初　敏，陳思員，胡龍飛，韓海濤，陳　亮，艾邦成

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院， 北京　100074)

吸氣式巡航高超聲速飛行器在臨近空間內(nèi)長時(shí)間高速飛行，其頭部尖銳前緣氣動加熱極為嚴(yán)重，為保持高升阻比的氣動外形，必須采用非燒蝕熱防護(hù)技術(shù)。疏導(dǎo)式熱防護(hù)是一種半主動式的非燒蝕熱防護(hù)技術(shù)，通過金屬高溫?zé)峁芑蚋邔?dǎo)熱材料，可實(shí)現(xiàn)熱量由高溫區(qū)向低溫區(qū)的快速傳遞，降低結(jié)構(gòu)的整體溫差，并將前緣駐點(diǎn)溫度大幅降低至防熱材料承受的范圍內(nèi)。依托于現(xiàn)有材料體系，在不需要額外復(fù)雜冷卻系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，疏導(dǎo)式熱防護(hù)技術(shù)可擴(kuò)大材料本身的應(yīng)用范圍，在前緣防熱中具有明顯優(yōu)勢。

X-43A曾在其機(jī)體前緣、水平翼處采用高導(dǎo)熱的碳纖維進(jìn)行結(jié)構(gòu)的編織設(shè)計(jì)[1]，但在長時(shí)間飛行及可重復(fù)使用需求下，以C-C等復(fù)合材料為主的高導(dǎo)熱材料還需要進(jìn)行抗氧化方面的進(jìn)一步研究。美國在20世紀(jì)70年代就開始了金屬高溫?zé)峁軕?yīng)用于前緣防熱的研究[2-3]。Thermacore公司發(fā)展了針對前緣部位的難熔合金高溫?zé)峁芗夹g(shù)，并于2014年宣布在NASA Ames中心的電弧風(fēng)洞完成了前緣熱管組件的試驗(yàn)驗(yàn)證，模擬Ma5-20下的狀態(tài)。蘭利研究中心[4]將Mo-Re金屬高溫?zé)峁芮度隒-C材料翼前緣中，試驗(yàn)表明前緣溫度由2400℃降至1700℃。弗吉尼亞大學(xué)[5]開展了尖前緣一體化熱管結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，提出了鎳基合金-納工質(zhì)、鈮合金-鋰工質(zhì)、鉬合金-鋰工質(zhì)3種適應(yīng)于不同飛行狀態(tài)的熱管殼體材料和工質(zhì)組合。中國航天空氣動力技術(shù)研究院對疏導(dǎo)式熱防護(hù)技術(shù)的機(jī)理及應(yīng)用進(jìn)行了詳細(xì)的梳理分析[6-8]。國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)[9]、清華大學(xué)[10]、西北工業(yè)大學(xué)[11]等采用數(shù)值分析方法對高溫?zé)峁艿姆罒釞C(jī)理及性能進(jìn)行過分析，均認(rèn)為高溫?zé)峁芫哂辛己玫姆罒嵝Ч?/p>

本研究針對較高飛行狀態(tài)，采用鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁?一般認(rèn)為使用溫度超過1 200 ℃為超高溫?zé)峁躘6,12])進(jìn)行飛行器前緣的防熱，開展了國內(nèi)首次針對該型熱管的尖前緣結(jié)構(gòu)風(fēng)洞考核試驗(yàn)，并通過數(shù)值方法對其在不同飛行狀態(tài)下的傳熱能力進(jìn)行分析。

1　尖前緣結(jié)構(gòu)電弧風(fēng)洞考核試驗(yàn)

為應(yīng)用于更高飛行狀態(tài)，需要更小的前緣半徑，因此采用腔體式熱管前緣結(jié)構(gòu)，如圖1所示，未采用文獻(xiàn)[9]所示的V型熱管前緣結(jié)構(gòu)。熱管殼體為鈮合金材料，表面涂有抗氧化涂層，腔體內(nèi)部設(shè)置有加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，內(nèi)部工質(zhì)為鋰金屬。熱管殼體尺寸250 mm×80 mm，前緣半徑2.5 mm，殼體壁厚 2 mm，半邊擴(kuò)張角7°。

通過地面電弧風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備，開展國內(nèi)首次鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁芮熬壗Y(jié)構(gòu)的熱考核試驗(yàn)。試驗(yàn)在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD04電弧風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞主要由電弧加熱器、超聲速噴管、試驗(yàn)段、真空系統(tǒng)等組成。氣流經(jīng)電弧加熱器加熱后，由噴管膨脹加速，形成高溫、高速氣流，可模擬各類高速飛行器的氣動熱環(huán)境，進(jìn)行防熱材料及防熱結(jié)構(gòu)的熱考核。風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，來流總焓6 MJ/kg，駐點(diǎn)熱流7.7 MW/m2，試驗(yàn)總時(shí)長為1 000 s。在距離前緣駐點(diǎn)20 mm位置處，進(jìn)行單點(diǎn)的紅外測溫，在尾部蓋板位置處，布置6個(gè)K型熱電偶測點(diǎn)。

對采用超高溫?zé)峁艿氖鑼?dǎo)前緣結(jié)構(gòu)、無熱管的非疏導(dǎo)前緣結(jié)構(gòu)分別開展了試驗(yàn)，圖 2為風(fēng)洞紅外成像照片，左側(cè)為非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)件，右側(cè)為疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)件。由圖可見，非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的熱量集中于頭部，后部溫度較低。過高的頭部溫度，使得非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)在試驗(yàn)過程中發(fā)生了如圖所示的熱破壞。而疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)依靠超高溫?zé)峁艿目焖賯鳠崮芰Γ瑢㈩^部熱量傳輸至后部，使得頭部溫度降低，后部溫度升高，從而使結(jié)構(gòu)整體均溫性較好，在試驗(yàn)過程中始終保持完好。試驗(yàn)結(jié)果表明，鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁芸捎行У赜糜诩馇熬壗Y(jié)構(gòu)的熱防護(hù)中，依靠熱管的快速傳熱能力，可顯著提升尖前緣結(jié)構(gòu)的防熱安全性。加熱至穩(wěn)定狀態(tài)后，疏導(dǎo)前緣結(jié)構(gòu)距駐點(diǎn) 20 mm處的紅外測量溫度為1 100 ℃，尾蓋板處熱電偶測點(diǎn)的溫度集中在800～850 ℃。試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)件尾部由夾具固定，夾具由水冷卻，導(dǎo)致尾蓋板溫度比實(shí)際情況偏低。

2　尖前緣結(jié)構(gòu)冷卻效果數(shù)值分析

由于風(fēng)洞試驗(yàn)準(zhǔn)備周期長且費(fèi)用較高，為了進(jìn)一步分析鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁軐馇熬壗Y(jié)構(gòu)的冷卻效果，采用有限元數(shù)值方法開展不同飛行狀態(tài)下的三維傳熱分析。

高溫?zé)峁芸煞譃橥獠繗んw和內(nèi)部蒸汽腔，腔體內(nèi)涉及到工質(zhì)的蒸發(fā)、冷凝、氣態(tài)輸運(yùn)、液態(tài)回流等物理過程，非常復(fù)雜。實(shí)際上當(dāng)熱管啟動并達(dá)到正常工作狀態(tài)后，通過內(nèi)部工質(zhì)可以快速的將熱量由頭部高溫區(qū)傳至后部低溫區(qū)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)等溫化，因此可將啟動后的熱管內(nèi)部腔體看作具有高導(dǎo)熱率的固體介質(zhì)來處理，以簡化計(jì)算過程。

2.1　超高溫?zé)峁艿刃?dǎo)熱率分析

熱管結(jié)構(gòu)、內(nèi)部工質(zhì)及制備工藝等方面的不同，會導(dǎo)致熱管腔體的等效導(dǎo)熱率有所不同，因此，首先需要通過計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對比，給出當(dāng)前鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁艿刃?dǎo)熱率的值。

由氣動加熱快速工程算法模擬風(fēng)洞試驗(yàn)前緣結(jié)構(gòu)的表面熱環(huán)境分布，如圖 3所示，最高熱流7.4 MW/m2，與風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)接近。

通過數(shù)值計(jì)算，對比了不同等效導(dǎo)熱率下的疏導(dǎo)前緣結(jié)構(gòu)溫度分布，圖4給出了前緣駐點(diǎn)最高溫度、距駐點(diǎn)20 mm位置處溫度以及尾蓋板最低溫度結(jié)果?？梢?，等效導(dǎo)熱率為1 500 W/mK時(shí)，距駐點(diǎn)20 mm處的溫度計(jì)算結(jié)果為1 372 K，與風(fēng)洞試驗(yàn)測量結(jié)果符合較好。即當(dāng)前結(jié)構(gòu)件在熱管啟動后，內(nèi)部工質(zhì)的傳熱效率相當(dāng)于等效導(dǎo)熱率為 1 500 W/mK的固體介質(zhì)。熱管的等效導(dǎo)熱率越高，結(jié)構(gòu)的最高溫度和最低溫度越接近，即結(jié)構(gòu)的等溫性越好。等效導(dǎo)熱率大于1 000 W/mK后，等效導(dǎo)熱率的增大對結(jié)構(gòu)溫度的影響不再明顯,圖4中：Tmax為結(jié)構(gòu)最高溫度、T20 mm為距前緣駐點(diǎn)20 mm處溫度、Tmin為結(jié)構(gòu)最低溫度。

結(jié)構(gòu)的溫度分布如圖5所示，左圖為非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)，右圖為等效導(dǎo)熱率1 500 W/mK的疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)。由圖可見，非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的前緣駐點(diǎn)溫度高達(dá)2 200 K，而疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)僅1 750 K，實(shí)現(xiàn)了前緣駐點(diǎn)450 K的疏導(dǎo)降溫，同時(shí)疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的尾部溫度也比非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)高約150 K，使得疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的整體均溫性明顯好于非疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)。由于計(jì)算沒有考慮試驗(yàn)件尾部夾具的影響，計(jì)算得到的尾蓋板溫度高于風(fēng)洞試驗(yàn)測量結(jié)果。

2.2　尖前緣結(jié)構(gòu)冷卻效果分析

假設(shè)高超聲速飛行器飛行高度30 km，飛行馬赫數(shù)7～10，使用氣動加熱快速工程算法給出馬赫數(shù)分別為7、8、9、10時(shí)的前緣結(jié)構(gòu)表面熱環(huán)境分布，駐點(diǎn)最高熱流分別為2.9、4.43、6.42、8.93 MW/m2，如圖6所示。

令疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)件的等效導(dǎo)熱率λe為1 500 W/mK，采用上述數(shù)值方法，對比了有/無疏導(dǎo)情況下的前緣結(jié)構(gòu)溫度分布情況。圖7～圖10分別為馬赫數(shù)7、8、9、10的尖前緣表面溫度分布云圖，明顯可見疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的均溫性更好，最大溫差更小。

圖11為30 km馬赫數(shù)7～10下的尖前緣結(jié)構(gòu)表面最高溫度和結(jié)構(gòu)最大溫差的統(tǒng)計(jì)結(jié)果。可知，飛行馬赫數(shù)為7、8、9、10時(shí)，疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)的最高溫度相比非疏導(dǎo)模型分別下降了279、326、384、426 K，結(jié)構(gòu)整體最大溫差分別減小了384、458、533、590 K。通過結(jié)果統(tǒng)計(jì)可以看出，在不同飛行狀態(tài)下，當(dāng)前鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁芸梢允菇Y(jié)構(gòu)件的最高溫度均下降19%左右，且飛行狀態(tài)越高，最大溫差降低值越大，疏導(dǎo)的效果越明顯。鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁艿氖褂?，可以顯著降低前緣結(jié)構(gòu)的最高溫度，減小表面溫差，從而降低熱應(yīng)力，使鈮合金材質(zhì)的前緣結(jié)構(gòu)可應(yīng)用于更高飛行馬赫數(shù)下。圖11中：Nb為鈮合金非疏導(dǎo)前緣結(jié)構(gòu)，Nb-Li Heat Pipe為鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁苁鑼?dǎo)前緣結(jié)構(gòu)。

3　結(jié)論

1) 鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁茉趤砹骺傡?MJ/kg、駐點(diǎn)熱流7.7 MW/m2的加熱條件下，可保證尖前緣結(jié)構(gòu)的防熱安全，顯著提升鈮合金材質(zhì)的使用范圍，使鈮合金材質(zhì)的尖前緣結(jié)構(gòu)可應(yīng)用于更高飛行狀態(tài)。

2) 鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁茉诋?dāng)前結(jié)構(gòu)尺寸、工質(zhì)材質(zhì)及制備工藝下，其等效導(dǎo)熱率可達(dá)到1 500 W/mK。

3) 采用鈮合金-鋰工質(zhì)超高溫?zé)峁艿募馇熬壥鑼?dǎo)結(jié)構(gòu)，在30 km高度下，飛行馬赫數(shù)分別為7、8、9、10時(shí)，其駐點(diǎn)最高溫度均下降了19%左右，結(jié)構(gòu)整體最大溫差明顯下降，可顯著降低結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力，提高防熱安全性。

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