羅世彬，廟智超，宋佳文

中南大學(xué) 航空航天學(xué)院，長沙 410083

熱防護(hù)技術(shù)是高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一，隨著飛行速度的進(jìn)一步提升，熱防護(hù)問題成為制約高超聲速飛行器發(fā)展的核心所在[1-2]。熱防護(hù)技術(shù)根據(jù)其冷卻原理的不同，可分為被動(dòng)和主動(dòng)式熱防護(hù)。航天飛機(jī)、宇宙飛船等再入式高超聲速飛行器由于所受氣動(dòng)加熱嚴(yán)重，峰值熱流密度過高等限制，大都采用了結(jié)構(gòu)簡單、技術(shù)成熟的燒蝕冷卻[3]。未來世界各國為降低空間運(yùn)輸成本，大力發(fā)展可重復(fù)使用天地往返飛行器，對于整個(gè)飛行任務(wù)中氣動(dòng)外形的保持提出了更高的要求[4]。單純依靠一次性使用、成本過高的燒蝕冷卻難以滿足任務(wù)需求[5]，因此需要探索能抵抗更高熱流密度、可長時(shí)間工作、可重復(fù)使用、溫度和熱流可閉環(huán)控制的熱防護(hù)技術(shù)[6]。

主動(dòng)冷卻是一種通過自身攜帶或從外界獲取冷卻工質(zhì)與壁面進(jìn)行熱交換帶走熱量或形成氣膜覆蓋在高溫壁面表面阻止熱量傳遞的冷卻方式[7-8]。其中，氣膜冷卻和發(fā)散冷卻相較于對流冷卻有更高的冷卻效率和更少的冷卻劑消耗量，已在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪葉片和端壁冷卻中得到了廣泛應(yīng)用[9]。針對高超聲速應(yīng)用背景下，氣膜冷卻可極大降低鼻錐壁面的熱載荷[10]，但需要較大的吹風(fēng)比，不利于長時(shí)間工作。此外，Ding等[11]指出，采用單一氣膜冷卻時(shí)，大量的冷卻劑熱沉未得到合理利用。針對高超聲速飛行器發(fā)散冷卻技術(shù)，近年來研究表明[12]，由于前緣結(jié)構(gòu)具有曲面效應(yīng)，曲面附近駐點(diǎn)區(qū)域的溫度和壓力過大，遠(yuǎn)大于前緣的下游直線段，導(dǎo)致多孔介質(zhì)內(nèi)的冷卻劑分布不均勻，在熱流密度最高的頭部區(qū)域反而冷卻劑質(zhì)量相對更少，在主流溫度較高的情況下，可能會(huì)導(dǎo)致多孔介質(zhì)燒蝕，發(fā)散冷卻失效，影響飛行器的正常工作。由于氣膜冷卻和發(fā)散冷卻在高超聲速應(yīng)用背景下都存在自己的優(yōu)勢和局限性，通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，可將氣膜冷卻和發(fā)散冷卻進(jìn)行組合，實(shí)現(xiàn)優(yōu)勢互補(bǔ)[13]。清華大學(xué)的Huang等[14-15]設(shè)計(jì)了支板發(fā)散-氣膜組合冷卻結(jié)構(gòu)，并通過實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬驗(yàn)證該結(jié)構(gòu)可顯著提升冷卻效率。中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)的Ding等[11]提出了一種雙層氣膜-發(fā)散組合冷卻結(jié)構(gòu)，研究了3種質(zhì)量流量下，不同內(nèi)層氣膜孔的數(shù)量對結(jié)構(gòu)整體冷卻效率的影響，并對組合冷卻結(jié)構(gòu)的流動(dòng)換熱機(jī)理進(jìn)行了研究。

當(dāng)前針對鼻錐、前緣發(fā)散冷卻研究集中在對結(jié)構(gòu)的優(yōu)化、冷卻劑種類以及多孔介質(zhì)參數(shù)的研究中[11]。Zhao[16-17]和林佳[18]等分別開展了基于多孔鼻錐模型的液態(tài)水發(fā)散冷卻試驗(yàn)和氣態(tài)發(fā)散冷卻數(shù)值模擬，選取了主流參數(shù)中的溫度、速度、雷諾數(shù)，研究其對多孔鼻錐冷卻特性的影響。Ding等[11, 19]提出前緣間斷發(fā)散冷卻模型和前緣雙層氣膜-發(fā)散冷卻模型，通過研究不同的結(jié)構(gòu)布局來分析冷卻特性的改變，而關(guān)于運(yùn)行工況只研究了不同的冷卻劑流量的影響。

目前關(guān)于鼻錐、前緣的發(fā)散冷卻采用的計(jì)算工況和真實(shí)飛行工況存在一定差別，在研究中為了簡化模型選取了0°攻角。但是高超聲速飛行器在實(shí)際飛行過程中，攻角會(huì)實(shí)時(shí)發(fā)生變化，此時(shí)飛行器體軸不再與速度方向平行，來流的特性會(huì)發(fā)生極大的改變，對前緣主動(dòng)冷卻的影響也更加明顯。關(guān)于前緣半徑和熱流密度的關(guān)系已知，但關(guān)于前緣楔角的改變給前緣組合冷卻帶來的影響目前尚無研究。此外，前人的研究中所采用的幾何模型均為上下面對稱結(jié)構(gòu)，考慮到真實(shí)飛行器的前緣外形在設(shè)計(jì)時(shí)可能會(huì)采用上下非對稱結(jié)構(gòu)，因此有必要對非對稱構(gòu)型前緣的組合冷卻效果進(jìn)行研究。本文在Ding等[11]提出的具有良好冷卻效果的氣膜-發(fā)散組合冷卻結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，針對來流攻角、前緣楔角產(chǎn)生的非對稱因素對前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)的影響進(jìn)行研究，揭示流動(dòng)換熱規(guī)律，為高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

1 數(shù)值模擬

1.1 物理模型

采用的物理模型參考了Ding等[11]提出的高超聲速飛行器前緣雙層氣膜-發(fā)散組合冷卻結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。其中，內(nèi)部為空腔，尾部管路用于輸送冷卻劑。內(nèi)層為開有離散槽縫的結(jié)構(gòu)金屬層，采用高強(qiáng)度鋁合金材料制成，可增強(qiáng)組合冷卻結(jié)構(gòu)的承載能力；外層為基于多孔介質(zhì)的發(fā)散冷卻層，采用鎳基高溫合金粉末燒結(jié)而成。

圖1 高超聲速飛行器前緣組合冷卻結(jié)構(gòu)[11]

為了減小計(jì)算的復(fù)雜度，將三維模型簡化為二維模型進(jìn)行研究，簡化模型如圖2所示[11]。前緣總長度L為 40 mm，上楔角為θ1，下楔角為θ2，頭部半徑為3 mm，多孔介質(zhì)和高強(qiáng)鋁合金厚度均為1 mm，離散槽縫及氣膜孔的寬度均為0.5 mm。以前緣頭部最前端為平面直角坐標(biāo)系的原點(diǎn)，將X軸坐標(biāo)由前緣總長度L進(jìn)行無量綱化處理。

圖2 模型尺寸示意圖[11]

1.2 數(shù)學(xué)模型和數(shù)值方法

本文建立了包括主流通道、多孔介質(zhì)、固體、冷卻劑通道4個(gè)計(jì)算域。主流通道和冷卻劑通道計(jì)算域的控制方程如下：

(1)

(2)

(3)

式中[20-21]:ρ為流體密度,kg/m3；U為流體速度,m/s；p為壓力,Pa;τ為剪切應(yīng)力,N；E為內(nèi)能,J；λ為熱導(dǎo)率,W/(m·K)；T為溫度，K。

由于多孔介質(zhì)真實(shí)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，內(nèi)部孔隙形狀及大小各不相同，在數(shù)值模擬時(shí)一般不采用直接模擬的手段，而是對其進(jìn)行簡化，通過在動(dòng)量方程中添加源項(xiàng)來模擬流動(dòng)阻力，源項(xiàng)由黏性損失項(xiàng)和慣性損失項(xiàng)組成。基于Darcy定律的Forchheimer-Brinkman修正方程已被廣泛用于描述多孔介質(zhì)內(nèi)的流動(dòng)特性[22]，其特點(diǎn)是同時(shí)考慮了流體流動(dòng)慣性和黏性耗散影響，可用于多孔介質(zhì)區(qū)域動(dòng)量方程的建立。多孔介質(zhì)傳熱模型主要有局部熱平衡模型(Local Thermal Equilibrium, LTE)和局部非熱平衡模型(Local Thermal Non-Equilibrium, LTNE)，區(qū)分這兩種模型的依據(jù)是多孔介質(zhì)內(nèi)部固體相溫度Ts和流體相溫度Tf是否相等。當(dāng)多孔介質(zhì)內(nèi)部固體相與流體相之間的換熱充分時(shí)，可視為兩相溫度相同，此時(shí)可采用局部熱平衡模型。研究表明，局部熱平衡模型相對于局部非熱平衡模型的計(jì)算工作量大大減少，并廣泛用于研究多孔介質(zhì)內(nèi)流動(dòng)換熱。因此多孔介質(zhì)區(qū)域的能量方程采用了熱平衡模型進(jìn)行分析[23]。綜上，多孔介質(zhì)單相發(fā)散冷卻控制方程為

(4)

(5)

(6)

(7)

λeff=ελf+(1-ε)λs

(8)

式中:ε為多孔介質(zhì)孔隙率；V=εU為Darcy速度,m/s；μ為流體動(dòng)力黏度,Pa·s；K為多孔介質(zhì)滲透率；dp為顆粒直徑,m；λeff、λf和λs分別為多孔介質(zhì)有效導(dǎo)熱系數(shù)、流體導(dǎo)熱系數(shù)和固體導(dǎo)熱系數(shù)[20-21]。

固體計(jì)算域的熱傳導(dǎo)方程為

(9)

由于本文求解的是高超聲速可壓縮流動(dòng)，因此選用密度基求解器和隱式求解算法。采用二階迎風(fēng)格式對控制方程的對流項(xiàng)進(jìn)行離散化；采用組分輸運(yùn)模型并設(shè)置混合物為空氣和氮?dú)?，空氣密度采用理想氣體模型，黏度采用薩瑟蘭定律，熱導(dǎo)率和比熱隨溫度變化的數(shù)據(jù)從NIST數(shù)據(jù)庫中獲取并進(jìn)行多項(xiàng)式擬合。引入多孔介質(zhì)熱平衡假設(shè)，并開啟多孔介質(zhì)局部熱平衡模型，冷卻劑在多孔介質(zhì)內(nèi)視為層流流動(dòng)，多孔介質(zhì)參數(shù)參考Shen等[24]的多孔介質(zhì)前緣試驗(yàn)件，孔隙率設(shè)定為0.33，滲透率為7.5×10-14m2。多孔介質(zhì)骨架材料選取高溫合金Inconel-600[25]，熱物性參數(shù)如表1所示[25]。

表1 高溫合金Inconel-600熱物性[25]

采用SSTk-ω湍流模型針對圖3中的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板發(fā)散冷卻進(jìn)行模擬，提取收斂后的結(jié)果與Xiong等[26]的結(jié)果進(jìn)行對比，如圖4所示。可以看出，采用SSTk-ω模型得到的支板外壁面溫度曲線與文獻(xiàn)中變化趨勢一致，且吻合程度較好。此外，與本文前期的工作中研究對象一致[27]，計(jì)算方法的準(zhǔn)確性也曾得到過驗(yàn)證，證明該方法用于本文的研究是合理的。

圖3 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板發(fā)散冷卻示意圖[26]

圖4 數(shù)值模型驗(yàn)證結(jié)果

1.3 網(wǎng)格劃分與邊界條件

采用O型和Y型分塊技術(shù)對計(jì)算域進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，由于SSTk-ω模型對無量綱壁面距離Y+值要求較高，通常需滿足Y+值小于1。通過流體速度、密度、動(dòng)力黏度、邊界層長度可計(jì)算出第1層網(wǎng)格高度，并對前緣外表面進(jìn)行加密。最終生成的網(wǎng)格如圖5所示，在整個(gè)計(jì)算域內(nèi)質(zhì)量大于0.93，越靠近1代表網(wǎng)格質(zhì)量越高?？刂频?層網(wǎng)格高度不變，分別生成4套不同節(jié)點(diǎn)數(shù)的網(wǎng)格用于網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，從網(wǎng)格1～網(wǎng)格4沿著主流的流向進(jìn)行加密，且網(wǎng)格的節(jié)點(diǎn)數(shù)按照1.5～2的倍數(shù)遞增。給定主流工況：來流馬赫數(shù)4.2，攻角為0°，總壓1.33 MPa，總溫2 310 K，前緣外壁面為絕熱壁面。0°攻角下可選取模型的一半來計(jì)算無冷卻情況下的駐點(diǎn)溫度。

圖6給出了用4種網(wǎng)格計(jì)算出的前緣正前方的溫度曲線。從網(wǎng)格2開始，誤差百分比都低于0.1%，可以看出由網(wǎng)格引起的誤差對結(jié)果的影響很小，為了降低計(jì)算的開銷，提高計(jì)算效率，這里選取網(wǎng)格2用于后續(xù)的計(jì)算。網(wǎng)格2的半模網(wǎng)格量為120 597，全模網(wǎng)格量為241 194。

圖5 結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格示意圖

圖6 不同網(wǎng)格量下前緣正前方溫度分布

主流入口采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件，在研究來流攻角、前緣楔角影響時(shí)，工況和Shen等[24]的高超聲速發(fā)散冷卻試驗(yàn)工況一致，來流馬赫數(shù)4.2，總壓1.33 MPa，總溫2 310 K。冷卻劑入口設(shè)置為質(zhì)量流量入口，質(zhì)量流量為0.03 kg/s，入口壓力為0.18 MPa，冷卻劑為N2。主流、冷卻劑、固體與多孔介質(zhì)計(jì)算域之間的傳熱耦合采用直接整場離散策略進(jìn)行求解，主流出口設(shè)置為壓力出口邊界。

2 結(jié)果分析

2.1 來流攻角對組合冷卻效果的影響

改變來流攻角α為0°、4°和12°，其他邊界條件不變，分析攻角對組合冷卻效果的影響。圖7為不同攻角下的全場溫度云圖，從圖中可以看出，隨著攻角的增大，激波的形成位置不再是前緣正前方，而是沿著逆時(shí)針方向轉(zhuǎn)動(dòng)，因此流場結(jié)構(gòu)不再對稱，迎風(fēng)面受到來自主流的流動(dòng)沖擊加強(qiáng)，迎風(fēng)面的氣動(dòng)加熱情況更嚴(yán)重，溫度明顯低于背風(fēng)面的溫度。通過對比3種工況，發(fā)現(xiàn)攻角的變化對多孔介質(zhì)和結(jié)構(gòu)金屬層內(nèi)溫度分布有較大的影響。

圖8為沿X方向的多孔介質(zhì)外壁面溫度變化曲線。首先，幾種攻角下的溫度變化趨勢一致，X/L=0～0.33區(qū)間為溫度快速變化段，X/L=0.33～1為溫度緩慢變化段。其次，攻角改變使多孔介質(zhì)上下壁面出現(xiàn)了較大的溫差，α=4°時(shí)上下壁面溫差達(dá)到639.2 K，α=12°時(shí)溫差達(dá)到459.2 K。從圖中可以看出，從α=0°～4°時(shí)，峰值溫度增大了4.2%，而從α=0°～12°時(shí)峰值溫度增大了32.8%，且峰值溫度所在坐標(biāo)也向下游移動(dòng)。從圖8中還可看出，在所有的溫度曲線中，α=12°時(shí)下壁面的峰值溫度為全局最高溫度，達(dá)到1 587.3 K，雖然此時(shí)尚未超過多孔介質(zhì)骨架材料Inconel-600的熔點(diǎn)，若以較長時(shí)間保持12°攻角飛行，隨著熱量的積累，有可能會(huì)導(dǎo)致多孔介質(zhì)局部溫度過高，影響發(fā)散冷卻的效果。針對此種情形，可以增大冷卻劑的質(zhì)量流量以及采用更高熔點(diǎn)的材料作為多孔介質(zhì)的骨架。

圖7 不同攻角下全場溫度云圖

圖8 不同攻角下外壁面溫度沿X方向變化

圖9為沿X方向的多孔介質(zhì)外壁面壓力變化曲線，圖10為α=0°，4°，12°時(shí)的全場壓力云圖及流線圖。從圖10中可看出，當(dāng)α=4°，12°時(shí)，多孔介質(zhì)外壁面的壓力分布不均勻，且下壁面的壓力要明顯大于上壁面的壓力。在α=0°時(shí)，壓力的最大值出現(xiàn)在氣膜孔出口區(qū)域，而隨著攻角的增大，頭部高壓區(qū)域也沿著多孔介質(zhì)表面逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，導(dǎo)致冷卻劑更難從多孔介質(zhì)下表面中流出，發(fā)散冷卻的效果較差，因此下表面的溫度明顯高于上表面。

圖9 不同攻角下外壁面壓力沿X方向變化

圖11為α=0°，4°，12°時(shí)的冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。從圖中可以看出，冷卻劑從右邊入口注入后，一部分會(huì)從前端的氣膜孔流出，在主流的作用下形成氣膜，對頭部區(qū)域進(jìn)行覆蓋；另一部分冷卻劑通過結(jié)構(gòu)金屬層之間的離散槽縫進(jìn)入到多孔介質(zhì)內(nèi)，冷卻劑主要集中在X/L=0～0.15段，從圖7和圖8可知此區(qū)間是前緣承受氣動(dòng)力熱最嚴(yán)重的區(qū)域，均勻分布的離散槽縫發(fā)揮了合理分配冷卻劑的作用。X/L=0.15～1段外表面壓力明顯減小，一部分冷卻劑會(huì)在壓力的驅(qū)動(dòng)下向下游擴(kuò)散。當(dāng)α=0°時(shí)，多孔介質(zhì)上半段和下半段冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)一致，α=4°，12°時(shí)，多孔介質(zhì)上半段內(nèi)冷卻劑的質(zhì)量分?jǐn)?shù)要遠(yuǎn)大于下半段。當(dāng)α=4°時(shí)，多孔介質(zhì)上半段內(nèi)冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯大于其他兩種工況，且冷卻劑附面層脫離壁面的距離較小，多數(shù)附著在上壁面。

因此α=4°時(shí)，氣膜冷卻和發(fā)散冷卻對上壁面的冷卻作用明顯。此外，通過冷卻劑在主流中的分布可以看出，當(dāng)攻角增大到12°時(shí)，從氣膜孔噴出的冷卻劑不易附著在表面，更多的冷卻劑耗散在主流中，這也導(dǎo)致了在α=12°時(shí)前緣頭部的溫度較高，與圖8中的現(xiàn)象一致。

2.2 非對稱構(gòu)型前緣組合冷卻效果分析

控制前緣下楔角θ2=9°，改變上楔角分別為θ1=0°，3°，5°，研究當(dāng)前緣截面為非對稱構(gòu)型時(shí)，對組合冷卻效果的影響。

圖12為不同上楔角的全場溫度云圖，從圖中可以看出，前緣外流場特征相似，這是因?yàn)樵诟淖冃ń堑倪^程中，頭部半徑保持不變。而楔角的增大使得多孔介質(zhì)內(nèi)整體溫度增大，并引起多孔介質(zhì)內(nèi)溫度梯度分布發(fā)生改變。

圖13為θ1=0°，3°，5°時(shí)，多孔介質(zhì)外壁面的溫度分布情況。從圖中可以看出，在整個(gè)外壁面，溫度曲線變化趨勢一致，并且峰值溫度所在坐標(biāo)一致。隨著上楔角的增大，前緣頭部的峰值溫度有較小幅度的增加，壁面最高溫度可達(dá)1 339.8 K。在不同的工況中，多孔介質(zhì)下壁面溫度都始終大于上壁面溫度，θ1= 0°，3°，5°時(shí)，上下壁面最大溫差分別為148.9 K、110.4 K和93.5 K，隨著構(gòu)型越接近于對稱，上下壁面的溫差越小。

圖14通過提取θ1= 0°、 5°的壁面溫度數(shù)據(jù)進(jìn)行插值得到θ1= 3°時(shí)的插值溫度，并與θ1= 3°的實(shí)際壁面溫度進(jìn)行對比。從圖中可以看出，θ1= 3°時(shí)實(shí)際壁面溫度的數(shù)據(jù)點(diǎn)基本都落在插值溫度曲線上或其上方，上壁面實(shí)際溫度與插值溫度之間的平均誤差為2.6%，下壁面實(shí)際溫度與插值溫度之間的平均誤差為2.0%。因此可知上下壁面的溫度都隨楔角呈現(xiàn)近似線性變化。

圖12 不同上楔角下全場溫度云圖

圖13 不同上楔角下外壁面溫度沿X方向變化

圖14 上楔角3°時(shí)插值溫度與實(shí)際溫度對比

圖15為θ1=0°，3°，5°時(shí)的冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。從圖中可以看出，當(dāng)上楔角增大時(shí)，冷卻劑在多孔介質(zhì)內(nèi)向下游擴(kuò)散距離減小，而多孔介質(zhì)下半部分冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)幾乎不受上楔角變化的影響。此外可以看到θ1=0°時(shí)，前緣上半段的第1個(gè)槽縫出口處的冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯小于θ1=3°和θ1=5°。

圖16為θ1=0°，3°，5°時(shí)，計(jì)算域內(nèi)壓力云圖和流線圖。從圖中可以看出當(dāng)θ1=0°時(shí)，多孔介質(zhì)上半段的離散槽縫出口的壓力值較小，未能和周圍的環(huán)境形成壓力梯度，從流線可以看出在槽縫入口處有明顯的回流現(xiàn)象，因此冷卻劑很難從該槽縫注入多孔介質(zhì)中，這也驗(yàn)證了為什么圖15中該處冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯小于其他兩種工況。冷卻劑從前端的氣膜孔中噴出過程中會(huì)有一部分直接進(jìn)入到多孔介質(zhì)中換熱后流出表面，可以看到楔角越小時(shí)，冷卻劑通過此方式注入到多孔介質(zhì)內(nèi)的質(zhì)量越多，冷卻劑會(huì)向下游的低壓區(qū)擴(kuò)散，提高下游的冷卻效果。

圖17為θ1=0°，3°，5°時(shí)，多孔介質(zhì)外壁面的壓力分布情況。從圖中可以看出，不同楔角情況下，壓力曲線變化趨勢一致，下壁面壓力幾乎不變，這是因?yàn)橄滦ń鞘冀K為θ2=9°，前緣下半部分外流場結(jié)構(gòu)未受到影響。在X/L=0～0.077區(qū)間，上壁面的壓力相近，而在X/L=0.077～1區(qū)間，上壁面的壓力隨楔角增加小幅度增大。

圖15 不同上楔角下冷卻劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖

圖16 不同上楔角下壓力云圖和流線圖

圖17 不同上楔角下外壁面壓力沿X方向變化

3 結(jié) 論

本文以高超聲速飛行器前緣組合冷卻結(jié)構(gòu)為研究對象，通過數(shù)值模擬的方法，分析了不同的來流攻角對組合冷卻效果的影響。通過改變前緣的上楔角來研究非對稱構(gòu)型下組合冷卻的流動(dòng)換熱規(guī)律。主要的結(jié)論如下：

1) 不同的攻角對前緣周圍流場的影響較大，流場特征不再對稱，由此帶來前緣外壁面的壓力和溫度的改變。壓力的大小決定了冷卻劑從多孔介質(zhì)中流出到外表面形成氣膜的難易程度和冷卻劑在多孔介質(zhì)中的輸運(yùn)能力。

2) 當(dāng)攻角為4°時(shí)，上下壁面的溫差達(dá)到了639.2 K，攻角為12°時(shí)，最高溫度可達(dá)1 587.3 K，局部溫度過高對熱防護(hù)結(jié)構(gòu)帶來了巨大的考驗(yàn)，在極端工況中，需要對結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)，或考慮進(jìn)一步加大冷卻劑流量以及采用更加耐熱的骨架材料等。

3) 當(dāng)前緣截面構(gòu)型不再對稱時(shí)，上楔角的改變影響了多孔介質(zhì)內(nèi)部的溫度分布，隨著上楔角的增大，冷卻劑向多孔介質(zhì)上半段的下游輸運(yùn)距離減小。通過數(shù)據(jù)的對比發(fā)現(xiàn)外壁面的溫度隨楔角增大呈現(xiàn)近似線性增長的規(guī)律。

4) 當(dāng)楔角為0°時(shí)，在多孔介質(zhì)上半段的離散槽縫入口處出現(xiàn)了明顯的回流現(xiàn)象，冷卻劑很難從此槽縫進(jìn)入到多孔介質(zhì)中。

點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)是多孔結(jié)構(gòu)的一種，有優(yōu)良的力學(xué)性能以及換熱能力，目前的增材制造加工技術(shù)已較為成熟，相對于采用粉末冶金技術(shù)燒結(jié)而成的多孔介質(zhì)材料具有更多的發(fā)揮空間。下一步可將點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)引入到高超聲速飛行器前緣發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，研究不同的點(diǎn)陣單元類型、單元尺寸以及點(diǎn)陣設(shè)計(jì)尺寸等參數(shù)對冷卻效果的影響。