付志鵬，陳 宏，秦 強(qiáng)，叢琳華，魏廣平

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065)

1 引 言

高超聲速技術(shù)已成為21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域關(guān)注的熱點(diǎn)問題，展現(xiàn)出廣闊的軍民兩用前景。高超聲速飛行器在大氣層中飛行時(shí)，氣動(dòng)加熱極為嚴(yán)重，配備性能良好的熱防護(hù)系統(tǒng)(Thermal Protection System，TPS)是保證高超聲速飛行器安全、順利完成目標(biāo)任務(wù)的關(guān)鍵因素之一，而燒蝕型熱防護(hù)是目前應(yīng)用最廣泛的一種熱防護(hù)形式[1]。

燒蝕防熱包含相變燒蝕、化學(xué)燒蝕和機(jī)械剝蝕等類型，結(jié)構(gòu)熱解時(shí)產(chǎn)生的煙氣與孔隙之間存在著特殊的能量和物質(zhì)流動(dòng)，整體結(jié)構(gòu)承受著極為復(fù)雜的熱化學(xué)與空氣動(dòng)力學(xué)的耦合作用[2]。B.Helber等[3]對(duì)低密度碳-酚醛燒蝕器進(jìn)行了燒蝕試驗(yàn)，揭示了熱解氣體和燒蝕過程中的反應(yīng)產(chǎn)物。董維中[4]對(duì)高超聲速熱防護(hù)層進(jìn)行了研究，將材料的動(dòng)態(tài)熱響應(yīng)與氣動(dòng)熱進(jìn)行耦合計(jì)算，對(duì)石墨熱防護(hù)層進(jìn)行燒蝕研究，求解出了表面后退深度，壁面周圍氣體質(zhì)量分?jǐn)?shù)。楊德軍[5]結(jié)合有限元方法，對(duì)燒蝕表面退縮條件下碳/碳復(fù)合材料瞬態(tài)溫度場(chǎng)進(jìn)行了分析和研究。LMS SAMTECH與歐洲的空間技術(shù)公司EADS ASTRIUM合作開發(fā)的熱燒蝕分析軟件Amaryllis，是目前業(yè)界較專業(yè)和成熟的熱燒蝕分析軟件，但是與大型商用軟件并不兼容，而且與三維制圖軟件之間沒有交互傳遞的接口，難以滿足現(xiàn)在復(fù)雜、大型的飛行器模型的測(cè)試要求。

當(dāng)前，國(guó)內(nèi)型號(hào)設(shè)計(jì)所使用的燒蝕材料內(nèi)部熱響應(yīng)計(jì)算程序基本上為一維的[6-8]，并且通常把熱解氣體在碳化層內(nèi)的流動(dòng)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。以往的研究表明，對(duì)于飛行器表面熱流梯度較大的部位，采用一維模型預(yù)測(cè)的溫度場(chǎng)與實(shí)際情況會(huì)有較大的出入。近年來，國(guó)內(nèi)已開始對(duì)碳化材料內(nèi)部三維熱響應(yīng)計(jì)算進(jìn)行初步的嘗試[9]，但還沒有形成較好的計(jì)算能力。

綜上所述，目前高溫?zé)g理論基礎(chǔ)并不完善，高溫?zé)g相關(guān)的計(jì)算分析(包括仿真分析)尚處在逐漸成熟的階段，燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)仍需要通過地面加熱試驗(yàn)來進(jìn)行驗(yàn)證。鑒于高溫?zé)g分析手段尚不成熟，無法通過計(jì)算給出精確的燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)的熱流和溫度時(shí)序，故全方程熱流密度控制方法便成為燒蝕加熱試驗(yàn)的一種有效方法。

2 全方程熱流密度控制方法

全方程熱流密度控制方法是在給定結(jié)構(gòu)飛行彈道參數(shù)后，計(jì)及氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)的耦合效應(yīng)，引入試驗(yàn)?zāi)M過程中實(shí)際測(cè)量的結(jié)構(gòu)表面溫度，將其代入氣動(dòng)加熱計(jì)算方程中參與氣動(dòng)熱耦合換熱計(jì)算，將氣動(dòng)熱耦合迭代過程與試驗(yàn)的控制過程相結(jié)合，從而實(shí)現(xiàn)全方程熱流密度控制。其試驗(yàn)流程如下：實(shí)時(shí)測(cè)量結(jié)構(gòu)表面溫度，將當(dāng)前時(shí)刻實(shí)測(cè)溫度、飛行器軌道參數(shù)、相關(guān)的空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)及熱損失項(xiàng)等代入全方程熱流控制方程，計(jì)算出下一時(shí)刻需施加給試驗(yàn)件的熱流，與當(dāng)前時(shí)刻的熱流反饋值進(jìn)行比較，由控制系統(tǒng)閉環(huán)調(diào)整，實(shí)現(xiàn)需施加給試驗(yàn)件的熱流輸出，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)全方程熱流控制[10]。

根據(jù)氣動(dòng)加熱及傳熱學(xué)理論，從表面?zhèn)魅虢Y(jié)構(gòu)的凈熱流密度為：

(1)

hw=cPTw

(2)

其中，qn為表面熱壁熱流，單位為W/m2；qc為表面冷壁熱流，單位為W/m2；hw為表面壁溫下的氣體焓值，單位為J/kg；hr為氣體恢復(fù)溫度下的氣體焓值，單位為J/kg；ε為結(jié)構(gòu)表面輻射系數(shù)；σ為波爾茲曼常數(shù)，Tw為結(jié)構(gòu)表面壁溫；cp為空氣的定壓比熱容，為結(jié)構(gòu)表面壁溫的函數(shù)。

式(1)右邊第一項(xiàng)表示表面溫度修正后對(duì)結(jié)構(gòu)表面的氣動(dòng)加熱，第二項(xiàng)是表面的輻射散熱。

采用石英燈輻射加熱器開展熱試驗(yàn)時(shí)，在當(dāng)前技術(shù)條件下，主要采用圓箔式熱流計(jì)測(cè)試石英燈輻射到試驗(yàn)件表面的熱流值。為提高加熱效率，在熱流計(jì)與試驗(yàn)件表面均進(jìn)行相同黑度系數(shù)的“涂黑”處理。根據(jù)基爾霍夫定律，在熱平衡條件下，物體的吸收率和輻射率相等，故在增加吸收能力的同時(shí)也增加了對(duì)外輻射的能力，這部分熱流值是熱損失的主要來源。

熱損失的另一個(gè)主要來源是地面環(huán)境下結(jié)構(gòu)表面與周圍空氣之間的自然對(duì)流換熱。根據(jù)石英燈輻射加熱的特點(diǎn)，試驗(yàn)系統(tǒng)無法完全與外界隔熱，因此，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)表面與外界空氣之間會(huì)產(chǎn)生對(duì)流傳熱。在試驗(yàn)環(huán)境條件下，結(jié)構(gòu)表面與周圍空氣之間的對(duì)流多為不規(guī)則紊流換熱。

熱損失公式可以寫為：

(3)

其中，ε2為地面試驗(yàn)條件下結(jié)構(gòu)表面黑度系數(shù)；ha為地面試驗(yàn)條件下結(jié)構(gòu)表面與周圍空氣對(duì)流換熱系數(shù)；Ta為結(jié)構(gòu)表面附近空氣溫度。

為了保證施加到試驗(yàn)件上的熱流值真實(shí)有效，在進(jìn)行熱流密度控制時(shí)，需要在控制方程中加入熱損失值，確保試驗(yàn)件吸收熱流按照給定熱流曲線控制。由于結(jié)構(gòu)表面與周圍空氣對(duì)流換熱系數(shù)和結(jié)構(gòu)表面附近空氣溫度很難通過理論計(jì)算得到，因此，將這兩項(xiàng)熱損失統(tǒng)一視為在地面環(huán)境下結(jié)構(gòu)表面由于升溫所引起的附加熱損失，通過試驗(yàn)測(cè)試得到。

此外，當(dāng)熱流計(jì)安裝平面高于試驗(yàn)件平面時(shí)，需要引入高度系數(shù)對(duì)熱壁熱流項(xiàng)進(jìn)行高度修正。因此，施加給試驗(yàn)件表面的熱流為：

(4)

其中，k是熱流密度傳感器的高度系數(shù)；qloss是熱流計(jì)在指定高度下標(biāo)定的熱損失量。

熱模擬試驗(yàn)控制方程為：

(5)

由式(4)和式(5)可進(jìn)一步得到熱模擬試驗(yàn)控制方程：

(6)

在熱試驗(yàn)中，可測(cè)得試驗(yàn)件表面溫度Tw和表面熱流qgage，熱損失項(xiàng)qloss和高度系數(shù)k通過前期試驗(yàn)確定，控制方程中的其他熱物理參數(shù)都是Tw的函數(shù)，只要測(cè)得Tw，通過式(2)可得到Tw溫度下的hw，就能確定qcon，從而實(shí)現(xiàn)全方程熱流密度控制。

3 試驗(yàn)系統(tǒng)與方法

3.1 試驗(yàn)對(duì)象

試驗(yàn)對(duì)象為某典型艙段熱防護(hù)試驗(yàn)件。試驗(yàn)件為圓筒外形，采用“外防熱+金屬冷承載艙體”的結(jié)構(gòu)方案，試驗(yàn)件冷承載艙體為鋁合金材料，艙體外部敷設(shè)燒蝕熱防護(hù)層，整體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 典型艙段熱防護(hù)試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)示意圖

3.2 試驗(yàn)件支持

試驗(yàn)件在試驗(yàn)過程中呈豎立狀態(tài)，將試驗(yàn)件后端支撐，如圖2所示。試驗(yàn)件前后端面用厚棉氈進(jìn)行包裹隔熱，防止熱氣流入試驗(yàn)件內(nèi)部。

圖2 試驗(yàn)件支持狀態(tài)

3.3 試驗(yàn)測(cè)量

溫度測(cè)點(diǎn)共13個(gè)，1-9號(hào)測(cè)點(diǎn)測(cè)量典型艙段內(nèi)壁溫度，10、11號(hào)測(cè)點(diǎn)測(cè)量外壁面防熱層溫度，12、13號(hào)測(cè)點(diǎn)測(cè)量典型艙段內(nèi)部空氣溫度。10、11號(hào)測(cè)點(diǎn)分別布置1個(gè)K型熱電偶和1個(gè)B型熱電偶。各測(cè)點(diǎn)位置如圖3所示，典型艙段關(guān)于XZ平面對(duì)稱，部分測(cè)點(diǎn)位置僅用半模表示。

(a)內(nèi)壁溫測(cè)點(diǎn)

3.4 試驗(yàn)熱載荷及加載

第一步：調(diào)試獲取熱壁熱流

(a)選取材料及結(jié)構(gòu)形式與真實(shí)試件一致的平板試片，如圖4所示，試片正面粘貼1個(gè)K型熱電偶和1個(gè)B型熱電偶，K型熱電偶所測(cè)溫度參與1000℃以內(nèi)全方程控制試驗(yàn)，B型熱電偶所測(cè)溫度參與1000℃以上全方程控制試驗(yàn)，試片背面粘貼2個(gè)K型熱電偶，用于監(jiān)測(cè)傳導(dǎo)溫度，選取和正式試驗(yàn)功率密度一致的模塊化加熱器。

圖4 平板試片現(xiàn)場(chǎng)照片

(b)按照正式試驗(yàn)中試件與加熱器的空間相對(duì)位置安裝平板試片和加熱器，如圖5所示。

圖5 平板加熱試驗(yàn)安裝現(xiàn)場(chǎng)照片

(c)按照試驗(yàn)件的溫區(qū)劃分(如圖6所示)、冷壁熱流和恢復(fù)焓，按照式(6)進(jìn)行全方程控制試驗(yàn)，如圖7所示。

圖6 試驗(yàn)件溫區(qū)劃分示意圖

圖7 平板加熱試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)照片

(d)根據(jù)熱流計(jì)測(cè)量結(jié)果得到時(shí)間-熱壁熱流曲線q1。

第二步：調(diào)試獲取高度系數(shù)

(a)選取材料及結(jié)構(gòu)形式與真實(shí)試件一致的平板試片，選取和正式試驗(yàn)功率密度一致的模塊化加熱器。

(b)按照試驗(yàn)中試件與加熱器的空間相對(duì)位置安裝平板試件和正式試驗(yàn)加熱器，在與平板試件表面平齊位置安裝熱流傳感器AQ1，在高出平板試件表面位置安裝熱流傳感器AQ2。

(c)按照時(shí)間-熱壁熱流曲線q1，以熱流傳感器AQ1作為反饋控制點(diǎn)，進(jìn)行熱流閉環(huán)控制加熱，熱流傳感器AQ2全程記錄熱流值，并記錄控制電壓數(shù)據(jù)。

(d)通過對(duì)比AQ1和AQ2熱流測(cè)量值，進(jìn)行位置系數(shù)的修正，獲得用于正式加熱試驗(yàn)所需的高度系數(shù)。

第三步：正式試驗(yàn)加熱

(a)按照正式試驗(yàn)中試件與加熱器的空間相對(duì)位置安裝真實(shí)試驗(yàn)件、正式試驗(yàn)加熱器和熱流傳感器AQ2，并安裝排風(fēng)裝置。

(b)各溫區(qū)按照各自的時(shí)間-熱流曲線q1并乘以高度系數(shù)，以AQ2作為控制反饋點(diǎn)進(jìn)行熱流閉環(huán)加熱。

溫區(qū)1的表面幾何中心附近粘貼1個(gè)K型熱電偶和1個(gè)B型熱電偶，K型熱電偶所測(cè)溫度參與1000℃以內(nèi)全方程控制試驗(yàn)，B型熱電偶所測(cè)溫度參與1000℃以上全方程控制試驗(yàn)。溫區(qū)2的表面幾何中心附近粘貼1個(gè)K型熱電偶，加熱試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖8所示。

圖8 加熱試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖

4 試驗(yàn)結(jié)果與分析

4.1 試驗(yàn)結(jié)果

溫區(qū)2的熱流在整個(gè)加熱試驗(yàn)過程中跟隨良好；溫區(qū)1的熱流在初始階段跟隨良好，試驗(yàn)運(yùn)行至149s，溫區(qū)1的熱流密度傳感器冷卻水管接頭部位由于受熱發(fā)生滴漏，滴漏的水沿冷卻銅管流至熱流密度傳感器表面，致使熱流密度傳感器的反饋值與控制系統(tǒng)的基準(zhǔn)值偏差較大，反饋值無法跟隨基準(zhǔn)值，試驗(yàn)由熱流控制模式改為備份電壓(平板加熱試驗(yàn)獲得)控制模式。試驗(yàn)采用的儀器設(shè)備均在有效期內(nèi)使用，試驗(yàn)數(shù)據(jù)真實(shí)有效。試驗(yàn)件溫度曲線見圖9、圖10。

圖9 內(nèi)壁溫度測(cè)點(diǎn)溫度-時(shí)間曲線

圖10 空氣溫度測(cè)點(diǎn)溫度-時(shí)間曲線

正式加熱試驗(yàn)的整個(gè)試驗(yàn)過程中，內(nèi)壁溫度基本處于持續(xù)上升狀態(tài)，內(nèi)壁最高溫度出現(xiàn)在5號(hào)測(cè)點(diǎn)的試驗(yàn)最終時(shí)刻，達(dá)到241℃。正式加熱試驗(yàn)的溫區(qū)1的外壁溫度測(cè)點(diǎn)，最高溫度出現(xiàn)在192s，達(dá)到1200℃，溫區(qū)2的外壁溫度測(cè)點(diǎn)，最高溫度出現(xiàn)在2302s，達(dá)到550℃。正式加熱試驗(yàn)的整個(gè)試驗(yàn)過程中，內(nèi)部空氣溫度基本處于持續(xù)上升狀態(tài)，內(nèi)部空氣最高溫度出現(xiàn)在試驗(yàn)最終時(shí)刻，達(dá)到214℃。

4.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

正式加熱試驗(yàn)的溫區(qū)1外壁最高溫度為1200℃，低于平板加熱試驗(yàn)的1500℃，原因在于正式試驗(yàn)的煙霧濃度高于平板加熱試驗(yàn)，切換為備份電壓控制模式后，到達(dá)試驗(yàn)件表面的熱流存在一定程度的減少，導(dǎo)致試驗(yàn)件的整體加熱量不夠。正式加熱試驗(yàn)的內(nèi)壁最高溫度為241℃，低于平板加熱試驗(yàn)的456℃，其原因除試驗(yàn)件的整體加熱量不夠外，平板加熱試驗(yàn)時(shí)氣凝膠板與試驗(yàn)件的鑲嵌邊界的漏熱、正式試驗(yàn)件的熱沉高于平板試件這兩種因素也導(dǎo)致了上述試驗(yàn)現(xiàn)象的發(fā)生。

5 結(jié) 論

本文基于全方程熱流密度控制方法，進(jìn)行了典型艙段熱防護(hù)試驗(yàn)件加熱燒蝕試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)過程和結(jié)果進(jìn)行了分析，得到了以下結(jié)論：

(1)全方程熱流密度控制試驗(yàn)為非目標(biāo)導(dǎo)向的正向試驗(yàn)、實(shí)時(shí)反復(fù)迭代的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，能夠精準(zhǔn)地模擬結(jié)構(gòu)在真實(shí)飛行過程中經(jīng)歷的熱流時(shí)序，很好地解決了燒蝕熱防護(hù)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)加熱模擬準(zhǔn)確性不高的問題。

(2)全方程熱流密度控制試驗(yàn)的實(shí)時(shí)測(cè)量、反復(fù)迭代特性，對(duì)試驗(yàn)過程中的熱流密度、結(jié)構(gòu)表面溫度的測(cè)量精度和過程完好性提出了更高的要求，以避免試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)較大的不確定性。要求試驗(yàn)時(shí)選取精度較高的熱流傳感器和測(cè)溫?zé)犭娕疾⒅贫▏?yán)格的試驗(yàn)方案，以確保試驗(yàn)過程中的完好性。

(3)試驗(yàn)過程中燒蝕結(jié)構(gòu)熱解出現(xiàn)煙霧是加熱燒蝕試驗(yàn)的特點(diǎn)，如何確保小板調(diào)試試驗(yàn)和正式試驗(yàn)過程中的煙霧濃度基本相當(dāng)以保證調(diào)試試驗(yàn)和正式試驗(yàn)到達(dá)試驗(yàn)件表面的熱流基本一致，仍是未來加熱燒蝕試驗(yàn)需要繼續(xù)研究的技術(shù)難點(diǎn)。