面區(qū)域表面溫度 T3上升。取電弧加熱時(shí)間t=300s時(shí)溫度數(shù)據(jù)見(jiàn)表2。

圖3 高溫?zé)峁芘c普通復(fù)合材料模型溫度曲線Fig.3 Temperature-time curve of high temperature heat-pipe and contrastive model

表2 高溫?zé)峁軓?fù)合材料模型試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Results of heat-pipe and contrastive model

圖4和5分別給出了兩種模型在電弧加熱時(shí)間t=300s時(shí)沿子午線的溫度分布曲線和模型紅外圖象。從圖中可以看出熱管模型距駐點(diǎn)距離X=80mm后的柱面低溫區(qū)溫度明顯高于復(fù)合材料模型,且熱管模型表面等溫性較好。

6 結(jié) 論

圖4 復(fù)合材料模型與熱管模型表面溫度變化曲線Fig.4 Temperature variation curve of high temperature heat-pipe and contrastive model

圖5 復(fù)合材料與熱管模型紅外圖象Fig.5 Infrared thermograph of high temperature heat-pipe and contrastive model

通過(guò)研究,建立了模擬高超聲速飛行器受熱高溫區(qū)的氣動(dòng)熱環(huán)境模擬方法,再現(xiàn)了在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí),高溫區(qū)的氣動(dòng)加熱環(huán)境,在此基礎(chǔ)上,對(duì)高溫?zé)峁苣Ｐ秃推胀◤?fù)合材料模型進(jìn)行了地面模擬氣動(dòng)加熱測(cè)試,數(shù)據(jù)分析表明,高溫?zé)峁苣Ｐ拖啾扔谄胀◤?fù)合材料模型,高溫駐點(diǎn)區(qū)域溫度下降和柱面低溫區(qū)溫度上升,表明熱管能將高超聲速飛行器頭部高熱流區(qū)熱量疏導(dǎo)表面低熱流區(qū),驗(yàn)證了熱管在高超聲速飛行器頭部熱防護(hù)中應(yīng)用機(jī)理。通過(guò)進(jìn)一步的技術(shù)攻關(guān),有望在高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)中得到工程應(yīng)用。

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