劉麗萍，王國林，王一光，張軍，羅磊

1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000 2. 西北工業(yè)大學(xué) 超高溫結(jié)構(gòu)復(fù)合材料重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

具有復(fù)雜氣動外形、強(qiáng)機(jī)動性的新一代臨近空間高超聲速飛行器在40～80 km高度范圍內(nèi)長時間飛行時[1]，由于飛行器周圍的氣體受到劇烈的壓縮形成激波層，激波層內(nèi)的氣體因激波層的壓縮加熱而發(fā)生分子振動激發(fā)和離解、電離等物理化學(xué)過程，使得高超聲速飛行器長時間處于高焓化學(xué)非平衡狀態(tài)的氣動熱環(huán)境中[2-3]。在這樣的極端熱環(huán)境中，飛行器周圍離解后的O、N原子會在熱防護(hù)材料表面復(fù)合生成O2和N2，并將離解所消耗的化學(xué)能釋放出來(全部或部分)傳給物面(催化效應(yīng))，這就極大增加了飛行器表面所承受的氣動熱載荷，會導(dǎo)致材料表面溫度急劇升高，甚至?xí)l(fā)高超聲速飛行器失效，產(chǎn)生災(zāi)難性后果[4-5]。因此，開展飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)材料表面催化效應(yīng)研究，評估飛行器表面氣動熱載荷，優(yōu)化設(shè)計(jì)熱防護(hù)系統(tǒng)，對于高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)任務(wù)的成功與否就顯得尤為重要。

隨著高超聲速飛行器的快速發(fā)展，對飛行器的熱防護(hù)材料提出了耐高溫、非燒蝕(低燒蝕)、高輻射、低催化等更為苛刻的要求[6-7]。已有研究表明[8-11]：碳纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(C/SiC)是一種兼有金屬材料、陶瓷材料和碳材料性能優(yōu)點(diǎn)的熱結(jié)構(gòu)/功能一體化新型材料，克服了金屬材料耐溫低和密度大，陶瓷材料脆性大和可靠性差、碳材料抗氧化燒蝕性能差和強(qiáng)度低等缺點(diǎn)，具有耐高溫、低密度、高輻射、抗氧化、低燒蝕、中低催化等特點(diǎn)，已經(jīng)成為最有希望滿足高超聲速飛行器熱防護(hù)要求的候選材料之一。

使用C/SiC作為熱防護(hù)系統(tǒng)材料的高超聲速飛行器長時間服役于高焓化學(xué)非平衡流域，飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)所承受的氣動熱載荷以及表面溫度響應(yīng)在很大程度上受到C/SiC材料表面催化特性的影響[12]。例如，日本的“OREX”高超聲速飛行器CFD預(yù)測與飛行試驗(yàn)結(jié)果表明[13]：在飛行高度為67.6 km、飛行速度為6.72 km/s條件下，材料表面測量的真實(shí)駐點(diǎn)熱流是完全催化駐點(diǎn)熱流的66%左右。美國“Space Shuttle”高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)結(jié)果表明[14]：材料表面催化特性對大鈍頭體飛行器迎風(fēng)面氣動熱載荷的影響要比飛行器其他部位的嚴(yán)重。蘇聯(lián)“BOR”高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)結(jié)果與CFD預(yù)測結(jié)果表明[15-16]：在高度為72 km、速度為6.5 km/s大迎角飛行條件下，飛行器迎風(fēng)面上的低催化特性材料表面溫度是高催化特性材料表面溫度的70%～80%左右，溫度偏差最大可達(dá)300 ℃左右。

而在過去的高超聲速飛行器氣動熱載荷預(yù)測研究中，通常將防熱材料表面視為“完全催化(催化復(fù)合效率γ=1)”來考慮。這一保守的設(shè)計(jì)理念帶來了兩個方面的不足[17]：① 保守設(shè)計(jì)大大增加了飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的重量，降低了飛行器的有效載荷；② 對防熱材料耐高溫性能提出了更高的要求，增加了材料研制難度。因此，對于該類防熱材料表面催化特性(催化復(fù)合效率)的有效評估是評價其作為熱防護(hù)系統(tǒng)材料的使用性能的最關(guān)鍵參數(shù)之一。由于國內(nèi)缺乏C/SiC復(fù)合材料在不同氣動熱環(huán)境下表面催化復(fù)合效率試驗(yàn)數(shù)據(jù)，無法有效獲得該材料在高焓化學(xué)非平衡流域中的使用性能的準(zhǔn)確評價結(jié)果，導(dǎo)致對該材料在飛行器上的應(yīng)用以及使用性能的改進(jìn)存在較大的盲目性。

為此，本文基于1 MW高頻等離子體風(fēng)洞，開展了C/SiC復(fù)合材料表面催化特性研究，獲得了高焓化學(xué)非平衡流條件下材料表面催化復(fù)合效率隨表面溫度、壓力的數(shù)學(xué)表征關(guān)系式，為更準(zhǔn)確地確定高超聲速飛行器的氣動熱環(huán)境，實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)的精細(xì)化設(shè)計(jì)，有效改進(jìn)新型防熱材料使用性能提供了技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)設(shè)備

電感耦合等離子體(Inductive Coupled Plasma，ICP)風(fēng)洞(又名：高頻等離子體風(fēng)洞)具有流場純凈、運(yùn)行時間長、熱/化學(xué)非平衡流模擬能力強(qiáng)、試驗(yàn)效率高等特點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于高超聲速飛行器防熱材料催化、氧化、輻射等使用性能試驗(yàn)研究等。感應(yīng)加熱等離子體風(fēng)洞原理[18]：氣體介質(zhì)通過旋向進(jìn)氣裝置進(jìn)入石英管，載有高頻電流的感應(yīng)線圈纏繞在石英管上形成感應(yīng)放電室，在石英管內(nèi)部產(chǎn)生交變的電磁場并產(chǎn)生次生電流，在歐姆加熱的作用下氣體被加熱至很高的溫度，通過噴管進(jìn)入真空試驗(yàn)段，從而形成電感耦合等離子體射流(見圖1)。風(fēng)洞試驗(yàn)中可以通過調(diào)節(jié)電流、電壓、氣體流量、噴管直徑等來獲得不同的高焓化學(xué)非平衡流場狀態(tài)(焓值、熱流和駐點(diǎn)壓力等)，實(shí)現(xiàn)模擬不同飛行器熱防護(hù)材料的服役環(huán)境，滿足不同的防熱材料使用性能(催化、氧化燒蝕、輻射)測試需求。

圖1 電感耦合等離子體射流Fig.1 Jet flow of inductive coupled plasma

2 試驗(yàn)部分

2.1 C/SiC材料制備[7]

將三維碳纖維預(yù)制體放入溫度均一且無明顯強(qiáng)制氣體流動的反應(yīng)室內(nèi)。氣態(tài)先軀體三氯甲基硅烷(CH8SiCl3，簡稱MTS)和載氣H2，按照流量比1:10進(jìn)入高溫沉積爐內(nèi)。在1 000 ℃的沉積溫度和5 kPa爐內(nèi)壓強(qiáng)條件下，采用化學(xué)氣相滲透法在三維碳纖維預(yù)制體上沉積熱解碳界面和SiC基體，以獲得C/SiC復(fù)合材料。采用阿基米德排水法測得其密度為2.0～2.1 g/cm3，開氣孔率8%～10%，最終制備出催化試樣(?20 mm×3 mm)用于開展風(fēng)洞試驗(yàn)。C/SiC試樣宏觀和截面形貌如圖2所示，從圖中可以看出C/SiC表面有一層50～70 μm的SiC涂層存在。

圖2 C/SiC試樣的宏觀和截面形貌Fig.2 Macrograph and cross-section morphology of C/SiC test samples

2.2 表面參數(shù)測量

由于催化試樣周圍物體(風(fēng)洞洞壁、催化試樣托架等)經(jīng)過高壓水冷冷卻，表面溫度一般低于30 ℃，且催化試樣表面溫度較高(1 300～1 800 ℃)，根據(jù)兩物體輻射換熱系數(shù)公式可知，催化試樣與其他周圍物體表面之間存在的輻射換熱熱流對催化試樣表面輻射度影響較小，可以忽略不計(jì)。因此，在高表面溫度條件下，試樣表面的能量動態(tài)平衡關(guān)系可以簡化為：試樣表面的駐點(diǎn)熱流由試樣表面輻射熱流和試樣內(nèi)部傳導(dǎo)熱流兩部分組成。因此，在催化試驗(yàn)研究中，需要確定試樣表面溫度、試樣表面光譜發(fā)射率和傳入試樣內(nèi)部的傳導(dǎo)熱流3個參數(shù)。

1)試樣表面溫度確定：試樣表面溫度通過比色光學(xué)高溫計(jì)(LumaSense IGAR 12-LO型)測量，其溫度測量范圍為550～2 500 ℃,波段為1.52～1.64 μm, 精度為0.4%。

3)試樣內(nèi)部傳導(dǎo)熱流：通過二維軸對稱傳導(dǎo)/輻射混合傳熱計(jì)算程序確定,并通過試驗(yàn)驗(yàn)證其準(zhǔn)確性。圖4給出了典型試驗(yàn)狀態(tài)(壓力：3.3 kPa;完全催化熱流：1 710 kW/m2;焓值：24.08 MJ/kg)下通過光學(xué)高溫計(jì)測量獲得的C/SiC材料的表面溫度(Ta_meas)(a點(diǎn))和K型熱電偶測量得到的輻射腔底部溫度(Tc_meas)(c點(diǎn))與數(shù)值傳熱計(jì)算確定的表面溫度(Ta_cal)和輻射腔底部(Tc_cal)比較結(jié)果，其中溫度單位為K。從圖中可以看出，測量結(jié)果與計(jì)算結(jié)果是比較吻合的。

圖3 C/SiC光譜發(fā)射率隨波長的變化Fig.3 Spectrum emissivity of C/SiC vs wavelength

圖4 輻射/傳導(dǎo)耦合計(jì)算程序驗(yàn)證Fig.4 Validation of radiation/conduction coupling computation program

2.3 催化復(fù)合效率確定方法

依據(jù)“催化效應(yīng)對熱流密度的影響”，利用高頻等離子體風(fēng)洞所提供的純凈髙焓化學(xué)非平衡流場 ，采用理論分析、試驗(yàn)測試、數(shù)值模擬相結(jié)合的手段，開展C/SiC材料表面催化特性研究[19]，該方法的基本過程如下：

步驟1將測量得到的C/SiC試樣Tw輸入到高頻等離子體風(fēng)洞試樣繞流流場計(jì)算代碼中，獲得特定流場參數(shù)下，材料不同γ所對應(yīng)的計(jì)算駐點(diǎn)熱流(qcom)。

步驟2依據(jù)計(jì)算獲得的不同溫度條件下的一系列的γ和其所對應(yīng)的qcom，采用多項(xiàng)式擬合的方法構(gòu)造函數(shù)：

γ=f(qcom,Tw)

(1)

步驟3當(dāng)qcom與駐點(diǎn)熱流(qs)非常接近時，即|qcom-qs|/|qs|≤0.01，將qs替代qcom代入式(1)，獲得C/SiC材料在表面溫度為Tw條件下的γ。其中，qs等于qr和傳導(dǎo)熱流之和。

2.4 試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)中選用了壓力分別為1.0、1.8、3.3和6.0 kPa，焓值為19.3～35.9 MJ/kg范圍內(nèi)開展了20組不同狀態(tài)的催化特性試驗(yàn)，采用試驗(yàn)測試和CFD相互校測方法[20-21]重構(gòu)風(fēng)洞流場參數(shù)，詳細(xì)試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)見表1。圖5給出了典型試驗(yàn)狀態(tài)(駐點(diǎn)壓力：1 kPa;完全催化熱流：1 570 kW/m2)的試樣繞流的焓值HO(kJ/kg)和氮原子濃度(CN)分布云圖。

在C/SiC材料表面催化特性試驗(yàn)過程中，要確保在高焓氣流中C/SiC材料表面溫度穩(wěn)定，試樣表面的換熱達(dá)到動態(tài)平衡,要滿足這一條件,需要較長的試驗(yàn)時間(大致為300～400 s)。圖6為試樣催化試驗(yàn)過程中和試驗(yàn)結(jié)束后照片。

表1 C/SiC催化試驗(yàn)參數(shù)及結(jié)果Table 1 Catalytic test parameters and results of C/SiC

圖5 試樣繞流計(jì)算結(jié)果Fig.5 Computation result of flow field around test samples

圖6 C/SiC試樣催化試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.6 Catalytic test photos of C/SiC test samples

3 結(jié)果與討論

3.1 催化試驗(yàn)結(jié)果

表1中給出了C/SiC材料表面催化試驗(yàn)結(jié)果，其中，CO和CN分別為氧原子和氮原子濃度，HO為總焓，結(jié)果表明：在同一壓力條件下(States A、B、C和D)，C/SiC材料表面催化復(fù)合效率隨著表面溫度的升高而增大。在相同表面溫度條件下，C/SiC材料表面催化復(fù)合效率隨著駐點(diǎn)壓力的升高而減小，其變化規(guī)律完全滿足阿倫尼烏斯方程關(guān)系式。通過表1給出的γ值對試樣表面溫度的倒數(shù)(1/Tw)作圖，從數(shù)據(jù)點(diǎn)可知，在相同壓力條件下，曲線呈現(xiàn)明顯的數(shù)據(jù)單調(diào)性(圖7),結(jié)果表明，在同一壓力條件下C/SiC材料表面催化復(fù)合效率可以被定義為表面溫度的函數(shù)。在考慮不同駐點(diǎn)壓力(States A、B、C和D)的時候，根據(jù)離散的數(shù)據(jù)點(diǎn)(見圖7)可知，無法獲得表面催化復(fù)合效率與溫度的有效數(shù)學(xué)表征關(guān)系。在采用駐點(diǎn)壓力和原子分壓修正后,所獲得的所有試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)較好的數(shù)據(jù)單調(diào)性，圖8給出了它們的單調(diào)相關(guān)性，使用最小二乘法得出這些獨(dú)立的數(shù)據(jù)點(diǎn)偏離直線的最大值不超過4%,并給出的數(shù)學(xué)關(guān)系式為

γPsPAw/PAe=0.0212 663exp(-8417.92/Tw)

(2)

式中：Ps為駐點(diǎn)壓力；PAw為物面原子分壓(氧原子和氮原子)；PAe為邊界層外緣原子分壓。

試驗(yàn)結(jié)果表明：C/SiC在高溫條件下的表面催化復(fù)合效率應(yīng)該同時被定義為表面溫度、駐點(diǎn)壓力和原子分壓的相關(guān)函數(shù)。

圖7 C/SiC催化復(fù)合效率隨表面溫度變化Fig.7 Catalytic recombination coefficients of C/SiC vs surface temperature

圖8 C/SiC催化復(fù)合效率隨表面溫度、駐點(diǎn)壓力和原子分壓的變化Fig.8 Catalytic recombination coefficients of C/SiC vs surface temperature, stagnation point pressure and atomic partial pressure

3.2 試驗(yàn)結(jié)果比較

圖9給出了國內(nèi)外不同研究機(jī)構(gòu)測量所獲得的C/SiC材料在表面溫度1 350～1 800 K范圍內(nèi)的催化復(fù)合效率試驗(yàn)結(jié)果。比利時馮·卡門流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室(VKI)Chazot等基于1.2 MW高頻等離子體風(fēng)洞，在駐點(diǎn)壓力為20 kPa條件下[22]，在表面溫度1 470～1 768 K范圍內(nèi)，測量獲得的C/SiC材料表面催化復(fù)合效率隨著表面溫度的升高從0.000 7單調(diào)增加到0.003。美國NASA的Stewart[23]利用電弧風(fēng)洞測量獲得了C/SiC材料在表面溫度1 380～1 628 K范圍內(nèi)的催化試驗(yàn)結(jié)果(0.025～0.065)。德國斯圖加特大學(xué)的Pidan等[24]利用500 kW高頻等離子體風(fēng)洞(PWK2, RD5)，采用“原子耗散法”測量獲得了在較低駐點(diǎn)壓力條件下(466～660 Pa)，表面溫度1 470～1 670 K范圍內(nèi)的C/SiC材料表面催化復(fù)合效率隨著表面溫度的升高從0.08單調(diào)減小到0.05。俄羅斯中央機(jī)械制造研究院(TSNNIMASH)在1 MW高頻等離子體風(fēng)洞(U-13)開展C/SiC催化試驗(yàn)結(jié)果表明[25]，在駐點(diǎn)壓力為1 kPa條件下， 表面溫度為1 465～1 690 K范圍內(nèi)，測量所獲得的C/SiC材料表面催化復(fù)合效率隨著溫度的升高從0.006單調(diào)增加到0.019。中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)基于1 MW高頻等離子風(fēng)洞，在駐點(diǎn)壓力為1 kPa， 表面溫度為1 453～1 723 K范圍內(nèi)，測量所獲得的C/SiC材料表面催化復(fù)合效率為0.007 5～0.019，并隨著表面溫度的升高單調(diào)增加，完全滿足阿倫尼烏斯規(guī)律。

圖9 C/SiC催化試驗(yàn)結(jié)果比較Fig.9 Comparison of catalytic test results of C/SiC

從圖9中可以看出，本研究(CARDC in present work)與TSNNIMASH在相同駐點(diǎn)壓力(1 kPa)、同一溫度范圍內(nèi)(1 400～1 700 K)的催化復(fù)合效率試驗(yàn)結(jié)果(數(shù)量級相同，10-2左右)以及隨溫度的變化規(guī)律(單調(diào)增加)比較相一致。然而，斯圖加特大學(xué)的Pidan等和NASA的Stewart等試驗(yàn)結(jié)果卻明顯偏高，VKI的Chazot等的試驗(yàn)結(jié)果卻明顯偏低。造成的主要原因在于：Pidan等是通過測試駐點(diǎn)線上原子濃度分布并結(jié)合激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)確定材料表面催化復(fù)合效率。為了獲得相對準(zhǔn)確的催化試驗(yàn)結(jié)果，需要測量射流中氬原子的光譜數(shù)據(jù)作為“原子耗散法”的標(biāo)準(zhǔn)光譜輻射強(qiáng)度。工作氣體中加入的少量氬氣會在一定程度上降低流場品質(zhì)，增加試驗(yàn)誤差。其次，將室溫條件下完全催化材料(Cu)的表面催化復(fù)合效率設(shè)定為1，而CARDC和TSNNIMASH設(shè)定為0.15，使用的完全催化標(biāo)準(zhǔn)不同，導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果之間存在較大差異； Chazot等在試樣表面駐點(diǎn)熱流的確定過程中，將試樣內(nèi)部的傳導(dǎo)熱流取為0，在此條件下，試樣表面的氣動加熱熱流等于其輻射熱流，導(dǎo)致確定的試樣表面熱流明顯偏低，故而催化復(fù)合效率結(jié)果偏低；而NASA的Stewart所使用的電弧風(fēng)洞由于銅電極燒蝕原因，部分Cu離子會附著在材料表面，材料表面駐點(diǎn)熱流會明顯增大，使得確定的催化復(fù)合效率結(jié)果偏高。

4 典型飛行器氣動熱環(huán)境預(yù)測

依據(jù)“催化效應(yīng)對熱流密度的影響”開展了美國某鈍頭體(半徑Rn=410 mm，傾角α=30°，長度L=1 200 mm)典型飛行器(H=73 km，U=6.478 km/s)表面熱環(huán)境預(yù)測。圖10分別給出了該飛行器的幾何外形、考慮完全催化和完全非催化時的氧原子和氮原子濃度分布(CA)以及沿鈍頭體表面熱流(q)分布結(jié)果，其中S為沿鈍頭體表面距離，單位為mm。從圖中可知，完全非催化表面駐點(diǎn)熱流是完全催化駐點(diǎn)熱流的60%～70%左右。根據(jù)3.1節(jié)所得到的C/SiC催化復(fù)合系數(shù)，若該飛行器頭椎使用C/SiC作為熱防護(hù)材料，在考慮完全催化和文中所得的催化試驗(yàn)數(shù)據(jù)時(有限催化)獲得了飛行器表面及內(nèi)部溫度(TS)變化歷程，見圖11。結(jié)果表明，考慮有限催化條件下的表面溫度比完全催化時低200～250 K左右。這也進(jìn)一步證明了飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)所承受的氣動熱載荷以及表面溫度響應(yīng)在很大程度上受到防熱材料表面催化特性的影響。

圖10 典型飛行器氣動熱環(huán)境預(yù)測Fig.10 Prediction of aerothermal condition of typical aerocraft

圖11 鈍頭體使用C/SiC的典型飛行器氣動熱環(huán)境預(yù)測Fig.11 Prediction of aerothermal condition of typical aerocraft with blunt body using C/SiC

5 結(jié) 論

1) 在1 MW高頻等離子體風(fēng)洞上，確定了C/SiC材料在駐點(diǎn)壓力分別為1、1.8、3.3和6.0 kPa，焓值為19.3～35.9 MJ/kg范圍的高焓離解空氣環(huán)境下，在表面溫度為1 453～2 003 K范圍內(nèi)的表面催化反應(yīng)復(fù)合效率隨溫度和壓力的變化關(guān)系。試驗(yàn)結(jié)果表明：C/SiC材料在高溫條件下的表面催化復(fù)合效率應(yīng)該同時被定義為表面溫度、駐點(diǎn)壓力和原子分壓的函數(shù)。

2) 對比國內(nèi)外公開文獻(xiàn)，本文獲得的高溫條件下C/SiC材料表面催化反應(yīng)復(fù)合效率試驗(yàn)結(jié)果的數(shù)量級(10-2左右)是一致的，可為新一代高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供關(guān)鍵試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3) 根據(jù)所獲得的催化試驗(yàn)數(shù)據(jù)，開展了美國某典型飛行器表面氣動熱環(huán)境預(yù)測，計(jì)算結(jié)果表明考慮完全非催化條件下的駐點(diǎn)熱流為完全催化熱流的60%～70%，考慮有限催化條件下的表面溫度比完全催化時低200～250 K左右。該研究將為地面試驗(yàn)結(jié)果如何應(yīng)用于飛行環(huán)境的天地?fù)Q算工作提供技術(shù)支撐。

參 考 文 獻(xiàn)

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