高超声速气动热环境工程算法
超声速燃烧与高超声速推进
超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。
高超声速飞行器的推进技术研究
高超声速飞行器的推进技术研究在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展成为了各国竞相追逐的焦点。
高超声速飞行器具有极高的飞行速度和机动性，能够在短时间内快速抵达目标区域，执行各种复杂的任务。
而要实现高超声速飞行，关键在于先进的推进技术。
本文将对高超声速飞行器的推进技术进行深入探讨。
一、高超声速飞行器的特点与需求高超声速飞行器的飞行速度通常在 5 倍音速以上，这对推进系统提出了极其苛刻的要求。
首先，飞行器在高速飞行时会面临巨大的空气阻力和气动加热，推进系统需要具备强大的推力来克服阻力，并在高温环境下稳定工作。
其次，由于飞行速度快，燃料消耗率高，推进系统需要具备高比冲，以提高燃料利用率和航程。
此外，高超声速飞行器的机动性要求推进系统能够快速响应控制指令，实现推力的调节和方向的改变。
二、常见的高超声速推进技术1、超燃冲压发动机超燃冲压发动机是目前高超声速飞行器最有前景的推进技术之一。
它利用飞行器高速飞行时产生的冲压效应，将空气压缩并与燃料混合燃烧，产生推力。
超燃冲压发动机的优点是结构相对简单，推力大，比冲高。
然而，其工作条件苛刻，需要在高超音速下实现燃料的稳定燃烧，并且进气道和燃烧室的设计十分复杂。
2、火箭发动机火箭发动机依靠自身携带的氧化剂和燃料产生推力，不受外界空气条件的限制。
在高超声速飞行中，火箭发动机可以提供强大的初始推力，帮助飞行器加速到高超音速。
但火箭发动机的燃料消耗率高，比冲相对较低，不适合长时间的高超声速飞行。
3、组合发动机为了充分发挥不同推进技术的优势，组合发动机应运而生。
常见的组合发动机有“涡轮基组合循环发动机（TBCC）”和“火箭基组合循环发动机（RBCC）”。
TBCC 将涡轮发动机和冲压发动机组合在一起，在低速时使用涡轮发动机，高速时切换到冲压发动机。
RBCC 则将火箭发动机和冲压发动机相结合，根据飞行速度和高度的不同，合理选择工作模式。
三、高超声速推进技术的关键问题1、燃料燃烧与热管理在高超声速条件下，燃料的燃烧过程极为复杂，如何实现高效、稳定的燃烧是一个巨大的挑战。
高超声速光学头罩气动光学_随笔
《高超声速光学头罩气动光学》阅读随笔1. 内容概述在浩瀚的航空航天领域，高超声速飞行器以其惊人的速度穿越大气层，成为近年来研究的热点和难点。
而在这类飞行器的设计中，光学头罩作为关键部件之一，不仅面临着极端环境的挑战，还需保证内部光学系统的稳定性和可靠性。
高超声速光学头罩的气动光学问题逐渐受到广泛关注。
气动光学效应是指高速流动的气流与光学表面相互作用，从而引起光波前畸变的现象。
在高超声速条件下，由于气体分子的高速运动和摩擦作用，光学头罩表面会产生强烈的热流和压力波动，导致光学表面变形、光束偏转和光强分布变化等一系列问题。
这些问题的存在直接影响了光学头罩的光学性能和飞行器的整体性能。
为了解决这些问题，研究者们从多个角度展开了深入研究。
通过改进光学材料的设计和选用，以提高其抗高温、抗冲击的能力；另一方面，通过优化光学头罩的形状和布局，以减小气流对其表面的影响。
还发展了一系列先进的测量和控制技术，以实时监测和分析光学头罩的气动光学效应。
随着研究的不断深入，高超声速光学头罩气动光学领域取得了一系列重要成果。
通过采用主动冷却技术，成功解决了光学头罩在高温环境下的热传导问题；通过优化气动力设计，显著降低了气流对光学头罩的冲击力。
这些成果不仅为高超声速飞行器的光学系统设计提供了有力支持，也为相关领域的研究提供了有益借鉴。
《高超声速光学头罩气动光学》这一课题涉及光学、流体力学、材料科学等多个学科领域的交叉融合，具有极高的研究价值和实际应用前景。
随着科技的不断进步和创新能力的不断提升，相信未来我们能够在这一领域取得更多突破性进展，为我国航空航天事业的发展做出更大贡献。
1.1 背景介绍随着科技的不断发展，高超声速飞行器已经成为未来战争和航天领域的重要研究方向。
在这种高速飞行条件下，气动光学效应对飞行器的性能和任务执行至关重要。
光学头罩作为高超声速飞行器的重要组成部分，其气动光学性能对于提高飞行器的隐身性、观测能力和通信传输质量具有重要意义。
气动加热
气动加热物体与空气或其他气体作高速相对运动时所产生的高温气体对物体的传热过程,全称是空气动力加热。
高速气流流过物体时,由于气流与物面的强烈摩擦,在边界层内,气流损失的动能转化为热能,使边界层内气流温度上升,并对物体加热(见边界层传热传质)。
在高超声速飞行中,飞行器周围的空气因受剧烈压缩而出现高温,是气动加热的主要热源。
气动加热会使飞行器结构的刚度下降,强度减弱,并产生热应力、热应变和材料烧蚀等现象,同时引起飞行器内部温度升高,使舱内工作环境恶化。
这种因气动加热造成的飞行器结构在设计和材料制造工艺上的困难,称为“热障”。
因此,气动加热是超声速流动和高超声速流动研究和飞行器热防护设计中必须考虑的问题。
气动加热的理论主要包括高速边界层传热理论和驻点区的热能和辐射传热理论。
气动加热科技名词定义中文名称:气动加热英文名称:aerodynamic heating定义:超声速和高超声速气流绕物体流动时所引起的物体加热。
应用学科:航空科技(一级学科);飞行原理(二级学科)以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布物体与空气或其他气体作高速相对运动时所产生的高温气体对物体的传热过程,全称是空气动力加热。
高速气流流过物体时,由于气流与物面的强烈摩擦,在边界层内,气流损失的动能转化为热能,使边界层内气流温度上升,并对物体加热(见边界层传热传质)。
在高超声速飞行中,飞行器周围的空气因受剧烈压缩而出现高温,是气动加热的主要热源。
气动加热会使飞行器结构的刚度下降,强度减弱,并产生热应力、热应变和材料烧蚀等现象,同时引起飞行器内部温度升高,使舱内工作环境恶化。
这种因气动加热造成的飞行器结构在设计和材料制造工艺上的困难,称为“热障”。
因此,气动加热是超声速流动和高超声速流动研究和飞行器热防护设计中必须考虑的问题。
气动加热的理论主要包括高速边界层传热理论和驻点区的热能和辐射传热理论。
具有局部稀薄气体效应的高超声速尖锥气动加热特征研究
Ｏ 引 言
近年 来 比较 关注 的近空 间高超声 速巡 航飞行 器 ， 了追求 较高 的升阻 比和卓 越的机 动性 能 ， 为 往往 采 用尖头薄 翼的尖前缘 外形 和非烧蚀热 防护技 术． 根据 工程 中常用的 Ｆ ｙＲｄ ｅｌ 公式 ， 缘驻点热 流率 与前 ａ—ｉ ｌ ｄ 前 缘 盐率半 径 的平 方根成反 比， 当前缘 曲率半 径逐渐 减小 以至趋 于 ０时 ， 点热 流率 将会 趋 于无穷 大 ， 驻 气动 热
图 １ 行 器 尖前 缘 的等 效 球锥 模 型
半径不 断减小 ， 稀薄气体 效应究 竟何 时显 现 ？② 稀
薄气 体效应 的影 响 范 围和 影 响大 小 如何 ？具 有 什
么样 的 变 化 规 律 ？
收 稿 日期 ： ０ ８— ８一ｌ 修 回 日期 ： ０ ８—１ ２０ ０ ８； ２０ ２一ｔ ６
不 断减小 时 ， Ｓ Ｄ ＭＣ计 算 的驻 点热 流 率系 数逐 渐偏 离 Ｆ ｙＲｄ ｅ 公 式估 算 结果 ， ａ— ｉｄｌ ｌ 显示 出稀薄 气体 效应 的影
具 有局 部稀 薄气体 效 应 的 高超声 速 尖锥 气 动 加 热 特 征 研 究
王智 慧 ， 鲍 麟
（ 国科 学 院 研 究生 院 ． 京 中 北 １０４ ０ ０ ９）
摘 要 ：以 微 钝 尖锥 为飞 行 器 前缘 模 型 ，采用 基 于 分 子 运 动 论 的 Ｄ Ｍ Ｓ Ｃ方 法模 拟 不 同 前 缘 曲 率 半 径 的尖 锥 在 高 超 声速 来 流 下 的 气动 热 环 境 ，计 算 驻 点 热 流 率 ，并 与 Ｆ ｙ Ｒ ｄ ｅ 公式 和 其 他 修 正 理 论 作 对 比 ，研 究 具 有 局 部 稀 ａ — ｉｄ ｌ ｌ
高超声速飞行器新型热防护机制研究进展
第42卷第4期2021年4月㊀宇㊀航㊀学㊀报Journal of Astronautics Vol.42April ㊀No.42021高超声速飞行器新型热防护机制研究进展梁㊀伟,金㊀华,孟松鹤,杨㊀强,曾庆轩,许承海(哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术重点实验室,哈尔滨150080)㊀㊀摘㊀要:从气动热载荷的来源出发,介绍了基于流动控制㊁光辐射操控㊁原子重组㊁电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展㊂分别从环境和材料两方面实现对流热㊁化学热和辐射热的主动调控,进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足,对该领域未来研究的重点方向提出了建议㊂关键词:高超声速飞行器;热防护机制;对流热;化学热;辐射热中图分类号:V11㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2021)04-0409-16DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2021.04.002Research Progress on New Thermal Protection Mechanism ofHypersonic VehiclesLIANG Wei,JIN Hua,MENG Song-he,YANG Qiang,ZENG Qing-xuan,XU Cheng-hai(National Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments,Harbin Institute of Technology,Harbin 150080,China)Abstract :Starting from the source of aerodynamic thermal load,the principles and progress of a new thermal protectionmechanism based on the physical mechanism of flow control,optical radiation control,atomic reorganization,and electron dissipation are introduced.The active control of convection heat,chemical heat and radiant heat is realized from the aspects of regulating environment and materials,the characteristics and shortcomings of the development of a new thermal protectionmechanism for hypersonic vehicles are further analyzed,and the suggestions on the key directions of future research in this field are put forward.Key words :Hypersonic vehicle;Thermal protection mechanism;Convective heat;Chemical heat;Radiant heat 收稿日期:2020-05-12;修回日期:2020-07-03基金项目:国家自然科学基金(11972136)0㊀引㊀言飞行器高速飞行技术将大幅度提高人类 探索空间 ㊁ 进入空间 ㊁ 控制空间 和 利用空间 的能力,具有特殊的军事战略意义和重要的科学价值㊂然而,无论临近空间高超声速飞行器,还是星际探测进入或返回的航天器在星球大气层中以高超声速(大于5马赫)再入或飞行时,由于经历严酷的气动加热环境,飞行器会面临 新热障 这一关键技术难题,而发展热防护机制,指导飞行器的热防护系统的设计与制备,是解决此难题的关键㊂热防护机制是指一类包含所采用的防热机理(例如,基于材料属性㊁物理化学效应或结构原理等)和系统/结构的构造及其工作原理的,专门用于飞行器热防护的特殊机制㊂目前包括X-15㊁X-37B㊁Apollo 返回舱㊁X-43A 以及SHEFEX II 等[1]现役或已经试飞的高超声速飞行器所采用的热防护机制按照防热机理可分为被动(热沉㊁热结构)㊁半被动(烧蚀㊁热管)和主动(发汗㊁对流)三类,如图1所示㊂这些传统热防护机制具有共同的特点,都是依靠材料或结构自身的耗㊁散㊁阻㊁抗来实现热防护功能㊂然而,未来临近空间高超声速飞行器向着高速域㊁宽空域㊁长航时和可重复的方向发展[2-3],同时随着未来针对月球㊁火星㊁木星㊁太阳等多项重点深空探测任务的开展[4],气动热环境将变得更加严峻,飞行器面临的热障问题将更加突出,仅仅依靠传统热防护机制已难以满足未来高超声速飞行器对热防护的需求㊂需要从考虑环境与热防护材料的耦合作用出发,认知气动热环境㊁揭示材料热响应的机理,从被动的抵御气动热环境带来的热载荷向主动利用环境与材料间的耦合作用来实现热载荷的主动调控,即尽可能减少环境带来的气动热,并增加材料的散热能力㊂基于这一思想,通过流场重构㊁转捩抑制㊁光辐射操控㊁原子重组㊁电子耗散等物理机制的引入和调控,发展了诸多新型热防护机制,达到显著提升热防护的目的㊂图1㊀传统热防护机制Fig.1㊀Traditional thermal protection mechanism1㊀气动热环境与加热机理在大气层内以高超声速飞行时,飞行器周围空气受到強烈压缩与黏性阻滞作用,将自身的动能转换为激波层内气体的内能,使激波层内气体温度急剧升高,引起气体分子发生振动激发和离解㊁电离等物理化学转变过程㊂飞行器在服役过程中,可能经历的高焓气体状态有三种,分别为热力学/化学非平衡状态㊁热力学平衡-化学非平衡状态和热力学/化学平衡状态,具体情况由飞行轨迹确定[5],气体热/化学状态随飞行速度㊁高度变化关系,如图2所示㊂其中,探月返回舱[6]或火星探测器[7]再入/进入大气层时速度达到第二宇宙速度,周围流动气体处于严重的热力学/化学非平衡状态;而对于大攻角㊁最高速度接近20马赫㊁长时间飞行的滑翔式临近空间飞行器,周围流动气体则是处于严重的化学非平衡状态㊂总体上高超声速飞行器(临近空间或航天器)图2㊀飞行环境状态随速度和高度变化示意图Fig.2㊀Thermal environment diagrammatic sketch of differentaltitude and velocity服役环境具有显著的高温气体效应和非平衡效应特点,并且与飞行器表面发生强烈的非线性耦合作用,致使严重的气动加热产生㊂此时,飞行器表面的气动热载荷主要由四部分组成:①激波层内高温气体与飞行器表面间高温差而产生的对流加热(传导㊁对流);②高焓反应气体在飞行器表面异相催化反应(电子与离子㊁原子与原子的复合反应)而产生的化学加热;③高温非平衡气体对飞行器表面的辐射加热(一般激波层内气流温度低于10000K 时,可以忽略辐射加热);④表面以辐射散热和内部传导散热的热载荷,如图3所示㊂以上四种气动加热方式满足局部热平衡方程,即 对流热+化学热+辐射加热=辐射散热+传导热 ㊂从热平衡方程可以看出飞行器表面的热响应取决于传入结构的净热量,因此,主动控制/利用环境与材料的耦合作用来调控环境加热量和表面散热量将是解决传统热防护机制能力不足问题的关键㊂基于这一思想,已经发展了多种新型热防护机制,主要通过材料的改进㊁结构的创新和新型物化效应的引入,实现对流热(边界层传热㊁流态控制)㊁化学热(原子重组㊁电子耗散)㊁辐射热(光吸收/发射操控)的主动调控,降低环境对飞行器表面的加热或增加新的散热机制,进而显著提升热防护的能力㊂2㊀对流热的控制环境对材料表面的对流加热是经由边界层将能量传递到材料表面的,另外,边界层内气体的不稳定流动引起的转捩也会加剧局部位置的对流传热㊂因此,可以通过流场重构来减缓激波层向边界层的能量传递或利用流态控制来抑制高超声流动转捩引起014㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷图3㊀飞行器表面气动加热机理Fig.3㊀Aerodynamic heat mechanism of hypersonic vehicle的局部热流突增,实现对材料表面对流加热的调控㊂这里笔者总结了三种典型的热防护机制:逆向喷流㊁磁场控制和超声吸收涂层㊂2.1㊀逆向喷流逆向喷流(Opposing Jet,OJ)的热防护机制概念源自于McMahon[8]早期关于钝体冷却气体喷流效果的研究,其原理如图4所示,工质气体从钝体表面喷射流出与自由流相遇形成接触面和马赫盘,将自由流从表面分离,并在驻点前方形成低温再循环区,阻止来流到达钝体表面,从而减少了表面的对流加热,降低了钝体头部的气动加热㊂逆向喷流风洞试验与数值模拟结果显示,与无喷流情况相比,半球表面热流显著降低,热流最高降低超过50%[9],表面温度降低超过40%[10]㊂此外,钝体表面大部分区域被温度较低的喷流覆盖,工作温度低,可有效保证结构可重复性㊂提高OJ热防护机制的效率是当前研究的重点㊂OJ的降低气动加热的效率与流场状态密切相关,而流场的稳定性和再循环区起着至关重要的作用[11]㊂喷流流场的稳定性和再循环区的形成依赖于喷流与自由流之间的总压比㊁质量流量和马赫数等参数㊂其中,Daso等[12]对Apollo返回舱缩比模型进行了逆向喷流试验研究,结果表明在较低的喷流质量流量时,弓形激波被分散到压缩波的条纹中,流场处于不稳定状态,而当质量流量达到一个临界值时,流动图4㊀OJ热防护机制工作原理Fig.4㊀Working principle OJ thermal protection mechanism 转变为相对稳态的流动状态,并且模型表面热流显著降低,甚至在较高质量流量情况下喷流会对表面产生冷却作用,如图5所示㊂此外,增加喷流总压比或马赫数,能够使流场从不稳定状态转换至稳定状态,并且当总压比足够高时,流场表现出清晰和稳定的马赫盘与再循环区[13]㊂对于稳定流场情况,影响OJ热防护机制降低气动加热效果的因素主要包括总压比㊁喷流速率㊁气体分子量等喷流参数和喷流孔与钝体间的直径比㊁钝体外形㊁喷嘴形状等几何参数,这些参数是通过改变再循环区的尺寸和状态来影响表面气动热环境㊂喷流参数方面,增加总压比㊁增加喷流速率,再循环区尺寸变大,有利于改善表面114第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展气动热环境,降低表面热流㊂但喷流马赫数不易过大,否则会因喷流动能和密度增大,导致表面热流增大的不利后果[14]㊂工质气体的影响与气体自身的二元扩散特性和总压比有关,高总压比情况下,相对更轻的氦气比二氧化碳有更好的冷却性能[15]㊂几何参数方面,根据Li 和Eri [16]对钝头体CFD 数值研究,减小直径比,会使再循环区尺寸的减小,导致热流密度的增大㊁降低气动加热的效果变弱㊂Li 等[17]综合比较了圆形㊁正方形㊁三角形㊁五角星等多种喷嘴形状策略对流场特性的影响㊂数值结果表明,相比于其它形状正方形喷嘴的模型相同喷流条件下表面峰值热流是最小的,综合降低热流效果最佳㊂图5㊀流动状态和热通量随质量流量的变化关系[13]Fig.5㊀The relationship between flow state and heatflux with mass flow rate[13]与单独的OJ 热防护机制相比,组合热防护机制通常可以获得更好降热效果㊂目前OJ 组合热防护机制包括迎风凹腔-喷流组合与激波针-喷流组合两种,组合机制在防热机理方面与OJ 热防护机制相似,同时又结合了迎风凹腔和激波针的特点[18]㊂例如,Lu 等[19]的研究表明迎风凹腔-喷流组合机制在驻点附近的降热方面更有优势,可降低超过60%的表面最大热流㊂Tamada 等[20]研究发现激波针的引入起到了相当于增加喷流压力的作用,使得激波针-喷流组合机制能够在较低总压比条件下获得更好的降热效果,可降低超过80%的表面最大热流㊂由于组合机制的模型相比于单独机制更为复杂,流场和热流测试存在较大困难,所以当前文献报道以数值模拟为主,主要关注喷流参数和几何参数对组合机制降热效果的影响㊂喷流参数方面,迎风凹腔-喷流组合机制[10,17]和激波针-喷流组合机制[21]都重点关注了总压比和工质气体的影响,结果显示在降热效果的影响规律上与单独OJ 热防护机制相似,这主要源于防热机理上的相似㊂几何参数方面,对于迎风凹腔-喷流组合机制将凹腔嵌套在喷流通道的中间位置最不利于组合机制的降热效果[22],而采用偶数㊁大径深比和抛物线构型的凹腔设计则有利于获得更好的降热效果[23-24]㊂对于激波针-喷流组合机制,增加激波针与钝体之间的长径比[25]和喷流出口与钝体驻点间的距离[26]能够提高组合机制的降热效果㊂此外,Qin 等[27]对比了侧向/斜向/逆向三种喷流方式降热效果差异㊂结果表明,侧向喷流比逆向和斜向喷流方式表现出了更好的热保护性能㊂总体上,当前的研究获得了喷流参数和几何参数对降热效果的影响规律,但还应综合研究这些参数对降热效果的影响,获得参数在流动模态转变时的临界值㊂另外,有必要开展降热效果的参数敏感性分析,确定喷流参数和几何参数中的关键影响参数及其所占权重,从而有效的降低防热效率优化设计的工作量㊂此外,有关高飞行攻角的研究报道较少,有必要进一步研究㊂2.2㊀磁流体动力学控制磁流体动力学(Magneto hydrodynamic,MHD)控制热防护机制于20世纪60年代初被提出,是电磁流动控制在热防护领域的应用[28]㊂MHD 热防护机制原理如图6所示,当磁场作用于飞行器前方激波层内等离子体区时,在激波层中会产生感应电流,感应电流和外加磁场之间的相互作用产生洛伦兹力,洛伦兹力使激波层中的等离子体流动减速,增加了激波脱体距离,从而减少了环境对飞行器表面的对流加热,与无磁场情况相比,该机制最高可降低超过50%的热流[29]和40%的表面温度[30]㊂目前关于MHD 热防护机制的防热机理的研究大多是基于偶极磁体[30-31],而近期Li 等[32]探讨了同时考虑均匀磁场㊁偶极磁体和螺线管磁体的防热机理,数值结果表明模型不同部位的主导降温效果的洛伦兹力分量不同,流向反向洛伦兹力分量的减速效应和法向洛伦兹力分量的偏转效应分别在驻点和肩部区域起主导作用,对于中间区域则由两种效应共同决定,越接近驻点减速效应越强,如图7所示㊂通常增加磁场强可以提高MHD 热防护机制的降热效果,但磁场强度过高反而会加重表面的气动214㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷加热[29]㊂一方面,外加磁场会引起等离子体温度的升高㊁激波层的扩展和离子种类的增加,导致气体辐射加热增加㊂在强磁流体相互作用的情况下,对流加热的减少不足以抵消辐射加热增加,引起总热流的增加[31]㊂另一方面,高速流动的环境带电粒子会与外加磁场作用产生霍尔效应,增加磁场强度会使霍尔效应更加显著,导致降热效果减弱[32]㊂值得注意的是,无论是从辐射热的增加角度看,还是从霍尔效应的影响角度看,施加过高的磁场强度都是不可取的㊂因此有必要在较低的磁场强度的前提下寻求较高的降热效果,而增加等离子体电导率恰恰可以满足这一需求㊂等离子体的电导率主要由电子数密度决定,可以通过增加电子密度来增加MHD 的减缓热流效果[33]㊂但由于电离温度高,一般的飞行任务下,环境气体的电离度低,因此需要额外的等离子体源来增加流场的电子密度㊂浸渍体烧蚀[34]是一种可以有效提高表面附近流体的电导率的方法,但却会降低结构的可靠性,会增加飞行器的重量,降低有效载荷㊂相比之下,低温等离子源具有功耗低㊁重量轻的优势㊂例如,Kim 等[35]提出的采用低功率介质阻挡放电(DBD)的低温等离子体发电装置,该装置可提供电子数密度为1019~1021m -3的等离子体射流,因此可增加飞行器局部位置周围的电子数密度,可有效提升MHD 降热效果㊂图6㊀MHD 热防护机制原理图Fig.6㊀Working principle MHD thermal protection mechanism整体上,目前对MHD 热防护机制的热防护机理研究尚不够深入,针对不同磁场差异的防热机理研究较少,并且缺乏相关的实验验证,未来有必要对此重点关注㊂此外,对外施加的磁场强度不宜过高,否则会增加气体的辐射或产生明显的霍尔效应,导致降热效果下降,因此需要在较低的磁场强度的前提下寻求最优的降热效果,面对这一挑战,有必要增加多因素优化方面的研究㊂2.3㊀超声吸收涂层由于自由流涡流㊁表面粗糙元㊁声波辐射等多种因素的扰动的发展,高超声速飞行器边界层易于经历层流向湍流的过渡,即层流/湍流转捩㊂转捩发生后产生的湍流引起的摩擦阻力和热流通常相当于层流状态的3~5倍[36],严重影响飞行器的局部或整体的气动力㊁热性能和热防护系统,因此开展高超声速边界层转捩研究,对其关键机制加以控制以抑制转捩的发生,对热防护系统的研制和飞行器的设计有十分重要的意义㊂转捩过程一般包括感受性㊁扰动演化和转捩触发三个阶段,如图8所示㊂对于超声速情况,边界层转捩的动力学过程主要由Mack 模态控制㊂Mack 模态分为第一模态和第二模态,第一模态又被称为涡模态,类似不可压缩流动中的T-S 波,而Mack 第二模态又称为声模态,声模共振频率一般在超声范围内,其增长率往往超过第一模态(>Ma 4),在高超声速边界层转捩过程中尤为重要[37]㊂为了对Mack 第二模态加以控制,过去发展了超声吸收涂层(Ultrasonically absorptive coating,UAC)㊂UAC 是一个薄的多孔涂层,通常由等间距或随机的微腔组成,如图9所示,通过表面孔隙结构吸收并将声波困在微腔内,利用声波的热粘滞衰减来减弱声波共振模态,显著降低第二模态的增长率[38]㊂研究表明,UAC 可降低高达80%以上的模态增长率,甚至可以完全抑制模态的发展,最高降热效率超过40%[39]㊂UAC 是一种很有前途的稳定高超声速边界层流动的方法,然而这种方法只有在一定的条件下才有比较好的效果㊂实验和数值研究表明,UAC 对声波的振幅和反射率的控制主要受到涂层材料的形状与尺寸的影响㊂按照涂层表面的形状特点UAC 可分为两类,一类是基于孔㊁槽和随机毛毡的 凹腔 形状的传统UAC [40],另一类是近期报道的基于金字塔柱状 凸台 形状的新UAC㊂其中,新UAC 抑制转捩的思想314第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展图7㊀洛伦兹力矢量和热流在均匀磁场中的分布[32]Fig.7㊀Distribution in the presence of a uniform magnetic field for lorentz force vector and heat flow[32]图8㊀高超声速边界层转捩原理图Fig.8㊀Hypersonic boundary layer transition schematic diagram 是促进声波散射,并且具有孔隙率高的特点,但也存在指向性响应的问题,有待进一步改进[41]㊂对于传统UAC,涂层微腔孔隙率㊁高宽比和涂层厚度是影响UAC转捩抑制效果的重要尺寸参数㊂研究表明,增大UAC的孔隙率[42]和选择合适高宽比[43]和涂层厚度[44]有利于边界层的稳定㊂但是单独增加涂层孔隙率可能增大边界层的不稳定性[45]㊂对这些参数进行优化是获得高性能UAC的关键㊂针对C/ C基材料的优化研究表明,优化后的C/C或C/C-SiC材料的温度稳定性和超声吸收特性的得到了显著提高,可以有效地抑制声边界层的不稳定性[46]㊂图9㊀UAC工作原理图Fig.9㊀Working principle UAC目前UAC热防护机制研究的主要缺点是涂层的散热效果仅在某一测试条件下效果最优,涂层设计缺乏灵活性㊂面对这一问题,可以从飞行环境出414㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷发,先确定最不稳定状态对应的稳定性理论参数范围,以此作为涂层优化的限制条件,从而改善UAC 的环境适用性㊂此外,大部分关于涂层对高超声速边界层稳定性和层流转捩影响的研究是在零攻角条件下进行的,未来有必要进一步研究㊂3㊀材料化学反应热的控制化学热反应热的控制分为原子和电子两个层面㊂原子层面是指通过调控材料表面的催化系数来控制催化再结合反应,从而减少环境对材料表面的化学加热;而电子层面是指利用材料表面热电子发射过程的吸热特性来增加表面能量耗散,达到冷却材料表面的目的㊂3.1㊀表面催化再结合反应控制高焓离解环境下,扩散至热防护材料表面的离解气体会发生吸附再结合反应,这种再结合反应称为催化反应㊂材料表面催化反应分为扩散㊁吸附㊁再结合㊁解吸附㊁扩散5个与时间相关的独立过程,如图10所示㊂其中,再结合反应均为放热反应,例如两个氧原子的再结合成氧分子过程(O +O O 2)可释放5.2eV 的能量,而高超声速飞行条件下完全离解气体中氧原子的数量通量可达到1024~1025m -2s -1量级,经过换算氧原子催化反应可造成高达兆瓦级别的化学加热㊂图10㊀材料表面催化反应过程Fig.10㊀Material surface catalytic reaction process许多飞行试验和CFD 预测结果均验证了由材料表面催化放热导致的气动加热的显著增高,对于驻点区域完全催化表面相比于完全非催化表面的热载荷约增高了2~3倍,而非驻点区域表面热流增高约12%~50%[47]㊂前苏联 BOR 高超声速飞行器飞行试验获得的试验结果表明,飞行器迎风面上的低催化特性材料表面温度约为完全催化特性材料的80%左右,而CFD 预测的驻点区域低催化特性材料的表面温度比完全催化特性材料最高相差300ħ[48]㊂因此,有必要在认识材料表面催化的基础上,通过研制低催化材料,对材料表面催化再结合反应加以控制(Catalytic reaction control,CRC),从而减缓环境对材料表面的化学加热㊂材料表面催化特性的建模理论主要基于Eley-Rideal(E-R)和Langmuir-Hinshelwood(L-H)两种经典表面催化反应机制,已经发展了密度泛函㊁分子动力学㊁蒙特卡罗㊁现象学以及计算流体力学等不同时间/空间尺度上的模型[49]㊂例如,Vasco [50]结合物理吸附㊁化学吸附㊁热解吸附以及表面扩散构建了SiO 2表面催化模型,分析了E-R 模型㊁L-H 模型以及两种模型耦合条件下,SiO 2表面氧原子和氮原子的催化特性㊂Fertig 和Herdrich [51]采用有限速率表面模型构建了复杂的催化模型,通过3-D URANUS 代码,模拟SiC㊁SiO 2表面催化行为以及完全催化和完全非催化两种极限情况㊂然而,目前不同模型的预测结果还存在一定差异,不同尺度之间的内在联系尚未认识清楚㊂实验上,目前基于能量法和原子损耗法的基本原理,已经建立了依托于电弧风洞㊁高频风洞㊁MESOX㊁以及化学荧光光谱等装置的催化特性风洞模拟测试与实验室测试与评价方法,开展了热防护材料表面催机理和催化特性实验研究,取得了初步进展[52]㊂对比铜㊁高纯石英以及超高温陶瓷这些典型材料在不同温度㊁压力离解空气中的表面催系数测试数据,发现国际上不同单位间的结果存在一定差距[53]㊂一方面,测试方法的差异㊁测试设备的精度和误差是导致材料表面催化系数差异性较大的一个重要原因㊂另一方面,除环境参数(温度㊁压力㊁表面原子浓度等)外,材料表面催化系数还与材料表面属性(材料成分㊁结构㊁表面粗糙度)密切相关㊂由于目前普遍采用传统的 盲选+工艺改进 的材料研发方式,导致典型热防护材料高温下的催化系数普遍处于中等催化水平(0.01<γ<0.1)[53],有必要通过表面属性的定向调控来研制低催化的热防护材料㊂比如,对于ZrB 2基超高温陶瓷材料,在多维扩散情况下,粗糙度的增加会引起材料催化性能的升高,因此可以通过表面抛光来制备光滑表面来降低材料的催化系数[54]㊂此外,氧原子环境中,氧化行为会严重影响表面微观结构㊁组分及粗514第4期梁㊀伟等:高超声速飞行器新型热防护机制研究进展糙度,导致表面催化特性产生较大扰动[52]㊂因此,开展材料表面催化-氧化的耦合效应的研究需要先清楚认识材料表面氧化演化特征㊂整体上,材料表面催化的机理还未清楚,地面模拟试验和实验室测试的催化数据零散,仅能定性的描述影响因素与催化系数之间的关系,以上原因导致了材料催化系数调控缺少指导,仍处于摸索阶段㊂此外,工程上还是采用近似的完全催化的保守方式,不利于结构减重和效率的提高㊂因此,未来应重点评估不同测试方法㊁装置的测试范围和能力,并建立电子㊁原子㊁分子以及宏观尺度的相互联系,揭示催化反应的关键机制,指导材料催化性能的调控㊂3.2㊀电子蒸腾冷却从电子层面上,可以通过热电材料的电子发射效应引入发展新的热防护机制,来增加飞行器表面的能量耗散,从而降低表面净热载荷,即电子蒸腾冷却(Electron transpiration cooling,ETC)热防护机制㊂ETC 热防护机制是由美国密歇根大学Alkandry 等[55]最先提出,其物理过程如图11所示㊂按照时间相关性,环境对热电材料表面的气动加热使得电子的动能增加,当电子的动能远超表面功函数时,高温表面会释放出一股电子电流,这股电流会进入流场之中,并随流场向后方迁移,最后在大面积冷壁面处收集,用于补充热电子发射损失的电子,这样的持续发射-迁移-收集循环过程会在表面热辐射散热的基础上,对前缘热表面产生显著的冷却效应㊂典型前缘结构ETC 冷却效应的数值研究表明,ETC 热防护机制对结构表面的降热效率超过50%,冷却效率超过40%[55-56]㊂图11㊀ETC 热防护机制物理过程Fig.11㊀Physical process of ETC thermal protection mechanism目前,ETC 热防护机制的研究包括数值模拟和热电子发射模型两方面工作㊂数值模拟的研究主要采用耦合求解CFD 控制方程和热电子发射模型边界条件的方法定性的获得了环境(来流速度,飞行高度)㊁模型特征尺寸(前缘半径)和材料属性(功函数)几类参数对ETC 效应的影响规律㊂研究表明,基于Richardson 定律的饱和发射情况下(发射电流只受温度限制),降低材料功函数和前缘尺寸,增加自由流速度可以有效增加ETC 的冷却效果[55]㊂然而,Richardson 定律表达了材料在同一温度水平下所能达到的理论上的极限,在非平衡电离流场环境下,由于空间电荷的限制与等离子鞘层的影响,导致材料表面热电子发射受到较大的限制,降低了ETC 的冷却效果㊂针对这一情况,文献[57]报道了等离子环境下基于悬浮电位表面和负偏压表面的热电子发射模型,讨论了这两种壁面条件对ETC 冷却效果的影响㊂数值模拟结果表明,悬浮电位表面热电子发射受到极大的限制,ETC 的冷却效果有限,而负偏压表面情况下,热电子发射虽然同样受到限制,但随着自由来流速度增加,材料表面发射出的热电子动能和外部流场中的电子数密度也随之增加,可以有效克服空间电荷限制和等离子鞘层的影响,并且在一定条件下可接近饱和发射情况的冷却效果㊂以上模型准确性主要依靠早期[58]再入飞行器等离子发电装置的地面模拟试验数据进行评估㊂由于自由来流条件和发射材料的不确定性,文献通过调整来流速度和材料功函数来包络实验结果,数据比较零散[59],并且缺乏对来流条件和材料功函数不确定的评估㊂实验方面,测试与评价方法的缺乏和实验数据的不足,阻碍了ETC 热防护机制可行性的实验验证和防热机理的深入研究㊂目前仅有的实验来自于美国空军研究实验室(AFRL)的项目执行报告报道的ETC 效应等离子风洞试验[60]㊂该试验采用参考文献[59]中的自由来流条件,试验结果如图12所示㊂试验模型为石墨半球发射体,其表面用涂有SiC 涂层,用于发射端与收集端之间的绝缘,另外发射端与收集端之间用高灵敏度安培表连接用以测量发射电流㊂相同条件下的三次重复试验显示,当模型表面温度超过2000K 时,发射端与收集端之间能够测到15mA 的弱电流,当温度升高至2300K 时,电流升高至30mA,遗憾的是并未获得明显的降温效果㊂整体上,ETC 热防护机制的研究仍处于概念阶614㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第42卷。
陆续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用
解 思路 ， 最 后 分 析结 果 得 出 ： 受 热 后 结 构 的动 力学 特性 和颤 振特 性均 可 能 发 生 变化 ， 尤 其 对 于 小 展 弦 比根 部 固支翼 面 ， 由于热 效 应 对其 扭 转 刚度 影 响很 大， 从 而导 致 弯扭耦 合 型式 的颤振 临界 速 度 大 幅度
第 １ ３卷
第１ ２期
２ ０ １ ３年 ４月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ １ ．１ ３ Ｎｏ ．１ ２ Ａｐｒ ．２ ０１ ３
１ ６ ７ １ —１ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ３ ） １ ２ — ３ ３ ４ ３ — ０ ８
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎｃ ｅ Ｔｅ ｃ ｈｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｅｎｇ ｉ ｎｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
标方 向的通量 ， ． ， 为 源项 ， 当体 积力 和体积 热 可忽 略 时． ， 等 于零 。
１ ． ２ 结构温 度场 控制 方程
受热后结构 固有频率均呈下降趋势 ， 频率之 间带宽
变窄 ， 并 且 热 效 应 对 一 阶 弯 扭 耦 合 模 态 影 响 最 大 。 国外 Ｅ ． Ａ ． Ｔ ｈ ｏ ｒ ｎ ｔ ｏ ｎ和 Ｐ ． Ｄ ｅ ｃ ｈ ａ ｕ ｍ ｐ ｈ ａ 使 用有 限元 法实 现 了不 锈 钢 平 板 在 高 超 声 速气 流 中 的流 场、 固体传 热 和 固 体 结 构 热 变 形 的一 体 化 计 算 ； Ｅ ． Ａ ． Ｔ ｈ ｏ ｒ ｎ ｔ ｏ ｎ和 Ｗｉ ｅ ｔ ｉ ｎ ｇ等人 对 高 超 音 速气 流 中 的 圆管进 行 了 流 场 、 结 构 传 热 及 热 变 形 的 一 体 化 计 算 ； Ａ ｄ ａ ｍ Ｊ ．Ｃ ｕ ｌ ｌ ｅ ｒ 和Ｊ ａ ｃ ｋ Ｊ ．Ｍｃ Ｎ ａ ｍ ａ ｒ ａ等人 对
高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算
高超声速飞行器前缘流-热-固一体化计算LI Jiawei;WANG Jiangfeng;YANG Tianpeng;JI Weidong【摘要】针对高超声速流动气动加热与结构传热的复杂耦合问题,探索和研究基于有限体积法的高超声速流-热-固一体化求解方法,将流场与结构温度场进行统一建模与数值模拟.该方法避开了传统气动加热和结构传热耦合求解方法在时间域内进行流场与结构温度场耦合交替迭代计算所带来的大量数据交换与计算,将流场与结构温度场作为一个物理场,采用统一的控制方程进行求解.采用典型高超声速绕流二维圆管稳态或非稳态流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,稳态时圆管驻点温度最高达到648 K,非稳态时的热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,由此证明了该方法的可靠性和正确性.与耦合计算方法的对比分析结果表明:该一体化求解方法所得计算结果更接近实验值,并且计算量和网格依赖性都相对较小,具有更好的稳定性和计算精度,能为高超声速飞行器一体化热防护设计提供有效的理论和技术支撑.【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2018(040)006【总页数】8页(P9-16)【关键词】流-热-固;一体化求解;结构传热;高超声速;数值模拟【作者】LI Jiawei;WANG Jiangfeng;YANG Tianpeng;JI Weidong【作者单位】;;;【正文语种】中文【中图分类】V211.3飞行器以高超声速出入大气层或持续在空间飞行时，由于压缩效应以及飞行器表面与空气的剧烈摩擦，飞行器头部、进气道前缘等关键部位将承受巨大的气动加热，产生强烈的气动力、气动热及结构耦合问题，对飞行安全带来极大隐患[1]。
因此，准确预测气动加热与结构传热的物理过程，对高速飞行器的热防护系统轻量化设计，起到重要作用。
由于此类问题的地面实验难度大、成本高，目前所采用的分析手段主要是数值模拟技术。
现阶段，高超声速飞行器气动热结构传热耦合问题的数值模拟主要分为分区耦合计算和一体化求解两种。
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关 键词 ：高超声速 飞行 器；气动 热环境 ；边界层 理论 ；工程 算法
中图分类 号：Ｖ １ ． ４ ４４ 文 献标识 码 ：Ａ
Ｅｎｇ ｎｅ ｒ ｎｇ Ａｌ ｏ ｉｈｍ ｏ ｅ ｏ ｅ ｔｎｇ Ｅｎ ｉ ｏ ｍ ｅ ｔ ｉ ｅ ｉ ｇ ｒｔ ｆ ｒＡ ｒ ｈ ａ ｉ ｖ ｒ ｎ ｎ ｏ ｐｅ ｓ ｎ ｃＡｉ ｃ ａ ｔ ｆＨｙ ｒ ｏ ｉ ｒ ｒ ｆｓ
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２ １ 第 ４期 ０ ０年 总第 ３８ ０ 期
文 章 编 号 ： １０ ・１２２ １）４０ １－５ ０ ４ ７ ８ （ ０ ０ ０ —０ ９ ０
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
ＭＩＳＬ Ｓ Ｉ ＡＮＤ Ｐ ＥＳ Ｓ ＡＣＥ ＶＥ ＣＬ ＨＩ ＥＳ
Ｎ Ｏ４ ２０１ ． ０ Ｓｕ Ｏ３０ ｍ Ｎ ． ８
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和 边界层 内粘性主 导 的 区域 ，并将 两者 的工程算 法相结合 ，发展 了一 套 高超 声速 气动 热的计 算方法 。对于无 粘流 区，边 界层 外缘 参数 的计 算采 用完全 气体模 型和平 衡气体模 型 ，利用 等熵条 件来确 定；在 边界层 内部 ，基 于参考焓 方法 ，采用
经典 热流 密度公 式 ，确 定物体表 面 的气动加 热。 采用此 方法对 一些 简单三维 外形进 行 了气动热计 算 ，证 明所述 方 法具 有
２Ｄｅ ａｔ ｎ ｆ ｅｏ ａ ｔ ｓ ｎ ｔｏ ａｔ ｓ Ｄ ｌ ｎＵｎｖ ｒｉ ｆｅｈ ｏｏ ｙ Ｄ ｌ ｎ １ ２ ） ． ｐｒ ｍｅｔ ｒｎ ｕｉ ｄＡｓ ｎ ｕｉ ， ａｉ ｉｅｓ ｏ ｃ ｎ ｌｇ ， ａｉ ， ０ ４ ｏＡ ｃａ ｒ ｃ ａ ｙ ｔ ｔ ａ １ ６
ｖｓ ｏ ｉ － ｏ ｎ ｔｄ ｉ ｎ ｒｂ ｕ ｄ ｒ ａ ｅ．Ｃｏ ｂｎｎ ｎ ｉｅ ｒｎ ｌｏ ｉ ｍｓｆ ｒｔｅ ｔ ｅｄ ，ａ ｌｏ ｉ ｍ ｏ ｙ ｍ ｉ ｉｇ ｅ ｇ ｎ ｅ ｉｇ ａｇ ｒ ｈ ｏ ｈ ｗｏ ｆ ｌｓ ｎ ａｇ ｒｔ ｔ ｉ ｈ ｆ ｒｈ ｐ ｒｏ ｉ
高超声速 气 动热环境 工程 算法
杨 恺 ，高效伟
（． １东南 大学工程 力学系 ，南京 ，２ ０ ９ ；２大 连理工 大学航 空航天 学院 ，大连 ，１ ６ ２ ） １０６ ． １０ ４
摘要 ：对 高超声速 飞行 器气动热 环境工程 算 法进 行研 究。基 于 Ｐ ａｄｌ ｒｎ ｔ边界 层理论 ，将 流场分 为边界层 外的无 粘流场