高超聲速飛行器多物理場耦合及熱防護(hù)技術(shù)研究綜述

鄭玲，左益芳，孟繁童，曾鵬云

（重慶大學(xué) 機(jī)械傳動國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，重慶 400044）

1 國內(nèi)流熱固多場耦合問題研究進(jìn)展

飛行器在以高超聲速飛行時(shí)，空氣層會在其前端被強(qiáng)烈壓縮，并與飛行器劇烈摩擦，進(jìn)而產(chǎn)生一個高溫高壓的熱環(huán)境，這就是常說的氣動加熱現(xiàn)象。新一代高超聲速飛行器（飛行速度大于5馬赫）對速度的追求不斷提高，其氣動加熱問題也隨之變得愈加突出。高超聲速飛行所導(dǎo)致的氣動加熱現(xiàn)象將引起結(jié)構(gòu)溫度場的變化，進(jìn)而改變結(jié)構(gòu)的剛度、應(yīng)力及模態(tài)，這些難點(diǎn)都極大地增加了高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的難度。此外，高超聲速飛行器飛行時(shí)，飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的熱響應(yīng)與外部流場的氣動加熱現(xiàn)象之間存在強(qiáng)烈的耦合作用。因此，有必要建立基于流場、熱場及結(jié)構(gòu)場多物理場耦合分析的數(shù)值方法。

高超聲速飛行器的多場耦合特性給研究人員帶來了極大的困難，早在 1958年，Roger就提出了氣動熱彈性問題，并對各物理量間的耦合關(guān)系進(jìn)行分析，如圖1所示[1]。

通過只考慮各物理因素的強(qiáng)耦合關(guān)系，并忽略其弱耦合關(guān)系將問題進(jìn)行簡化，而簡化的前提需要滿足以下基本假設(shè)：結(jié)構(gòu)變形所導(dǎo)致的氣動熱變化很??；動氣動彈性耦合為弱耦合，表現(xiàn)為氣動熱和氣動彈性系統(tǒng)的特征時(shí)間不同，而前者較長；靜氣動彈性耦合也為弱耦合，即由熱負(fù)荷和穩(wěn)態(tài)壓力引起的靜態(tài)彈性變形對結(jié)構(gòu)的溫度場影響很小。考慮到實(shí)際情況時(shí)，前兩個假設(shè)條件通常較容易實(shí)現(xiàn)，而最后一個假設(shè)條件在涉及影響流體特征的大變形下就不再成立了。

圖1 氣動熱彈性問題中各物理量的耦合關(guān)系

1.1 氣動力及氣動熱的數(shù)值模擬

氣動力、氣動熱及結(jié)構(gòu)場的耦合屬于多學(xué)科融合、交叉的科學(xué)前沿問題，各物理場的耦合模型和機(jī)理均未完全解決，且其物理過程十分復(fù)雜并具有高度的非線性特征，故多只能采用數(shù)值計(jì)算的方式求解。

在對氣動力、氣動熱及結(jié)構(gòu)場的耦合模擬計(jì)算中，氣動力/熱的準(zhǔn)確計(jì)算是極其重要的一環(huán)。

對氣動力的計(jì)算中，現(xiàn)在主要有工程算法和計(jì)算流體動力學(xué)（CFD）兩大類，兩種算法各有其優(yōu)缺點(diǎn)。工程算法主要包括活塞理論[2]、非線性活塞理論[3-5]、激波膨脹波理論、牛頓法等，工程算法的特點(diǎn)是效率較高，但精度不夠理想。數(shù)值方法主要是通過對Euler方程，N-S方程及其變體形式求解來計(jì)算氣動力。Nydick[6]和Selvam[7]在計(jì)算高超聲速壁板顫振的非定常氣動力時(shí)，分別采用了Euler方程、N-S方程及活塞理論等方法并比較了幾種算法的計(jì)算結(jié)果。張偉偉等將幾種算法結(jié)合起來用于計(jì)算高超聲速飛行器機(jī)翼的非定常氣動力。

氣動加熱現(xiàn)象的影響因素十分復(fù)雜，這也使得對氣動熱的計(jì)算相更加復(fù)雜。針對氣動熱的計(jì)算問題，國內(nèi)外目前主要有三種計(jì)算方法：1）純工程算法；2）純數(shù)值算法，直接對N-S方程進(jìn)行處理，將其簡化再求解；3）基于普朗特邊界層理論，邊界層內(nèi)利用工程算法進(jìn)行估計(jì)，而邊界層外則采用無粘數(shù)值解的形式。三種方法在計(jì)算精度和計(jì)算效率之間互有取舍。李建林等采用工程算法計(jì)算了升力體和乘波體型飛行器的氣動熱，與數(shù)值算法所得到的結(jié)果對比得出，兩種算法的計(jì)算結(jié)果比較接近，說明工程算法能滿足估算的要求[8]。呂麗麗等利用邊界層理論，通過計(jì)算三維Euler方程并利用解的局部相似性求得了鈍錐和純雙錐有攻角的再入表面熱流，與國外文獻(xiàn)中的N-S方程數(shù)值解及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，其結(jié)果符合得很好。黃飛等人分別采用了N-S和DSMC方法針對高超聲速巡航飛行器進(jìn)行研究[9]。潘沙等人針對氣動熱數(shù)值模擬中的網(wǎng)格收斂性和相關(guān)性進(jìn)行了分析研究，閆超、李哲君等人研究了 CFD計(jì)算中網(wǎng)格效應(yīng)和數(shù)值格式對氣動熱熱流的影響[10]。

1.2 流熱固多場耦合問題

國內(nèi)外在對高超聲速飛行器流熱固耦合問題的研究中，所用到的研究方法和手段大致可以用圖2描述。目前，除了工程算法和數(shù)值模擬之外，還可利用飛行試驗(yàn)或風(fēng)洞試驗(yàn)對高超飛行器的氣動加熱問題進(jìn)行研究。其中，飛行試驗(yàn)當(dāng)然是綜合評價(jià)能力最好的手段，但其致命缺陷也很明顯：成本太高，且周期很長[11]。風(fēng)洞試驗(yàn)是通過對縮比模型進(jìn)行試驗(yàn)得到原尺寸模型的一些飛行規(guī)律。由于飛行器的外形設(shè)計(jì)和飛行性能的要求越來越高，需要考慮更多復(fù)雜因素之間的耦合，這對通過風(fēng)洞試驗(yàn)正確預(yù)測飛行規(guī)律提出了嚴(yán)峻考驗(yàn)。工程算法往往被用于總體設(shè)計(jì)之初，用來估算一些重要參數(shù)的理論參考值，定性地分析一些普遍的飛行規(guī)律和趨勢。新一代超聲速飛行器的飛行能力大大提高，從而不可避免地產(chǎn)生了很多非線性問題，此時(shí)就必須利用數(shù)值計(jì)算來模擬研究高超聲速飛行器的相關(guān)問題。

數(shù)值模擬是研究高超聲速飛行器問題的重要研究手段，在計(jì)算精度、開發(fā)時(shí)間、研究成本等方面具有很大優(yōu)勢，在國內(nèi)得到極大的發(fā)展。氣動加熱/結(jié)構(gòu)傳熱的數(shù)值模擬技術(shù)一般分為兩類，一類是傳統(tǒng)氣動加熱/結(jié)構(gòu)傳熱的耦合交替迭代的方法；另一類是流場與結(jié)構(gòu)溫度場一體化計(jì)算的方法。

圖2 研究氣動熱耦合問題的方法

對于這種流場與結(jié)構(gòu)場傳熱雙向耦合的數(shù)值模擬的耦合方式可分為緊耦合和松耦合兩種。在數(shù)值模擬計(jì)算中，計(jì)算流場的特征時(shí)間要比計(jì)算結(jié)構(gòu)傳熱的特征時(shí)間小約3～4個數(shù)量級。對于流場與結(jié)構(gòu)傳熱耦合計(jì)算的共同特征時(shí)間，緊耦合采用的是流場的特征時(shí)間，而松耦合采用的是結(jié)構(gòu)場的時(shí)間步長。李鵬飛[13]等人采用緊耦合模擬了類航天飛機(jī)前身結(jié)構(gòu)與高超聲速流場的耦合傳熱過程，并用繞無限長圓柱的氣動加熱計(jì)算驗(yàn)證了此算法。夏剛[12]等人用松、緊耦合對比的方法模擬了高超聲速二維圓管繞流的過程，并分析了不同耦合方式的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)。通過對比發(fā)現(xiàn)，松耦合的計(jì)算效率相對較高，而且在計(jì)算精度方面和緊耦合的有相近的效果。

關(guān)于流場與結(jié)構(gòu)溫度場的一體化計(jì)算方法，指的是把流場與結(jié)構(gòu)溫度場看作一個物理場，并且同時(shí)考慮流場與結(jié)構(gòu)溫度場的熱學(xué)性質(zhì)，把交界面上的邊界條件作為整個物理場的內(nèi)部邊界。在流場與結(jié)構(gòu)溫度場一體化計(jì)算方面國內(nèi)一部人開展了研究，耿湘人[14]等人建立了一套能有效進(jìn)行流場和固體結(jié)構(gòu)溫度場計(jì)算且不需要反復(fù)進(jìn)行耦合迭代的一體化計(jì)算的方法，并通過對高焓高超聲速氣流繞二維不銹鋼圓管的流動、氣動加熱以及結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)問題的計(jì)算驗(yàn)證了算法的可靠性。季衛(wèi)棟[15]等人發(fā)展了力/熱/結(jié)構(gòu)多場耦合計(jì)算的數(shù)值模擬方法，用于定常/非定常的氣動加熱/結(jié)構(gòu)傳熱分析的一體化數(shù)值計(jì)算。對于穩(wěn)態(tài)問題的求解，一體化計(jì)算方法無需進(jìn)行交替迭代，對網(wǎng)格的敏感性比耦合算法小。

2 國內(nèi)外熱防護(hù)問題研究進(jìn)展

由于高超聲速飛行器在以極高的速度飛行時(shí)會出現(xiàn)明顯的氣動加熱現(xiàn)象，而這又導(dǎo)致了飛行器設(shè)計(jì)過程中的另一個關(guān)鍵性技術(shù)難題——熱防護(hù)問題。如當(dāng)飛行器在海拔 27 km的高空以8馬赫的速度飛行時(shí)，飛行器外殼的機(jī)翼前緣、鼻錐結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣道等位置的高溫?zé)嶝?fù)荷將最高近2600 K[16]。值得注意的是，不同高超飛行器的設(shè)計(jì)目標(biāo)、任務(wù)需求、氣動外形、飛行軌跡和工作環(huán)境都有所不同，即使同一飛行器其不同部位的熱流、熱載荷的大小和持續(xù)時(shí)間也不盡相同，所以高超飛行器通常也可能采取幾種不同類型的結(jié)構(gòu)和布局。按照現(xiàn)有技術(shù)，可將高超飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)分為三類，即被動熱防護(hù)系統(tǒng)，半主動熱防護(hù)系統(tǒng)及主動熱防護(hù)系統(tǒng)。

2.1 被動熱防護(hù)系統(tǒng)

被動熱防護(hù)系統(tǒng)主要是材料設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的有機(jī)結(jié)合，通過熱量吸收、輻射散熱的方式把熱量排除。其防熱形式主要可以分成三種：熱沉結(jié)構(gòu)、熱結(jié)構(gòu)和隔熱結(jié)構(gòu)。

1）熱沉結(jié)構(gòu)的工作機(jī)理是依靠自身的熱容來吸收熱量，并將其儲存到結(jié)構(gòu)中。它的優(yōu)勢在于結(jié)構(gòu)簡單，而且不會影響氣動外形，缺點(diǎn)在于它的防熱效率不高。

2）熱結(jié)構(gòu)的工作機(jī)理是外蒙皮用耐高溫材料，表面涂層具有高輻射率特性，以輻射的形式向周圍發(fā)散出大量熱能。優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)可保持氣動外形不變，不受熱脈沖持續(xù)時(shí)間的限制，缺點(diǎn)是可承受的總熱量有限。

3）隔熱結(jié)構(gòu)的工作機(jī)理是結(jié)構(gòu)表層會將大部分熱量輻射, 然后隔熱層再阻隔掉大部分剩余熱量，最后次層結(jié)構(gòu)以熱沉方式將剩余小部分能量存儲。隔熱結(jié)構(gòu)擁有熱沉結(jié)構(gòu)和熱結(jié)構(gòu)二者的特征[17]。

被動熱防護(hù)系統(tǒng)典型的具體方案有剛性陶瓷防熱瓦、柔性毯式防熱、高導(dǎo)熱碳復(fù)合材料防熱、蓋板式防熱等。剛性陶瓷纖維隔熱瓦的優(yōu)點(diǎn)是導(dǎo)熱率低、密度較小，具有一定的隔熱作用。第一代剛性陶瓷隔熱瓦是1972年洛克希德公司研制的全石英纖維剛性陶瓷隔熱瓦；第二代剛性陶瓷隔熱瓦是1978年NASA研制的耐火纖維復(fù)合材料隔熱瓦（FRCI）；第三代剛性陶瓷隔熱瓦為1980年研制的高溫特性材料（HTP）和 1985 年美國宇航局下屬 AMES 研究中心在研制出另一種高溫使用材料——氧化鋁增強(qiáng)熱屏蔽瓦（AETB）[18]。我國在借鑒了美國的成功經(jīng)驗(yàn)后，在剛性陶瓷纖維隔熱瓦的研究水平上得到很大提高。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的武勇斌博士等人采用料漿涂覆燒結(jié)法在陶瓷隔熱瓦表面制備了一種 SiO2-B2O3-MoSi2-SiB4涂層，利用X 射線衍射儀、X 射線光電子能譜儀檢測了涂層性能，檢驗(yàn)了波長在2.5～20 μm 范圍內(nèi)不同溫度下表面的輻射率，檢驗(yàn)其光譜。發(fā)現(xiàn)隨著溫度的上升，發(fā)射率也會升高[19]。柔性毯式防熱是輕質(zhì)柔性棉被式防熱結(jié)構(gòu)，第一代柔性防熱材料由聚芳酰胺纖維編織而成；第二代柔性防熱材料由石英纖維組成；第三代陶瓷隔熱氈采用SiO2、Al2O3和硼硅酸鋁作為隔熱材料的新型可改制性柔性氈[20]。碳基復(fù)合材料具有熱導(dǎo)率低、密度小、耐高溫、耐腐蝕，強(qiáng)度大等特點(diǎn)，蓋板式防熱結(jié)構(gòu)是蓋板材料和隔熱材料復(fù)合制成的防熱結(jié)構(gòu)，具有承載和防熱的作用，Pichon等人提出了蓋板式陶瓷防熱結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)陶瓷蓋板起到防熱作用，隔熱功能由內(nèi)部絕熱氈起到隔熱作用，機(jī)身蒙皮和骨架起到支撐作用[21]。

2.2 半主動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)

僅依靠耐溫材料的發(fā)展來保證超高聲速飛行器的熱防護(hù)已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足現(xiàn)代超高飛行器的要求了，必須結(jié)合主動冷卻技術(shù)給飛行器提供更高的熱防護(hù)能力。半主動防熱系統(tǒng)介于主動防熱和被動防熱之間，通過工作流體和氣流（空氣）的作用帶走大部分的能量。對于需要長時(shí)間工作和熱流密度較高的情況，這種放熱系統(tǒng)具有很大的優(yōu)勢，按照其結(jié)構(gòu)形式可大致分為熱管結(jié)構(gòu)和燒蝕結(jié)構(gòu)兩種。

熱管結(jié)構(gòu)主要用于周圍區(qū)域加熱程度較輕而局部加熱程度嚴(yán)重的部分。熱量在強(qiáng)加熱區(qū)域?qū)⒐べ|(zhì)汽化為蒸汽液，加熱過的蒸汽液又流到較冷端經(jīng)過冷凝液化從而釋放熱量，最后冷凝了的工質(zhì)通過毛細(xì)作用滲透管壁重新回到強(qiáng)加熱區(qū)完成一次工作循環(huán)。熱量就在這一循環(huán)過程中被管壁吸收，從而起到對強(qiáng)加熱區(qū)域進(jìn)行熱防護(hù)的作用。Glass等研究了某種鉬錸合金熱管的加工過程，這種材料主要用于機(jī)翼前沿單個D型界面的制作，材料的性能通過在真空的環(huán)境中，利用電磁加熱的方法進(jìn)行測試。結(jié)果顯示，熱管可以穩(wěn)定地啟動和正常地運(yùn)行，從而證明了熱管用于翼前沿?zé)岱雷o(hù)系統(tǒng)的可行性[22]。Sun等設(shè)計(jì)了翼前緣結(jié)構(gòu)模型，這種模型的特點(diǎn)在于其內(nèi)部嵌有高溫?zé)峁?，根?jù)實(shí)驗(yàn)重點(diǎn)分析了熱管的使用可能對整體結(jié)構(gòu)溫度的分布產(chǎn)生的作用。實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象表明，內(nèi)嵌的高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了將熱量從高溫區(qū)域轉(zhuǎn)移至低溫區(qū)域[23]。

另一種半主動放熱結(jié)構(gòu)是燒蝕結(jié)構(gòu)，對于飛行器外部表面加熱嚴(yán)重的區(qū)域，這種結(jié)構(gòu)有著巨大的優(yōu)勢。這種材料會通過自身的燒蝕來吸收熱量，并且也能傳遞熱量，因此能減少熱量的散發(fā)，達(dá)到保護(hù)飛行器內(nèi)部材料的效果。由于防熱材料在燒蝕過程中被損耗，因此這種結(jié)構(gòu)只能作為一種一次性結(jié)構(gòu)，使用之后要重新修復(fù)才能再次使用。此外，飛行器的氣動外形可能會隨著燒蝕材料的損耗而改變，從而其氣動特性也可能隨之發(fā)生變化。對利用燒蝕結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱防護(hù)的導(dǎo)彈彈頭來說，燒蝕物會隨著氣流流動而向下流動，從而可能會對其視覺傳感器區(qū)域產(chǎn)生干擾進(jìn)而產(chǎn)生偏差，而氣動外形的改變又可能是導(dǎo)彈落點(diǎn)的精度產(chǎn)生一定偏差[24-25]。

2.3 主動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)

由于被動熱防護(hù)和半被動熱防護(hù)的防護(hù)能力有限，二者僅適用于時(shí)間較短、熱流密度不高的氣動環(huán)境，必須通過主動熱防護(hù)技術(shù)來為高超飛行器提供保障。主動熱防護(hù)系統(tǒng)通過冷卻劑的流動幾乎將所有熱量帶走，從而防止高溫傳至被保護(hù)部件。主動熱防護(hù)分為薄膜冷卻、發(fā)汗冷卻和對流冷卻三種形式[26]。

薄膜冷卻是指在被保護(hù)件上端設(shè)置冷卻劑噴口，利用壓力泵將冷卻劑噴出，使冷卻劑覆蓋在被保護(hù)件表面，從而將熱流帶走，達(dá)到絕熱的目的。目前對高超飛行器氣膜熱防護(hù)的研究主要針對速度小于10 Ma，且氣膜多為單孔布置的工況。向樹紅等人在飛行器頭部駐點(diǎn)區(qū)域布置異型單孔，并采用數(shù)值仿真方法計(jì)算了飛行器的氣膜熱防護(hù)效率，從而驗(yàn)證了氣膜防護(hù)技術(shù)用于高超飛行器的巨大前景[27]。郭春海等人通過采用數(shù)值算法求解N-S方程，從而提出了一種經(jīng)過優(yōu)化的微孔射流主動氣膜熱防護(hù)方案，此方案可以實(shí)現(xiàn)高超飛行器頭部氣膜全覆蓋。計(jì)算結(jié)果表明，主動氣膜防護(hù)能夠大大降低飛行其頭部的駐點(diǎn)位置的壓力和溫度，在飛行高度為50 km，來流速度為15 Ma時(shí)，可將壁面最高溫度降到1000 K以下（原最高溫度為14 000 K）[28]。氣膜冷卻雖然冷卻效率較高，但是存在著對冷卻劑消耗量大，冷卻氣流會對主流氣流產(chǎn)生影響的缺點(diǎn)。

發(fā)汗冷卻和薄膜冷卻類似，都是利用冷卻劑來達(dá)到熱防護(hù)的目的，但是發(fā)汗冷卻的工作原理更為復(fù)雜。發(fā)汗冷卻的主要構(gòu)件是多孔板結(jié)構(gòu)，在氣動環(huán)境下，板的兩側(cè)存在溫度差，冷卻劑會自發(fā)從板的低溫一側(cè)穿過孔徑微小但分布極密的孔通道滲透至高溫一側(cè)，從而在被保護(hù)件的表面形成一層冷卻膜，帶走熱量。與薄膜冷卻相比，在冷卻效果相同時(shí)，發(fā)汗冷卻對冷卻劑的消耗量更少，因此，發(fā)汗冷卻在高超聲速飛行器的冷卻技術(shù)中成為研究熱點(diǎn)。對于改進(jìn)冷卻板的結(jié)構(gòu)，國內(nèi)外都做了大量的研究。Rakow和Wass[29]研究了一種具有夾心結(jié)構(gòu)的冷卻板熱響應(yīng)；Calmidi和 Mahajan[30-31]研究了高孔隙率的鋁金屬泡沫，建立了控制方程并比較了當(dāng)填充物為水或者空氣時(shí)的散熱能力；劉雙[32]利用有限差分法對主動-被動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模評估，為高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了理論支撐；黃盛[33]計(jì)算了冷卻液流動參數(shù)以及褶皺結(jié)構(gòu)參數(shù)對散熱效果的影響。

對流冷卻是在飛行器外表面下安裝管路，用于冷卻劑或飛行器燃料的循環(huán)對流。溫度較低的飛行器燃料流經(jīng)管路時(shí)，將熱量吸收，這樣同時(shí)也達(dá)到了為燃料預(yù)熱的效果，提高了燃料在發(fā)動機(jī)中的燃燒效率。因此這是熱防護(hù)和推進(jìn)系統(tǒng)的一體化結(jié)構(gòu)，適用于將低溫液氫作為燃料的飛行器。

3 結(jié)語

文中從流、熱、固多物理場耦合及熱防護(hù)問題入手，對國內(nèi)外高超聲速飛行器技術(shù)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了全面的分析和總結(jié)，歸納起來目前的研究存在幾個關(guān)鍵問題亟待突破。

1）在處理多物理場耦合問題時(shí)，數(shù)值分析方法作為最重要的研究手段，而迭代算法的計(jì)算精度和計(jì)算效率又難以同時(shí)保證，因此無需耦合迭代的一體化算法成為目前研究熱點(diǎn)之一。

2）高超飛行器幾種熱防護(hù)形式中，被動防護(hù)形式防熱效率太低，且承受的總熱量有限，而主動防護(hù)系統(tǒng)效率較高，防護(hù)效果明顯，其中發(fā)汗冷卻以其對冷卻劑的消耗更小成為近年來研究熱點(diǎn)。

3）高超飛行器不同區(qū)域的氣動加熱程度差別很大，因此設(shè)計(jì)一套針對飛行器不同部位采取不同熱防護(hù)手段的高效的熱防護(hù)系統(tǒng)是未來研究的重點(diǎn)。