高速飛行器減阻降熱研究進展

潘利生 郝亨隆 姚子康 郭 媛 慕浩凡 李 敏 魏小林

1 中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190

2 中國科學院大學工程科學學院,北京 100049

3 北京建筑大學環境與能源工程學院,北京 100044

1 引言

隨著科學技術的不斷發展,人們的探索邊界不斷擴大,諸如臨近空間、極端氣候等各類復雜場景下的空中作業頻次越來越高,高航速、遠航程、長壽命、高穩定性的飛行器研發成為重中之重.飛行器高馬赫數飛行時壓縮空氣和黏性摩擦帶來的高氣動熱環境以及前緣和尾翼因激波產生的高阻力環境是制約高速飛行器發展的重要因素.高馬赫數下,飛行器前緣溫度可達2000 ℃以上,平均熱流可達3000 kW/m2以上,如圖1 所示.除此之外,高速飛行器的發動機燃燒室以及搭載的電子設備等部件的穩定性、強度、壽命及可用頻次會受所處環境溫度的顯著影響,研發可靠高效的冷卻與減阻系統將是未來高速飛行器研發的重要基礎,也是飛行器走向更靈活、更快、更強將要面臨的巨大挑戰(Glass 2008,Thornton 1996).

2 飛行器減阻降熱機理

2.1 被動式防熱原理

被動式防熱方法一般是利用材料本身的高耐熱特性和導熱特性將高熱流區域的熱量吸收或傳導出去.這種方式不涉及工質引射與邊界層形貌控制,不需要改變飛行器的氣動外形,整體結構簡單穩定,成本低,是當下高速飛行器使用最廣泛的防熱方式.

常見的被動式防熱方法包括隔熱涂層、被動燒蝕等.現役的隔熱涂層材料,隔熱效果、熱力學性能、耐腐蝕性能等都較為常規;先進的熱障涂層陶瓷材料主要包括稀土陶瓷材料與自愈合材料,這些材料具備優異的隔熱性能以及熱物理性能,應用前景廣闊(劉嘉航 等 2022).燒蝕結構主要用于飛行器表面氣動加熱十分嚴重的部位,通過燒蝕引起自身質量損失,吸收并帶走熱量.工程中常用的燒蝕材料主要包括輕質多孔材料、本體低密度材料、薄壁耐燒蝕材料等,現代燒蝕材料不斷向耐高溫、低密度、抗氧化碳率的方向發展(馬秀萍 等 2018,Liang et al.2018).

2.2 主動式減阻降熱原理

飛行器前緣、發動機燃燒室以及搭載的高功率電子設備等關鍵部分都是典型的高熱流區域,隨著高速飛行器技術向高速域、多功能方向發展,常規的被動式防熱已經難以滿足飛行器的減阻降熱需要.主動式降溫與減阻方法是通過冷卻工質直接帶走高熱流區域的熱量或在高熱流區域與材料表面形成流體隔層以達到防熱的目的.噴霧冷卻、發汗冷卻、對流冷卻、再生冷卻、氣/液膜冷卻等都是常見的主動冷卻方式,其中氣/液膜冷卻主要應用于飛行前緣,由于這種方式需要引射工質,這會改變前緣流動邊界層形貌,進而獲得一定的減阻效果.主動冷卻技術冷卻原理的本質是單相/相變工質的流動換熱特性,下面詳細介紹該方面的研究進展.

2.2.1 單相工質流動換熱特性研究

根據工質作用時的不同環境,可將流動換熱特性簡單分為內流與外流兩種情況.

對于管內流動 (內流) 來說,簡單的充分發展流體 (與主流方向垂直的方向上無速度分量)的對流換熱理論已經十分成熟,對于該類問題,流速場方程和溫度場方程在數學上均可簡化為熱傳導方程的形式,加入邊界條件后,通過求解相應數學方程即可得到較為準確的數值解(過增元2000).光滑直管內單相流動的Nu 數可以按Dittus-Boelter 公式直接計算,光滑彎曲管內則可以先用直管方法求解換熱系數,然后考慮彎曲管道的影響對換熱系數進行修正.對于近空間飛行環境,當管內結構復雜時,與主流方向垂直的方向上速度分量不為零,此時求解N-S 方程才能獲得流速場數值解,溫度場則更加復雜.然而,隨著計算機科學的發展,相關問題已不再是困難,在1998 年,Prithiviraj &Andrews (1998)利用三維、同體坐標控制容積與分布阻力對換熱器內復雜的殼程流動與傳熱進行了模擬計算,并在k-ε模型的基礎上獲得相關修正數學模型.

外流情況主要是流動工質與固體壁面的相互作用.為了研究工質與固體壁面相互作用的特性,學者們最常用的是二維切向氣膜物理模型,它能夠提供一個均勻的流場結構,結構簡單且壁面冷卻效果非常好.

國內外學者就該種形式的流動換熱機理提出了大量數學模型,早在1965 年，Stollery 和El-Ehwany (1965)便提出了亞聲速噴流條件下的氣膜模型.如圖2 所示,氣體從噴管射出,繞流物面結構被分成勢流區、壁面射流區、邊界層區三個區域.在勢流區內,射流工質與壁面不發生直接的相互作用;在壁面射流區,速度剖面的形狀接近壁面射流的情形;而在更遠處的邊界層區,內流與噴流充分混合,速度剖面與充分發展的湍流邊界層的速度剖面類似.

Stollery 和El-Ehwany (1965)等的模型預測到遠場冷卻效率的衰減趨勢,但其在近噴口處主流邊界層與噴流分離,這明顯是不合理的,因此該模型無法對近噴口處的流場進行分析.Kanda等(1994)提出了結合湍流邊界層區和可壓縮氣體模型的氣膜冷卻模型,如圖3 所示,主要由近噴管處的混合層區和下游遠場處的湍流邊界層區構成.相比于Stollery 的模型,該模型沒有壁面射流區,忽略了冷卻噴流邊界層,這是因為冷卻噴流邊界層厚度遠小于噴流噴管縫高和混合層厚度.O'Connor 和Haji-Sheikh (2017)在此基礎上提出了更加完整的模型,對噴口附近噴流、主流及混合層存在的區域進行了詳細的區分,對流場結構做了更加細致的描述.

圖3 結合可壓縮混合層與湍流邊界層區物理模型(Kanda et al.1994)

隨著計算機技術的不斷進步以及各種湍流模型的不斷完善,關于超聲速氣-固耦合作用的數值研究工作不斷發展并成為近幾年相關研究的主要內容.這方面研究主要集中在基于已有的實驗數據來對氣-固耦合問題尋找一個合適的湍流計算模型.對于在大氣層內高速飛行的飛行器來說,氣體可以看作連續介質,空氣源充足,氣膜冷卻具有良好的冷卻效果.Yang 等(2003)采用數值計算程序對高馬赫數層流和湍流下的氣膜冷卻效果分別進行了研究,通過比較實驗測試的湍流模型,計算結果與相關氣膜冷卻實驗較為符合.同時,還利用該模型研究了噴流參數對冷卻效果的影響,結果表明,增加噴流流率能明顯提高冷卻效率,且這一收益在層流流態下更高,而噴口縫高對冷卻效果的影響不大.王建等(2008)采用SSTk-ε模型對超聲速氣膜冷卻問題進行了數值計算,結果表明風吹比是對冷卻效率的影響最大的控制參數.Konopka 等(2011)采用大渦模擬研究超聲速氣膜冷卻問題,發現推遲氣膜轉捩可在一定程度上提高冷卻效果.而跨越空天界限或鄰近空間飛行則是另外一種情況,空氣的力學行為不再符合連續介質假設,此時的氣-固耦合問題更加復雜.Li 等(2016,2016,2019) 和孫學舟等 (2020)基于分子動力學模擬,建立了從稀薄流到連續流較為完整的氣-固作用數值計算方法,對再入大氣層高速飛行器表面的氣-固耦合過程進行了詳細的研究,獲得了飛行器表面結構的動態熱力響應與變形行為數據.

此外,冷卻工質的種類對流動換熱效果也有比較大的影響.Niranjan 等(2005)對此進行了研究,在球頭模型駐點處設置了一個迎向來流的噴流噴口,研究了多種不同的冷卻氣體工質,結果發現輕質氣體在非駐點區具有比重質氣體更好的冷卻效果,重質氣體則對駐點區冷卻效果更好,但引入噴流后造成阻力系數增加了12%～ 25%.

2.2.2 相變工質流動換熱特性研究

相對于管內單相流動,涉及工質相變的兩相流動則要復雜得多.目前管內換熱關聯式的研究還不成熟,國內外學者們提出了適用于不同條件下的換熱關聯式,面對不同的工程問題,選擇恰當的關聯式即可.早在1916 年,Nusselt 就提出了大空間垂直壁上層流膜狀冷凝理論解(賈利梅2020).之后學者們通過考慮不同的影響因素對該理論進行了修正,如Bromley 和Leroy (1952)考慮了液膜過冷的影響;Rohsenow (1956)在液膜過冷的基礎上考慮了液膜對流的影響;Gregorig 等(1974)考慮了層流到湍流的過渡區液膜表面波動的影響;陳于等(2014)給出了當液膜為湍流時的換熱準則關聯式.對于水平管道內的兩相流動,若蒸汽流速很小,則重力依然占主導作用,管內氣態工質液化后依然沿著管壁向下流動,因此Nusselt 的理論解依然適用,只需調整關聯式中部分系數即可.以上理論最大的缺陷在于未考慮氣液界面剪切力對流動換熱的影響.管內強迫對流兩相換熱過程中,氣液剪切力是除重力之外又一大主導力.在蒸汽流速較大的情況下,剪切力會增加液膜的速度,減小液膜的厚度,從而增強換熱,干度或流速越大,剪切力對換熱的增強作用越明顯.同時由于液體張力,氣液比例的影響,管內的兩相流動將出現不同的流型狀態,目前公認的主要流型有: 泡狀流、分層流、塞狀流、波狀流、環狀流、彈狀流和霧狀流等.這些不同的流型狀態使得管內兩相流動換熱理論更加復雜,Berenson 等(1968)提出了較為準確的霧狀流和波狀流的傳熱計算經驗公式,Tandon 等(1982)提出了較為準確的環狀流傳熱計算經驗公式.關于其他類型流動,目前還沒有較為準確計算關聯式.除此之外,管內氣液兩相流換熱關聯式會因工質不同、工況不同產生較大差異,局限性較大.因此,在采用混合工質或新型工質的相關工程技術中不能一味地依靠關聯式,開展目標工質的換熱實驗非常重要.

噴霧冷卻、液膜冷卻、發汗冷卻等都是外流情況下的兩相流動,這些情況下相變工質的流動換熱特性更加多樣化,相關物理模型、數學模型以及流動換熱關聯式也更加復雜.

噴霧冷卻是冷卻工質在一定壓力下形成的霧狀兩相流與固體壁面、高熱流熱源的相互作用,其機理非常復雜,包括壁面與液膜/液滴間的直接熱傳導、壁面與液膜/液滴間的對流換熱、氣液相變換熱、沸騰傳熱、與飛濺液滴間的熱量交換,以及很小一部分的壁面輻射,同時工質的流動情況也相當復雜(Yang et al.1993,Labergue2015,司春強 等 2012,張雨龍 等 2017),因此一般采用實驗方法對噴霧冷卻進行研究.實驗中可調節的變量主要有噴霧冷卻工質 (包括各類混合工質)、噴霧控制參數 (工質質量流率、霧化壓力、液滴粒徑、速度、液滴數密度以及液滴數量通量)、噴霧器的空間位置及姿態、待冷卻表面的幾何形貌等,各變量對噴霧冷卻過程換熱能力的影響不盡相同(Wang et al.2018,Guo et al.2009,李麗榮 等 2015,謝寧寧 2012,侯燕 等 2012).此外,還有學者發現在工質中加入納米添加劑對噴霧冷卻性能影響也較大.對于噴霧冷卻的數值研究也在不斷推進中,學者們根據流體力學基本理論,結合水平集法 (level set,LS)、流體體積函數法 (volume of fluid,VOF) 等建立數學模型,并對方程組進行簡化和數值求解,來研究噴霧冷卻過程的換熱情況,并對噴霧冷卻的霧態噴流的物理過程 (液滴軌道、液滴粒徑、液滴對液膜的擊打、一次成核、二次成核以及液膜的流動與傳熱過程) 進行數值模擬(張亞東 等 2020).

液膜冷卻主要是分層兩相流與固體壁面的相互作用,在熱流過大的情況下也存在沸騰換熱.自20 世紀60 年代以來,學者們根據試驗數據和能量守恒發展出相當數量的經驗或半經驗公式,如Stechman 半經驗公式(Howell et al.2011,Stechman et al.1968)、Ambrosini 經驗公式(Ambrosini et al.1995)等,這些公式可以在限定的條件下計算液膜傳熱系數.但這些經驗公式中均未考慮液膜的傳質及流動的變化對換熱情況的影響,存在很大的局限性.伴隨數值方法的廣泛應用,學者們對壁面液膜冷卻的建模逐漸完整(Jacob et al.2016,Miranda &Naraghi 2011),在此基礎上對該種形式的流動換熱特性的研究也愈發深入,楊薇和孫冰(2011)綜合考慮發動機內部化學反應、蒸發、卷吸、對流、導熱、輻射等因素,推導了液膜長度和厚度的計算方法,研究了液膜冷卻的冷卻特性,分析了液膜流量對熱流密度、冷卻效率的影響.楊海洋等(2017)開發了一種新的液膜冷卻分析模型,該模型采用Whalley 和Hewitt (1978)給出的公式對氣相流動的范寧摩擦系數進行修正,以此計算出氣液兩相界面間的摩擦系數,進而通過雷諾比擬獲得氣液兩相界面的對流換熱系數.該研究中還考慮了發汗效應、自由湍流度效應、熱輻射、液膜夾帶效應等影響,最終計算的液膜長度與Morrell (1951)實驗結果的誤差在14.6%以內.

發汗冷卻不僅涉及復雜的兩相流動,還涉及多孔介質滲流.其核心物理問題是滲流工質流動邊界層的干擾和控制,屬于存在壁面質量輸入的流道流動問題.目前的研究主要集中在: 發汗多孔新材料的研究,發汗冷卻劑工質的研究,多孔介質強化換熱技術,微尺度流動換熱規律的研究,飛行器前緣熱防護實驗研究,發動機壁面熱防護實驗研究,組合冷卻實驗研究.由于計算手段的局限性,早期關于發汗冷卻的研究主要采用實驗與理論相結合的方式探索經驗關聯式.1954年,在一份NACA 報告中認可的兩種經驗理論“Friedman Theory”和“Film Theory” (Donoughe &Livingood 1954),這兩個理論可用于特定雷諾數范圍下湍流邊界層內的傳熱效應計算.Ames 等(1968)給出了固體壁面上游層流邊界層發汗冷卻的無量綱經驗關聯式.Ren 等(1998)通過應用無量綱經驗關聯式,研究了發汗冷卻對湍流邊界層的影響.關于邊界層的研究數量龐大,其中不乏對于多孔介質壁面的邊界層研究,但得到廣泛認可的關聯式較少.

胡皓瑋等(2021)建立了二維多孔介質內流動沸騰實驗臺,對微米級多孔通道內部流動沸騰現象及氣泡行為進行研究,并記錄了不同區域中,流動沸騰的典型特征及氣泡生長規律,為深入理解多孔介質內流動沸騰機理提供了范本.計算機高速發展后,CFD 方法成為研究發汗冷卻的主要手段之一.Piomelli 等(1989)對發汗冷卻通道流動問題采用大渦模擬計算,模擬中多孔介質表面采用經驗關聯式來進行處理.Liu 等(1998,2013)將N-S 方程在柱坐標下展開,研究了二維層板發汗冷卻過程對噴管內流場的影響,結果顯示在超音速區域發汗冷卻降低了主流膨脹的效果.Hu 等(2020)建立了改進的多相混合模型預測不同工況下相變發汗冷卻的效果,并針對可能失效的工況提出相應優化方案.

外流情況下的兩相工質流動換熱特性的機理研究非常復雜.這些不同形式的冷卻方法在本質上都存在一定的共通性,例如發汗冷卻與噴霧冷卻都涉及膜冷卻理論.除此之外,極端情況下(激波等特殊因素) 的兩相流動換熱特性也是值得關注的研究方向.

3 應用于飛行器的減阻降熱技術

為滿足高速飛行器日益增大的降溫與減阻需要,基于對相關減阻降熱機理研究的不斷深入,國內外學者針對飛行器關鍵部件開發了高效可靠的降溫與減阻技術,下文一一簡述這些關鍵技術的研究進展情況.

3.1 應用于飛行器外結構的主動式減阻降熱技術

在高速飛行過程中,飛行器外結構的熱流集中于迎風頭部及機翼前緣,這是壓縮空氣和黏性摩擦帶來的.減小飛行器前緣壓縮空氣的激波阻力和表面的黏性摩擦阻力,可以有效改善飛行器外部的高氣動熱環境,從本質上降低進入外結構的熱流.因此,對于飛行器外結構來說,降溫與減阻是密不可分的.

3.1.1 主動流動控制技術

主動流控技術是一種重要的減阻降熱技術,通過向高溫區流場加注冷卻工質或者設置特定構型,從而改變流場形貌,同時獲得減阻和降溫的效果.目前,迎風凹腔、能量沉積、加裝減阻桿、逆向噴流等都是常用的基于流場控制的減阻方案,如圖4 所示(卓長飛 等 2014).

迎風凹腔是最早提出的方案,其操作簡單,可以改進駐點氣動加熱環境和阻力環境,缺陷在于凹腔內流場不穩定,減阻效果難以控制.Saravanan 等(2009)在馬赫數為8 的來流條件下,凹腔構型使導彈表面最大傳熱率降低了35%至40%,在零攻角時,凹腔深度與直徑比值為4 的構型使阻力系數降低了5.12%,而比值為2 的構型反而使阻力系數增加了8.88%.

其余三種方案均是針對頭部激波進行操作以改變激波流場結構來達到減阻降溫目的,能量沉積方法一般采用電極放電或激光等形式向飛行器前緣邊界層內注入能量,通過改變飛行器前緣的激波結構和流場結構來減小波阻,最高可使波阻減小70%,同時降低飛行器駐點溫度.韓路陽等(2022)指出,能量沉積減阻效應成因主要有兩個: 一是,局部溫度升高導致局部流場物理性質改變,聲速增加,馬赫數降低;二是,低密度尾跡與鈍體弓形激波耦合對激波的改善,其中等離子體的高溫低密度區域可有效改善弓形激波的形貌,這也是其減阻效應的重要形成因素.但能量沉積的能源效率隨來流速度的不穩定性限制了其進一步發展.

減阻桿技術是將一根長桿安裝于飛行器頭部,用于刺破高馬赫數飛行導致的弓形激波,將其變為斜激波從而達到顯著減阻效果,如圖5 所示.經過對減阻桿構型詳細的研究,Menezes 等(2002,2003)指出,零攻角下帶圓盤的減阻桿的減阻率最高,頭部傳熱率減少可達50%,平頭型減阻桿可實現55%的減阻率,并且當來流攻角處于較小值時,減阻率一般大于40%.然而,減阻桿會導致飛行器前端衍生局部熱斑、非定常脈動等問題(姜維 等 2011,Jiang et al.2009).

圖5 減阻桿頭部橫向射流紋影圖(Jiang et al.2009)

逆向射流技術通過在飛行器前端主動噴射流體工質的方式,達到減阻降溫效果,是綜合效果最優異的減阻降溫方式,其實驗模型如圖6 所示.國內外學者分別著眼于噴流方式、噴孔結構和噴流工質開展研究.

圖6 逆向射流實驗模型(Shang et al.2001)

主流的噴流方式包括吸氣型和吹氣型.Riebe (1955)、焦予秦等(2008)、Alqadi 等(2013)的研究均證明了吹氣、吸氣裝置能夠使升力系數明顯增大,提升機翼的氣動性能.Duraisamy 和Baeder (2013)首次在翼尖渦的控制實驗中運用振蕩吹氣與直接吹氣進行比較分析,發現翼尖的振蕩吹氣可加快翼尖渦的擴散從而達到減阻目的.Tindell 和Willis (1997)通過試驗研究了不同射流工況對激波邊界層的影響,發現吹氣可顯著改善下游流場參數,對激波/邊界層干擾控制具有很好的效果.噴孔結構也能在一定程度上影響射流的減阻效果,Berry 等 (2008)研究了Hyper-X 多種開孔模型對邊界層轉捩的控制效果,如圖7 所示.研究表明,鋸齒槽構型或單排大孔可以有效地強制邊界層轉捩.噴流工質的性質是決定逆向射流減阻降溫效果的另一大關鍵因素.Warren (1960)在馬赫數為5.8 的來流條件下,通過對比氫氣和氮氣兩種逆向噴流工質,發現氮氣產生穩定流場的臨界噴流系數較高.Jagadeesh 和Shang (2001)研究了以空氣為工質的射流情形,證明空氣射流可以獲得較好的減阻與降溫效果.Sriram 和Jagadeesh 等(2009)在馬赫數為5.9 的風洞,對多孔逆向噴流方案進行了實驗研究,考察了多種冷卻工質 (氮氣和氦氣),發現多噴孔構型在全表面上的降溫效果均優于單一噴孔值,盡管氦氣在遠離駐點區的降溫效果更好,但綜合降溫結果不如氮氣.此外,通過不同逆向射流總壓比下的流場紋影 (如圖8 所示),可看出逆向射流對流-固邊界層形貌具有很大的影響.姚子康(2023)對以CO2為工質的射流情形進行了數值模擬,結果表明射流有效地將前緣的激波推離,球頭總阻力下降20.5%;在相同工況下,CO2射流的降溫性能最優,氮氣射流次之,空氣最差;減阻能力剛好相反,空氣射流的減阻性能最優,氮氣射流次之,CO2射流相對較差.

圖7 Hyper-X 前體吹氣模型(Berry et al.2008)

圖8 不同逆向射流總壓比時流場紋影(Sriram &Jagadeesh 2009)

等離子體射流也是逆向射流技術的重要組成,具有響應速度快、射流速度高、射流能量高等優勢,可有效影響噴口處流場狀態.馬正雪等(2012)和王林等(2012)對高速流場等離子體合成射流的逆向噴流特性進行了研究,發現高動量射流產生的渦環、逆流產生的低壓區以及高溫低密度等離子體射流降低了當地馬赫數,有效改善了頭部激波形貌 (如圖9 所示),降低了激波阻力,還設計了整套的供能與控制系統,實現合成射流激勵器系統完全自維持工作.陳加政等(2021)進行等離子體合成射流對超聲速流動的流場控制和減阻效果研究,發現在射流峰值情況下可使球頭阻力降低32%.張旭東等(2022)進行了等離子體逆向射流減阻特性研究,發現在一個放電周期內合成射流使球頭平均阻力下降37.67%,最大減阻效果可達76.03%.除干擾激波外,等離子體合成射流激勵還被用于抑制流動分離、控制內流、改善傳熱等方向(吳云和李應紅 2015,Duong et al.2021).

圖9 等離子體逆向噴流實驗中球頭受控流場演化(馬正雪 等 2022)

在逆向射流技術中,冷卻工質的選擇至關重要.以空氣為工質的逆向射流技術已發展較成熟且減阻降溫效果優異,但在跨域高速飛行器上,冷卻空氣的過量使用會嚴重影響發動機效率.大多噴流流控技術系統均需設置一臺增壓泵才能實現良好的減阻降溫效果,這極大地增加了主動流控系統的自重,成為實際應用的屏障.因此,開發自身能量密度大、冷卻效果佳的噴流工質及噴流技術將極大地提升主動流控技術水平.

3.1.2 新型流動控制技術

近年來隨著學科交叉的不斷深入,涌現出大量新型流動控制技術.主要有轉捩控制、磁流體動力學控制、邊界層燃燒.

轉捩控制是通過向邊界層內引射氣體工質,延緩邊界層轉捩,使飛行器表面邊界層長時間保持在層流狀態以減小摩擦阻力.Miró和Pinna (2020)研究了質量引射的氣體組分對高速邊界層轉捩的影響,發現當以連續的方式向邊界層內注入質量時,輕質氣體可以增加邊界層的厚度,有效延遲邊界層的轉捩,而重質氣體則具有相反的效果.

磁流體動力學控制 (MHD) 是通過向飛行器前方激波層的等離子體區施加磁場,使得激波層中產生感應電流,由于洛倫茲力的作用,等離子體流動減速,增加了激波脫體距離 (如圖10 所示),從而降低了壓縮空氣時的氣動熱對飛行器前緣的影響,與無磁場情況相比,該機制最高可降低50%以上的熱流(Müller et al.2019,梁偉 等 2021).

圖10 MHD 原理示意圖(梁偉 等 2021)

邊界層燃燒減阻降熱方法主要應用于巡航類飛行器,其原理是飛行器表面防熱材料在長時間的氣動加熱下,會發生燒蝕、裂解等化學反應,生成物進入邊界層后會與其中的氧氣混合,導致邊界層內發生燃燒現象,這種現象導致壁面附近形成溫度較低的氣態層,使得邊界層變厚,摩擦阻力減小,同時對高溫主流的傳熱具有一定的阻隔作用,從而可降低飛行器的表面熱流(鄭星等 2021).

3.2 應用于發動機的降溫技術

發動機燃燒室壁面直接與高溫燃氣接觸,是高速飛行器上熱流最大的部件,熱流密度可以達到兆瓦級,唯有主動式的冷卻方式才能滿足相應的散熱需求.對流冷卻、噴霧冷卻、發汗冷卻、氣膜冷卻等都是常用的主動冷卻方式.如圖11 所示,它們均利用冷卻工質的升溫或相變來吸收高熱流壁面傳遞的熱量,再通過管路將吸熱后的工質輸送到飛行器熱沉或外部環境.

圖11 典型主動熱防護法示意圖

3.2.1 再生冷卻

1903 年由Tsioikovsky 首次提出了再生冷卻技術方案,它是一種典型的對流冷卻方式,首先應用于火箭發動機推力室,距今已經有一百多年的歷史.此后,再生冷卻技術方案在其他各類發動機中均有應用,在超燃沖壓發動機領域效果最為突出.超燃沖壓發動機工作時,內外部都充斥著高溫氣體,無法引入外流對發動機壁面進行冷卻;其次,考慮超燃沖壓發動機的工作特性,在工作過程中需要噴射燃料進行燃燒.在再生冷卻過程中,發動機殼體可以依靠自身碳氫燃料的裂解吸熱進行冷卻,燃料首先被用作冷卻劑,然后再被用作推進劑噴入燃燒室進行燃燒,顯然,再生冷卻技術非常契合超燃沖壓發動機的特殊工作熱環境(袁鑫 等2017).

具有再生冷卻結構的發動機,燃燒室外壁用換熱面板覆蓋,碳氫燃料作為冷卻工質在換熱面板的冷卻通道中流動,從發動機尾部流入,由發動機首部流出 (如圖12).因此,再生冷卻的本質是單相/相變工質的管內流動換熱,相關研究前文已詳細闡述.一般發動機再生冷卻通道內會附著一層催化劑,催化劑可以在碳氫燃料吸熱過程中加速燃料裂解,生成氣態的烴組分并吸收大量的熱量,起到有效的熱防護作用.這些氣態烴組分噴射到燃燒室中,既滿足了超燃沖壓發動機的散熱需求,也有利于燃料與來流充分混合燃燒.1996 年,普惠公司開展HySET 計劃,并獲得了美國官方的資金支持.其中,研制主動冷卻的換熱面板是該計劃的重要組成部分,該計劃中,科研人員對381 × 152 mm2的換熱面板進行了試驗,將該換熱面板用于以JP-7 為燃料的超燃沖壓發動機再生冷卻系統中,并在馬赫數為7 的模擬試驗條件下進行了試驗,結果達到了預期冷卻目標.隨后,該計劃又在換熱面板的縮尺、低成本制造、面板耐久性等方面進行設計與試驗.2006 年4 月,GDE-2 完成了馬赫數為5 條件下的再生冷卻驗證試驗;同年7 月,在NASA 蘭利研究中心完成了更加全面的試驗,該次試驗中采用了完全一體化的燃油系統,能使發動機作為一個完整的閉環系統進行工作.GDE 驗證機的成功試驗表明,再生冷卻系統可以滿足高馬赫數下超燃沖壓發動機苛刻的熱防護要求(Faulkner 2003,Wishart et al.2003).

圖12 超燃沖壓發動機再生冷卻示意圖(袁鑫 等2017)

然而,高速飛行器作業過程中,工況改變頻率高,這會導致再生冷卻系統出現冷源不足的問題.這對于燃料的熱沉能力提出了很高的要求,在限定的熱流與工質流速下,單位質量燃料能夠吸收的熱量越高,那么其作為熱沉的冷卻能力就越強.除此之外,燃料的流動換熱特性對于再生冷卻效果也有重大影響.以甲烷為例,其質量流量的降低會導致再生冷卻通道中的兩相不穩定性.Song 等(2021)基于實驗相關性研究了傳熱情況,研究了再生冷卻通道 (RCC) 中亞臨界甲烷的傳熱特性.Wang 等(2022)通過改變工況、化學路線并結合化學動力學對燃料的冷卻能力進行了優化研究.結果表明,通過適當的優化可以有效地提高碳氫燃料的再生冷卻能力.以正癸烷為例,在典型工作條件下,總熱沉為2.5 MJ/kg.在473 K 和0.042 m/s 的入口條件下,以乙烯和氫為最終裂解產物的工程化學路線可獲得5.3 MJ/kg 的最大熱阱,同時,降低壁面溫度以減少碳沉積.當然“燃料”概念的范圍不僅僅只有烴類,因此一些特殊發動機的再生冷卻熱沉可能具備更佳的冷卻效果,例如Mg/CO2粉末火箭發動機中以CO2作為熱沉的再生冷卻系統具備更優的傳熱性能,這是由CO2自身的物理性質決定的(Wei et al.2021).

3.2.2 射流預冷

由于沖壓發動機只有在馬赫數大于3 時才能工作(李剛團 等2006),渦輪發動機的工作馬赫數則在3 以下.為解決渦輪發動機與沖壓發動機之間的銜接問題,必須開發更高馬赫數的渦輪發動機,然而在這種工況下空氣來流的溫度很高,超過了常規渦輪發動機所能承受的極限.射流預冷技術是在高溫空氣進入發動機的壓氣葉輪之前,加裝噴霧裝置,通過霧化冷卻工質的相變吸熱效應對進氣道中的高溫空氣進行降溫,拓展渦輪發動機的工作極限(Mehta et al.2012),圖13 展示了其工作原理.射流預冷本質上是一種噴霧冷卻方法.Lin 等(2018,2019)將進氣預冷段與壓氣機stage35 相連接,并在進氣道中設置了噴霧點進行噴霧射流仿真,監測了水滴蒸發降溫過程中壓氣機入口與出口的性能指標變化,結果顯示射流條件的改化能夠優化壓氣機的特性,深入研究發現,水滴粒徑和噴射速度對水滴的蒸發起決定性作用.Zhou 等(2016)的研究發現低壓環境有利于增大噴霧錐角,能夠改善冷卻工質的霧化特性,進而提高霧滴蒸發速率,增強冷卻效果.同時當環境壓力降低時,大部分冷卻工質的沸騰溫度也會降低,相變潛熱也將升高,一定程度上提高了噴霧冷卻的換熱能力.胡峰等(2022)對有機混合工質進行射流預冷時的冷卻特性進行了數值研究,結果表明采用乙醇/水作為冷卻工質可以實現較好的預冷效果.

圖13 射流預冷工作原理圖(陸禹銘 2022)

由于相變吸熱的高效性,噴霧冷卻方法還常用于冷卻高算力CPU/GPU、激光和相控陣雷達等大功率電子設備.相關研究成果表明,使用氟化物冷卻工質能夠獲得超過100 W/cm2的冷量,使用水可以獲得超過1000 W/cm2的冷量(Pais et al.1992).

3.2.3 發汗冷卻

發汗冷卻應用于各類飛行器發動機噴管、燃燒室和推力室、渦輪發動機葉片等部件.發汗冷卻過程中,液體在多孔介質內部對流換熱時發生相變,以氣液兩相流的形式滲出多孔表面,由于相變的不穩定性及多孔介質內兩相流動的非均勻性,相變發汗冷卻的規律比單相發汗冷卻復雜得多.Foreest 等(2009)開展了以液態水為工質的相變發汗冷卻研究,該團隊通過風洞實驗測試了氧化鋁陶瓷多孔頭錐在3028 K、5.45 MPa 來流下的冷卻效果,實驗結果表明,相比于一般氣態冷卻工質,液態水具備更佳的冷卻效果.該團隊還發現了相變發汗冷卻的遲滯現象,并說明了液態水在低壓下的結冰情況.Shi 和Wang (2011)通過數值方法研究了材料熱導率、多孔介質孔隙和顆粒參數對相變發汗過程的影響,并給出了計算對應熱流下所需冷卻劑量的方法.Wang等(2014)和 Shen 等 (2016)設計實驗對液態發汗冷卻進行了實驗研究 (發汗結構與實驗過程如圖14),實驗結果表明,減小駐點處多孔厚度,可以有效提高駐點處冷卻效率,指出當冷卻工質恰好以液態流過多孔結構時,所需的驅動力最小、冷卻效率也最高.

圖14 前緣發汗冷卻結構與液態水發汗冷卻實驗過程(Wang et al.2014,Shen et al.2016)

Zhang 等(2020)對超聲速條件下碳化硅多孔材料的相變發汗冷卻進行研究,并在低壓風洞中進行實驗,探究了相變發汗冷卻中的結冰現象的影響因素,發現在不均勻孔隙下,較大尺寸孔隙附近更易結冰,同時主流壓力對多孔表面溫度有很大影響.即使相關試驗開展比較困難,關于發汗冷卻技術的研發也在不斷推進,結合其優良的冷卻性能,未來必能在主動冷卻技術領域大放異彩.

3.2.4 氣膜冷卻

氣膜冷卻的優勢在于能夠承受極端高溫環境,非常適合作為燃燒室壁面的冷卻方法,已被應用于火箭發動機和高速飛行器發動機的熱防護(Shine &Nidhi 2018).

George 等(1990)研究了冷卻工質的入口壓力和入口高度對超聲速氣膜冷卻的影響,研究發現,當冷卻工質入口壓力與主流入口壓力相同時,氣膜冷卻表現出最佳的冷卻性能,并且入口高度的增加有利于氣膜冷卻效率的提高.Han 等(1998)研究了孔隙高度、質量流率、冷卻長度、噴射角度對氣膜冷卻效果的影響.Sahoo 等(2005)研究了空氣、CO2和He 對大鈍度球錐的氣膜冷卻效果,研究結果表明,除駐點外,分子量越輕,氣膜冷卻效果越好,還發現氣膜冷卻在降熱的同時也可以減阻.一些學者采用直接數值模擬和實驗,研究了多種氣體的氣膜冷卻特性,研究結果表明,氦氣和氫氣在冷卻效率和降低表面摩擦阻力方面表現最好(Zhang et al.2020).

由于現代飛行器飛行速度越來越高,飛行器外結構 (尤其是頭部、翼前緣等位置) 的熱流密度逐漸接近發動機燃燒室壁面,因此這些應用于發動機的降溫技術在高速飛行器外結構上也具備廣闊應用前景.

3.3 基于余熱利用的整體熱防護系統設計及相關技術

基于高速飛行器外結構及發動機等區域的熱流無法避免,如何合理地將這些有害熱分散至內部熱沉體系,或者排入外界,甚至加以利用成為一項重要課題.同時,由于應用于高速飛行器高熱流部件降溫的冷卻技術種類繁多,技術思路也不盡相同,為了獲得以長航程、高航速為目的的綜合冷卻系統架構,有必要對各部分冷卻系統的統籌機制進行深入的研究.

傳統的飛行器熱管理系統以燃油作為最主要的熱沉,裂解式的航空燃油具有比熱容大、性質穩定、代償損失小以及不影響飛行器隱身性能等優點,非常適合作為熱管理系統的熱沉物質,這種熱管理系統也被稱作燃油熱管理系統.近年來,諸多研究人員就高速飛行器燃油熱管理系統進行了大量的仿真計算與優化設計工作(Reeve &Finney 2015,高峰和袁修干 2009,王佩廣 等2007).龐麗萍等(2019)開發了一種基于改進遺傳算法,并以消耗性冷卻劑為工質的高速飛行器熱管理系統參數優化方法,實現在常規工況下的系統優化設計.唐玫等(2022)針對高速飛行器提出了一套統籌燃油熱沉、內外部熱源、沖壓空氣熱沉與消耗性冷卻工質制冷系統及熱防護系統的熱管理系統,如圖15 所示.該系統可以實現全飛行包線內飛行器高熱流區熱量及溫度的控制.

圖15 綜合熱管理系統(唐玫 等 2022)

前文提到的再生冷卻技術本身也是一種利用燃油作為熱沉的發動機熱管理方案,然而在高馬赫數下,發動機功率過高,再生冷卻所需要的熱沉 (燃油) 也變得非常多,這將導致一次飛行過程中燃燒消耗的燃油量小于飛行器需要的熱沉燃油量,不僅造成了燃油額外損耗,還導致飛行器負載加大.Qin 等(2010)建立了基于布雷頓循環的冷卻系統,如圖16 所示,該冷卻方法將一部分熱量轉化成電能,一定程度上緩解了燃油熱沉的吸熱壓力,為發動機燃燒室壁面的熱防護提供了新思路.

圖16 Qin 等建立的熱能利用系統(Qin et al.2010)

姜培學等(2021)針對高速飛行器面臨的冷卻與供電兩方面需求,提出一種以超臨界CO2為循環工質的高溫發電與高效熱防護一體化系統并做了相關計算與分析,如圖17 所示.計算結果表明,相較于蓄電池、燃料電池等機載供電設備,在相同供電量的情況下,一體化系統的質量遠遠小于其他兩種,并且這種優勢隨著飛行時間的提高而更加明顯.

圖17 帶回熱的超臨界布雷頓循環一體化系統(姜培學 等 2021)

李新春和王中偉(2016)提出了集成熱電發電裝置的超燃沖壓發動機熱管理系統,將熱電發電系統與發動機壁面結構相結合,并采用?分析法對超燃沖壓發動機壁面熱量的利用潛力進行分析,結果表明,發動機壁面熱量再利用潛力巨大,值得進一步挖掘.Cheng 等(2018)采用熱電發電機 (TEG) 對燃燒室壁面的廢熱進行能量轉化,利用燃燒室高溫壁面與燃油熱沉間形成的溫差直接發電,機制如圖18,該裝置獲得了18.38%的最大轉換效率.

圖18 熱電發電機制(Cheng et al.2018)

Guo 等(2023,2022)提出了一種將超臨界二氧化碳 (SCO2) 閉式布雷頓循環和燃料蒸汽輪機相結合的新型功率和熱管理系統 (PTMS),其系統構成如圖19.新的PTMS 可以滿足高超音速飛行器馬赫數為6～ 7 的冷卻要求,并避免了超燃沖壓發動機冷卻通道中的焦化和報廢.與僅基于燃料蒸汽輪機的PTMS 相比,新型PTMS 利用超燃沖壓發動機的廢熱來產生更多的電力.

圖19 新型熱管理系統(Guo et al.2023)

目前國內外學者已發展了多種基于余熱利用的整體熱防護系統,但這些方案仍存在一些局限性,缺乏耦合其他冷卻技術的綜合能源統籌方案.

4 結論

統籌全文不難發現,現代高速飛行器的減阻降熱方式從被動式走向半主動式、主動式.研究飛行器減阻降熱機理的實驗方法與數值計算方法日趨完善,通用性較高的基礎理論也基本建立,然而實際高速飛行中邊界條件復雜、功能單元間的相互作用高度非線性.因此,把握各種基礎理論的適用條件,開發專屬于高速飛行器減阻降熱技術的基礎理論模塊勢在必行.主動式的減阻降熱技術種類繁多,飛行器各重要部件都有其相應的降熱方案,總體上向著冷卻目標多樣化、減阻降熱方案系統化、控制體系高度集成化的方向發展.隨著各類降熱系統的不斷成型,飛行器的綜合熱管理系統也在向著簡構型、高回報不斷進步與發展.

高速飛行器作為未來空中作業的主要技術手段,其減阻降熱技術的研究與開發是該領域永恒的主旋律.結合研究現狀、工程應用需求及發展趨勢,筆者就飛行器減阻降熱的研究方向提出如下建議.

(1) 高速飛行器作業環境復雜、運動狀態多變,減阻降熱系統面臨強非穩態工況.過載、旋轉、高馬赫數 (激波) 等復雜工況下相變工質的流動換熱特性,以及這些復雜工況劇烈瞬態變化對相變工質減阻降熱效果的影響規律都是未來工作中需要深入研究的內容.

(2) 針對不同的減阻降熱場景,選擇合適冷卻工質,并對該工質對應的減阻降熱系統進行優化設計是一項非常重要的工作內容,而在近臨界區域,工質物性多變,對該工作的開展非常不利.因此,有必要研究減阻降熱過程中工質相態的變化,工質物性變化對減阻降熱效果的影響機制.

(3) 隨著各類冷卻技術的不斷開發,面向的冷卻目標趨向多樣化,以及熱能梯級利用的概念不斷深化,設計統籌多重冷卻技術、具備高效余熱利用能力的一體化綜合熱防護系統勢在必行.質量輕、收益高、架構簡單、集成度高的綜合熱防護系統將成為一大研究熱點.