高超聲速氣膜冷卻技術(shù)研究進(jìn)展及發(fā)展方向

向樹紅 商圣飛，2 沈自才 姜利祥，2 安亦然

（1 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

（2 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

（3 北京大學(xué)，北京 100871）

0 引言

高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數(shù)大于5、能在大氣層和跨大氣層中遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)等多種飛行器［1］。高超聲速飛行器已成為世界先進(jìn)武器研究的熱點(diǎn)。國(guó)際上諸多國(guó)家如美國(guó)、俄羅斯、德國(guó)、法國(guó)、日本、印度等國(guó)家都在進(jìn)行各類高超聲速飛行器的研究。其中具有代表性的如美國(guó)研制的可重返大氣層并能水平著陸、執(zhí)行在軌試驗(yàn)任務(wù)的可重復(fù)使用無人駕駛試驗(yàn)機(jī)X-37B。

高超聲速飛行器的研究也存著諸多難點(diǎn)問題。隨著飛行器在大氣層內(nèi)飛行速度的不斷提高，高超聲速流動(dòng)在飛行器高超聲速巡航時(shí)帶來一系列極具挑戰(zhàn)性的問題［2］。當(dāng)高速的氣流與飛行器接觸的時(shí)候，空氣受到飛行器表面的壓縮，氣體會(huì)滯止，在航天器前端形成激波，氣流的動(dòng)能便會(huì)轉(zhuǎn)換為內(nèi)能，使得氣流溫度迅速的升高。此外，由于氣體的黏性耗散作用，會(huì)和航天器表面產(chǎn)生摩擦作用，這也會(huì)使得氣體能量的轉(zhuǎn)化溫度升高。強(qiáng)激波的加熱效應(yīng)和強(qiáng)烈的黏性耗散作用導(dǎo)致流經(jīng)物體的高超聲速流動(dòng)溫度很高。這些熱量通過高強(qiáng)度物面熱傳導(dǎo)將大量熱能傳遞給飛行器表面結(jié)構(gòu)，從而使得飛行器表面的溫度迅速大幅升高。高溫?zé)嵴蠈?dǎo)致結(jié)構(gòu)材料性能下降，內(nèi)部設(shè)備儀器工作異常，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行器在軌解體。高溫還會(huì)使氣流中產(chǎn)生化學(xué)反應(yīng)。分子會(huì)在高溫下分解，原子會(huì)電離，從而使得飛行器被一層等離子體包圍。電離氣體形成的黑障等離子體，會(huì)造成通信信號(hào)嚴(yán)重衰減，甚至造成信號(hào)中斷。

現(xiàn)有的高超聲速飛行器熱防護(hù)手段，主要有被動(dòng)防護(hù)、半被動(dòng)防護(hù)和主動(dòng)防護(hù)三大類。其中被動(dòng)防護(hù)和半被動(dòng)防護(hù)技術(shù)如大面積使用陶瓷復(fù)合材料、燒蝕防熱、熱管等，存在制造維護(hù)成本高昂、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、不可重復(fù)使用等缺陷，難以滿足先進(jìn)高超飛行器的防熱要求。而主動(dòng)式熱防護(hù)技術(shù)廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的冷卻上，大大提升了航空發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。開展高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻技術(shù)研究，對(duì)于解決高超聲速飛行器面臨的熱防護(hù)問題，突破防熱技術(shù)瓶頸，有十分重要的意義。另外，主動(dòng)冷卻技術(shù)對(duì)于開發(fā)研制可重復(fù)使用天地往返飛行器，降低太空運(yùn)輸成本也有非常廣闊的前景。

主動(dòng)冷卻一般是指利用冷卻工質(zhì)（一般指氣體或液體）阻止或帶走熱量，阻止或控制進(jìn)入系統(tǒng)的熱流，從而達(dá)到控制內(nèi)部結(jié)構(gòu)的溫度不超過限定溫度的目的。主動(dòng)冷卻一般應(yīng)用在系統(tǒng)需要經(jīng)受長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)加熱并具有非常高熱流密度的冷卻中。

主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)還包括3種冷卻方式:發(fā)汗冷卻、對(duì)流冷卻以及噴霧冷卻，如圖1所示。

圖1 主動(dòng)冷卻熱防護(hù)方法Fig.1 Active cooling thermal protection method

發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)是利用從材料表面滲出冷卻工質(zhì)的方式來隔斷熱量向結(jié)構(gòu)內(nèi)部的熱傳遞。發(fā)汗冷卻的冷卻工質(zhì)一般通過多孔的材料表面向外蒸發(fā)起到防熱、散熱的作用。

對(duì)流冷卻的基本原理是在高溫端材料下端設(shè)置冷卻劑內(nèi)循環(huán)通路，冷卻工質(zhì)從通路流過耗散結(jié)構(gòu)所承受的氣動(dòng)熱。對(duì)流冷卻的冷卻能力小于發(fā)汗冷卻和膜冷卻，這主要因?yàn)閷?duì)流冷卻由內(nèi)部通路的冷卻工質(zhì)冷卻，而此時(shí)熱量已經(jīng)進(jìn)入材料內(nèi)部。

噴霧冷卻主要采用噴頭將冷卻工質(zhì)噴射成霧狀，這些霧狀液滴撞擊被冷卻表面，液滴蒸發(fā)耗散熱量從而達(dá)到冷卻材料表面的目的。一般噴霧冷卻的冷卻能力要小于對(duì)流冷卻，一般應(yīng)用在熱流不太高的工況中。

高超聲速氣膜冷卻技術(shù)是采用主動(dòng)噴流的手段，在材料表面形成氣膜，從而起到材料表面熱防護(hù)的目的，屬于主動(dòng)冷卻的范疇。

本文首先對(duì)高超聲速氣膜冷卻技術(shù)及其優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行了介紹，接著從實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬兩個(gè)維度，對(duì)高超聲速氣膜冷卻的研究進(jìn)展進(jìn)行了闡述，最后從工程應(yīng)用的角度給出了未來應(yīng)該進(jìn)一步開展的工作和研究方向。

1 高超聲速氣膜冷卻技術(shù)

1.1 基本概念

高超聲速氣膜冷卻技術(shù)是指在壁面附近沿切線方向或一定的入射角射入一股冷卻氣流，用以將高溫氣體與壁面隔離，這類防護(hù)性冷卻即是氣膜冷卻［3］。冷空氣沿給定方向噴至壁面后，在其壁面上形成一層氣膜。氣膜對(duì)壁面的保護(hù)主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面:第一是隔熱作用，也就是將高溫氣體與壁面隔開的作用，從而避免高溫氣體與材料壁面直接對(duì)流換熱；第二是冷卻作用，一般冷卻工質(zhì)自身溫度較低，可以與壁面進(jìn)行熱交換帶走熱量，從而起到冷卻壁面的作用。氣膜冷卻原理如圖2所示。

圖2 氣膜冷卻原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of hypersonic film cooling

1.2 優(yōu)點(diǎn)

由于氣膜冷卻是可以將高溫區(qū)域與材料表面隔離的一種冷卻方式，因此氣膜冷卻在幾種冷卻技術(shù)中是唯一一個(gè)能夠承受極端高溫環(huán)境的冷卻方式，在極端高溫特別是高馬赫數(shù)飛行工況下具有明顯的優(yōu)勢(shì)。氣膜冷卻作為一種有效的主動(dòng)冷卻方式已被廣泛地應(yīng)用于航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片上。增加發(fā)動(dòng)機(jī)的入口溫度能大大增加燃?xì)獾臒嵝屎洼敵龉Α？傮w上說，航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饽蜔釡囟戎阅軌蛱岣叱瞬牧虾凸に嚨倪M(jìn)步外，更多的（70%）是由主動(dòng)冷卻的設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)的。

表1給出了氣膜冷卻與幾種主動(dòng)冷卻的對(duì)比。

表1 氣膜冷卻與幾種主動(dòng)冷卻的對(duì)比Tab.1 Comparison of film cooling and several kinds of active cooling

從表1對(duì)比可以看出，通過實(shí)現(xiàn)高溫與材料的隔離，氣膜冷卻可以實(shí)現(xiàn)其他主動(dòng)冷卻方式難以實(shí)現(xiàn)的超高溫隔離。

因此，隨著高超聲速飛行速度的提高和飛行時(shí)間的延長(zhǎng)，其他幾種主動(dòng)冷卻方式開始不能滿足熱承載的設(shè)計(jì)要求，氣膜冷卻技術(shù)就越來越受到重視。

2 高超聲速氣膜孔工藝演變

隨著氣膜冷卻技術(shù)研究的深入，高超聲速氣膜孔工藝演變從技術(shù)上經(jīng)歷了早期簡(jiǎn)單孔實(shí)驗(yàn)探索、二維槽縫工藝、離散氣膜孔工藝技術(shù)和高超聲速逆向噴流技術(shù)等不同的階段。

2.1 早期的簡(jiǎn)單孔實(shí)驗(yàn)

早期的主動(dòng)氣膜冷卻的研究多見于實(shí)驗(yàn)研究，如Ames Research Center 的Robert E.Dannenberg 等（1962）［4］對(duì)半球模型開展了Ma=10 的實(shí)驗(yàn)研究。采用He 為冷卻工質(zhì)，實(shí)驗(yàn)采用槽縫式設(shè)計(jì)分別布置在半球下游5°和10°的地方，實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，射流可以很好的將壁面與主流隔開，帶有氣膜冷卻的工況是沒有冷卻時(shí)的2.5%。C.R.Wimberly 等（1970）［5］等對(duì)細(xì)長(zhǎng)旋成體結(jié)構(gòu)的氣膜冷卻研究，主流名義馬赫數(shù)為12 和17。研究發(fā)現(xiàn)氣膜冷卻使得壁面熱載荷大大降低。壁面熱載荷隨著射流流量增加而增加，隨著攻角的增大而減小。噴流使得流動(dòng)變得更加復(fù)雜，在高雷諾數(shù)下，噴流導(dǎo)致流動(dòng)轉(zhuǎn)捩。

2.2 二維槽縫工藝

隨著研究工作的推進(jìn)，研究者逐漸發(fā)現(xiàn)二維槽縫工藝有氣膜覆蓋好、對(duì)主流穿透干擾小等優(yōu)點(diǎn)，是氣膜冷卻效果最佳的工作方式，集中對(duì)二維槽縫氣膜冷卻開展了大量的實(shí)驗(yàn)研究。如NASA 蘭利中心的AUBREY M.GARY J R.等（1972年）［6］通過實(shí)驗(yàn)研究了Ma=6 時(shí)二維切向槽縫對(duì)平板的冷卻效果，研究了槽縫高度、質(zhì)量流量、射流溫度熱傳導(dǎo)系數(shù)的影響。馮卡門研究中心的B.E.Richards（1979年）［7］通過實(shí)驗(yàn)研究了切向槽縫在層流主流中對(duì)平板的冷卻效果。在等溫壁面條件下，研究了縫高、沿流向縫的位置、流動(dòng)條件以及不同冷卻劑（空氣、氟利昂、氦氣、氬氣）的影響。Bass（1990）［8］，M.L.Hunt 等（1991）［9］對(duì)二維槽縫在馬赫數(shù)比較低的工況下開展了不同噴口形狀和射流參數(shù)冷卻效果的研究工作。George C.Olsen 等（1995）［10］對(duì)馬赫數(shù)為6.4 工況下，冷卻氣體為氫氣和氦氣，主流氣體為氮?dú)猓邢虿劭p對(duì)平板的冷卻開展了研究工作，得到氫氣的冷卻效果比氦氣好，同時(shí)隨著質(zhì)量流量的增加，冷卻效果增大，但當(dāng)質(zhì)量流量增大到一定程度后，冷卻效果反而呈下降的趨勢(shì)。

2.3 離散氣膜孔工藝技術(shù)

隨著氣膜冷卻技術(shù)的不斷提高，研究者發(fā)現(xiàn)二維槽縫工藝是連續(xù)開孔，這對(duì)工程實(shí)際的應(yīng)用有很大的限制，同時(shí)會(huì)影響飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，因此研究重點(diǎn)開始向離散的氣膜孔工藝技術(shù)發(fā)展。Niranjan Sahoo 等（2005）［11］對(duì)頂角60°的鈍頭體開展了實(shí)驗(yàn)研究，研究了馬赫數(shù)5.75 條件下的氣膜冷卻效果。氣膜孔為直徑2 mm 的圓柱孔位于模型頭部，冷卻劑為（空氣、二氧化碳、氦氣）。實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示使用氦氣作為冷卻氣體可使得壁面整體熱載荷降低30%～45%，其他冷卻氣體的整體熱載荷降幅在10%～25%。R.Sriram 和G.Jagadeesh（2009）［12］對(duì)頭部半徑35 mm 的鈍頭體駐點(diǎn)處設(shè)有相同有效面積的單孔（直徑2 和0.9 mm）和多個(gè)微孔（每個(gè)直徑0.3 mm）的冷卻效率做了實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)工質(zhì)為氮?dú)夂秃?，主流馬赫數(shù)為5.6。實(shí)驗(yàn)結(jié)果得到一個(gè)重要的結(jié)論，緊密排列的微孔比相同有效面積的單孔覆蓋范圍廣，冷卻效果要好得多。2010年之后，國(guó)外的實(shí)驗(yàn)研究相對(duì)比較少了，2013年Hombsch M.等［13］對(duì)超聲速下氣膜冷卻進(jìn)行了一次系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究。研究了不同氣膜孔型、幾何尺寸、射流角度在不同馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、吹風(fēng)比、流動(dòng)狀態(tài)（層流、湍流）狀態(tài)下對(duì)平板熱負(fù)荷的影響。

2010年之后，我國(guó)開展的高超聲速氣膜冷卻的實(shí)驗(yàn)研究逐漸多起來。國(guó)防科技大學(xué)的付佳等（2012）［14-15］對(duì)高超聲速鈍頭體表面氣膜冷卻進(jìn)行了試驗(yàn)研究，同時(shí)借助紋影圖像，對(duì)比分析了流動(dòng)結(jié)構(gòu)與熱流分布的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖3所示。

圖3 付佳等高超聲速氣膜冷卻實(shí)驗(yàn)紋影圖［14］Fig.3 Experimental schlieren images of hypersonic film cooling by Fu Jia［14］

在Ma=8，總溫900 K 的來流條件下，比較了三種不同噴流流量（0.0124、0.0152、0.0182 kg/s）下的超聲速氣膜對(duì)模型表面熱流分布的影響。隨后又在高超聲速炮風(fēng)洞內(nèi)對(duì)馬赫數(shù)分別為7.3 和8.1，總溫均為900 K 的兩種來流狀態(tài)下，無噴流結(jié)構(gòu)模型和有噴流接口模型表面光學(xué)窗口附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)熱環(huán)境進(jìn)行了測(cè)量。國(guó)防科技大學(xué)同一團(tuán)隊(duì)的朱楊柱等（2011，2013）［16］對(duì)帶噴流冷卻的超聲速光學(xué)頭罩流場(chǎng)及其氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。此外北京航空航天大學(xué)的張佳等（2013）［17］以圓直管中的超聲速高溫燃?xì)鉃橹髁?，以常溫氮?dú)鉃槔鋮s介質(zhì)，用實(shí)驗(yàn)的方法研究了離散孔超聲速氣膜冷卻規(guī)律，其主流馬赫數(shù)偏低，只有2 個(gè)馬赫。結(jié)果表明:射流流量是影響離散孔氣膜冷卻效果的最主要因素，提高吹風(fēng)比或者增大孔徑，都能顯著提高氣膜冷卻效率。

2.4 高超聲速逆向噴流技術(shù)

在高超聲速氣膜冷卻領(lǐng)域區(qū)別于一般的航空渦輪葉片的氣膜冷卻的一個(gè)重要方向就是高超聲速的逆向噴流的研究，其噴流方向和來流方向基本呈逆向?qū)姺绞?，這和一般的掃掠流（噴流和來流速度方向夾角一般不大于90°）有明顯的區(qū)別。

Hayashi（2003）等［18］在Ma=3.98 的條件下對(duì)直徑50 mm 的球頭結(jié)構(gòu)進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，研究了噴流孔與來流壓比對(duì)降溫效果的影響。實(shí)驗(yàn)裝置如圖4所示，噴流孔直徑4 mm，噴流工質(zhì)為氮?dú)狻?shí)驗(yàn)測(cè)量了兩種來流總溫下不同壓比（PR）值對(duì)應(yīng)的噴流工況，并繪制了流場(chǎng)紋影圖和壁面Stanton 數(shù)分布（圖4）。

圖4 Hayashi球頭噴流實(shí)驗(yàn)示意圖［18］Fig.4 Schematic diagram of sphere head jet experiment of Hayashi［18］

圖5 Hayashi球頭噴流實(shí)驗(yàn)結(jié)果［18］Fig.5 Experimental results of sphere head jet experiment of Hayashi［18］

Daso（2009）等［19］在Ma=3.48 與Ma=4.0 的條件下對(duì)2.6%比例的阿波羅返回艙模型進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。如圖6所示，實(shí)驗(yàn)裝置中心開孔處是一個(gè)可以更換的噴管。圖7給出了Daso實(shí)驗(yàn)的流場(chǎng)圖。

Imoto（2011）等［20］在Ma=6.6 的高焓來流下對(duì)直徑60 mm的球頭結(jié)構(gòu)進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。Imoto分別選用氦氣和氮?dú)庾鳛閲娏鳉怏w，測(cè)試了不同壓比下兩種氣體的冷卻效果，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明兩種氣體都能有效冷卻球頭，駐點(diǎn)附近的熱流降低了80%以上。在相同的總壓比下，氮?dú)饩哂懈玫睦鋮s效果，但氦氣的質(zhì)量更輕。2019年Shen［21］等人研究了一種中間大孔噴流，周圍交錯(cuò)排列的小孔陣的方法。研究通過對(duì)不同的小孔的排列方式進(jìn)行數(shù)值模擬分析，計(jì)算有無軸向排列的小孔的Stanton 數(shù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果發(fā)現(xiàn)小的孔陣可以有效的提高冷卻效果同時(shí)可以降低冷卻氣體的排放量。

圖6 Daso實(shí)驗(yàn)示意圖［19］Fig.6 Experimental schematic diagram of Daso［19］

圖7 Daso實(shí)驗(yàn)流場(chǎng)圖［19］Fig.7 Experimental results of Daso’s experiment［19］

表2列舉了幾個(gè)具有代表性的逆向噴流實(shí)驗(yàn)。

表2 幾個(gè)具有代表性的逆向噴流實(shí)驗(yàn)Tab.2 Several representative counter-flow jet experiments

3 高超聲速氣膜冷卻數(shù)值模擬研究

根據(jù)R.S.Bunker［23］的統(tǒng)計(jì)，截止到2005年，關(guān)于氣膜冷卻效率的有關(guān)文獻(xiàn)已將近萬篇。影響氣膜冷卻效果的因素主要可以分為如下幾個(gè)方面:

（1）單個(gè)氣膜孔的工藝結(jié)構(gòu)的影響包括氣膜孔形狀及其相關(guān)參數(shù)（氣膜孔長(zhǎng)度、孔徑）、氣膜孔的噴射角度（包括流向傾角即冷氣流出射方向與被冷卻壁面切向的夾角和側(cè)向傾角）等；

（2）氣膜射流參數(shù)及主流參數(shù)的影響有主流速度、吹風(fēng)比（密流比）、射流與主流的密度比、動(dòng)量比、噴射壓力損失、壓力梯度、主流湍流度和氣膜孔上游的主流邊界層厚度等；

（3）氣膜孔排列工藝的影響有孔間距、孔排距、孔排數(shù)、孔的排列方式；

（4）其他影響參數(shù)有冷卻工質(zhì)、壁面形狀、表面曲率、表面粗糙度等。

對(duì)高超聲速氣膜冷卻的數(shù)值模擬研究，學(xué)者往往沿用航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的氣膜冷卻的研究思路，重點(diǎn)討論氣膜冷卻效率的依賴問題，研究不同來流雷諾數(shù)、吹風(fēng)比、氣膜孔形狀參數(shù)、射流參數(shù)以及高超聲速飛行特有的逆向噴流冷卻參數(shù)對(duì)高超聲速氣膜冷卻的影響。

3.1 湍流及吹風(fēng)比的影響

高超聲速由于來流速度快，其來流雷諾數(shù)會(huì)比較大，學(xué)者對(duì)湍流及吹風(fēng)比的影響做了大量的研究。Glasgow 大學(xué)的Xiaobo Yang 等（2005）［24］利用該大學(xué)自編的PMB2D 程序分別研究了層流（Ma=9.9，壓強(qiáng)76 Pa，溫度62.62 K）和湍流狀態(tài)（Ma=8.2，壓強(qiáng)957 Pa，溫度53.64 K）下二維切向槽縫平板的冷卻效果。德國(guó)RWTH Aachen 大學(xué)的K.A.Heufer 和H.Olivier等（2006）［25］研究了高超聲速（Ma=8.3）層流條件下，二維槽縫的對(duì)平板的冷卻效果。用數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)的手段研究了馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、吹風(fēng)比和氣膜孔形狀對(duì)冷卻效果的影響。其研究結(jié)果顯示:層流狀態(tài)下氣膜冷卻效果要遠(yuǎn)遠(yuǎn)好于湍流。對(duì)縫寬0.5 mm 的垂直射流，得到了一個(gè)臨界吹風(fēng)比0.144。超過這一吹風(fēng)比時(shí)，縫下游出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，壁面熱負(fù)荷急劇上升，甚至起到相反效果；冷卻有效溫比隨著來流Ma（1.6～4.0）和Re（0.17× 106～2.4 × 106）的提高而升高。

Sung In Kim 等（2011）［26］對(duì)Ma=6.56、攻角40°、飛行高度30 km 的鈍頭體的氣膜冷卻進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。使用層流模型和幾種不同的湍流模型進(jìn)行計(jì)算，研究了不同吹風(fēng)比的影響，結(jié)果顯示:在較大的吹風(fēng)比下（2.27～3.31），氣膜冷卻效率隨著吹風(fēng)比的增大而降低，在較大的吹風(fēng)比時(shí)，冷卻氣流從飛行器壁面分離，導(dǎo)致高溫主流與壁面接觸而使氣膜冷卻效率下降。

德國(guó)RWTH Aachen 大學(xué)的Wolfgang Dahmen 等（2013）［27］對(duì)高超聲速平板冷卻進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了較為精細(xì)的高超聲速氣膜冷卻的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。計(jì)算的激波后Ma=2.6，溫度為488 K，計(jì)算了不同吹風(fēng)比（0.065、0.0151、0.13）、縫寬（0.5、1 mm）、射流角度（30°、60°、90°）下槽縫的氣膜冷卻效果。研究結(jié)果表明，利用槽縫形成氣膜對(duì)壁面進(jìn)行冷卻，在超聲速流中是可行的。槽縫在較大區(qū)域內(nèi)形成了均勻的冷卻氣膜，如圖8所示。

值得注意的是，當(dāng)射流動(dòng)量較大且垂直壁面噴射時(shí)，在槽縫下游臨近區(qū)域出現(xiàn)一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的渦，將熱流（主流）引向壁面，導(dǎo)致氣膜冷卻失效。研究結(jié)果也表明在小吹風(fēng)比噴射下，氣膜冷卻效果與吹風(fēng)比無關(guān)。

圖8 Dahmen計(jì)算出的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖［27］Fig.8 Flow field map calculated by Dahmen［27］

3.2 氣膜孔工藝及射流參數(shù)的影響

氣膜孔的加工工藝對(duì)氣膜冷卻的影響是非常關(guān)鍵的，在航空渦輪葉片的氣膜冷卻領(lǐng)域演化出了各種各樣的氣膜孔型。如扇形孔［如圖9（a）所示］［23，28］、Console 形孔［如圖9（b）所示］［29］、月牙孔［如圖9（c）所示］、啞鈴孔［如圖9（d）所示］、天窗孔［如圖9（e）所示］［30］等。

孔型在高超聲速氣膜冷卻中的研究相對(duì)較少，很大一部分原因是上述的幾種孔型均是適用于掃掠流的工況，在掃掠流工況下孔型對(duì)來流速度的敏感程度比較低，其規(guī)律和低速流動(dòng)的規(guī)律未發(fā)現(xiàn)本質(zhì)的區(qū)別。類似的還有入射角的影響。

王建等（2008）［31］又對(duì)三維粘性摻混流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了切向入射的超聲速氣膜在不同冷卻通道下的絕熱溫比分布。計(jì)算結(jié)果表明:冷卻通道不同，冷卻效率的分布規(guī)律也不同。相對(duì)于矩形孔離散孔的覆蓋均勻性較低，在孔與孔之間的中間線上的冷卻效果明顯低于孔下游，引入側(cè)向傾角可以有效的提高孔覆蓋的均勻性，但是引起的負(fù)面效果就是下游衰減更快。唐奇等（2009）［32］以二維平板模擬紅外窗口，模擬比較了射流切向噴射和大角度噴射下，氣膜覆蓋長(zhǎng)度隨噴縫高度和總壓比的變化規(guī)律，并分析了射流在各種噴射角度下對(duì)窗口表面流場(chǎng)的影響。結(jié)果表明射流切向噴射的氣膜覆蓋長(zhǎng)度長(zhǎng)，對(duì)主流的影響小，是一種較為理想的冷卻方式。

Adrian S.Pudsey 等（2013）［33］采用13 組元、33 反應(yīng)方程模型，研究了不同射流流量、不同孔間距（1、2、4、8 mm）下的氣膜特性。結(jié)果顯示:（1）射流孔附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，如圖10（a）所示，不同條件下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化較大，且該流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜特性有很大影響；（2）在長(zhǎng)500 mm 的平板上減阻效果可達(dá)37%～60%；（3）提高質(zhì)量流量（0.12～0.3 kg/s/m），氣膜冷卻效果增加，如圖10（b）所示。在研究工況的范圍內(nèi)，孔間距對(duì)氣膜冷卻效果的影響很小，增大間距，冷卻效果略有下降。

圖9 幾種常見的異型孔工藝［30-31］Fig.9 Several kinds of profiled hole technology［30-31］

圖10 Adrian S.Pudsey給出的多孔射流流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果［33］Fig.10 Calculation results of porous jet flow field by Adrian S.Pudsey［33］

3.3 逆向噴流數(shù)值模擬研究

Venkatachari（2013）等［34］在Daso 實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上用數(shù)值模擬方法進(jìn)一步分析了長(zhǎng)穿透模態(tài)（LPM）。Venkatachari 通過比較不同射流孔大小、噴管幾何結(jié)構(gòu)以及噴管質(zhì)量流率條件對(duì)射流的影響，最終得出結(jié)論:噴管出口直徑與機(jī)身直徑的比值是影響LPM的關(guān)鍵因素，這一比值越小越容易維持LPM。此外Venkatachari 還通過高精度非定常流場(chǎng)結(jié)果得到了不同模態(tài)的壓強(qiáng)頻譜，分析了LPM 不穩(wěn)定的原因以及如何轉(zhuǎn)化為穩(wěn)定模態(tài)。圖11給出了Daso 實(shí)驗(yàn)和Venkatachari的計(jì)算結(jié)果對(duì)比圖。

圖11 Daso實(shí)驗(yàn)和Venkatachari計(jì)算的流場(chǎng)模態(tài)對(duì)比圖［19，34］Fig.11 Comparison of flow field modes between Daso’s experiment and Venkatachari’s calculation［19，34］

Gerdroodbary（2015）［35］研究了58°鈍錐在Ma=5.9的多射流情況下的流動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)多射流的流場(chǎng)與單射流不同。特別是在低壓比情況下的多射流比單孔有明顯的優(yōu)勢(shì)如圖12所示。

圖12 Gerdroodbary研究的多射流和單射流在不同壓比下的對(duì)比圖［34］Fig.12 Comparison of multi jet and single jet studied by Gerdroodbary under different pressure ratios［34］

Tamada（2008，2010）等［36-37］對(duì)三種形狀的飛行器頭部（卵柱體、鈍體、前端有噴管的卵柱體）在Ma=3.9工況下的氣膜冷卻進(jìn)行了研究，其研究結(jié)果表明即使在恒定的質(zhì)量流量條件下，反向噴流對(duì)氣動(dòng)加熱降低的影響也因飛行器頭部結(jié)構(gòu)的不同而顯著不同。為了減少反噴流對(duì)頭部區(qū)域的氣動(dòng)加熱，必須避免在頭部區(qū)域表面正前方形成再壓縮激波。

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所向樹紅團(tuán)隊(duì)［38-40］對(duì)Ma=15的超高聲速飛行器的氣膜冷卻開展了研究，研究了異型孔工藝下氣膜孔的冷卻設(shè)計(jì)和效果取得了很好的成績(jī)。郭春海和向樹紅等（2017）［41］提出了一種微型孔陣噴流的方式進(jìn)行氣膜冷卻，針對(duì)飛行高度H=50 km，來流Ma=15 時(shí)有/無氣膜保護(hù)下的流場(chǎng)分布進(jìn)行了數(shù)值模擬。研究結(jié)果顯示:在主動(dòng)氣膜冷卻熱防護(hù)下，高超聲速飛行器壁面溫度可以降到1 000 K 以下。商圣飛和向樹紅等（2018）［40］研究發(fā)現(xiàn)，在異型孔的冷卻作用下，端頭的壁面熱流可以顯著地降低，但是如果開孔不噴流，則端頭將承受比光滑壁面更高的熱負(fù)荷，如圖13所示。

圖13 商圣飛計(jì)算的幾種熱流密度分布結(jié)果［40］Fig.13 Some heat flux distribution results calculated by Shang Shengfei［40］

表3列舉了幾個(gè)具有代表性的逆向噴流數(shù)值模擬研究工作，更多的資料讀者可以參考文獻(xiàn)［42］，作者對(duì)2015年之前的逆向噴流減阻減熱做了綜述研究。

表3 幾個(gè)具有代表性的逆向噴流數(shù)值模擬研究工作Tab.3 Several representative research works of counterflow jet simulation

4 研究方向

目前對(duì)高超聲速熱防護(hù)的方法在被動(dòng)防護(hù)方面已經(jīng)取得較大的進(jìn)步，例如C-C、C-Si 復(fù)合材料的研制取得了巨大的成功，但遇到了技術(shù)瓶頸。在被動(dòng)防護(hù)方面應(yīng)加強(qiáng)材料和工藝的研究，研究耐溫更高、可塑性更強(qiáng)、強(qiáng)度、抗疲勞度等更優(yōu)的材料，另一方面還要對(duì)材料的加工工藝和成型設(shè)計(jì)做研究。

對(duì)于高超聲速飛行器的主動(dòng)氣膜冷卻實(shí)驗(yàn)研究主要在孔的加工工藝和成型上，目前主要的幾種工藝為二維槽縫工藝、離散孔工藝。對(duì)于數(shù)值模擬計(jì)算的研究工作則比較集中于單個(gè)孔型的冷卻效率研究，特別是在逆向噴流領(lǐng)域缺乏不同孔型在不同供氣條件下冷卻效果的規(guī)律性研究。

由此可見結(jié)合主動(dòng)和被動(dòng)的熱防護(hù)方法，第三種防護(hù)“主動(dòng)-被動(dòng)綜合熱防護(hù)”手段似乎是下一步的研究熱點(diǎn)。因此在綜合熱防護(hù)技術(shù)中對(duì)材料和工藝提出了新的要求:主動(dòng)氣膜孔的加入，降低了材料耐溫性能的要求，但是對(duì)材料的可塑性、成型難度、強(qiáng)度等參數(shù)有了新的要求。因此針對(duì)越來越復(fù)雜的氣膜孔的加工工藝需求，研究適合的材料滿足其對(duì)材料特性的需要，是一個(gè)重要的研究方向。

面向未來的高超聲速飛行器的工程應(yīng)用，高超聲速氣膜冷卻需要在以下幾個(gè)方面進(jìn)一步開展工作:

（1）多氣膜孔特別是不同孔型（異型孔）的加工工藝研究；

（2）不同逆向噴流單氣膜孔型面對(duì)冷卻效率的影響規(guī)律；

（3）逆向噴流多氣膜孔的實(shí)驗(yàn)研究和驗(yàn)證；

（4）高超聲速對(duì)氣膜孔材料的損傷機(jī)制和對(duì)氣膜冷卻的影響；

（5）基于高超聲速氣膜冷卻技術(shù)的防熱材料研制；

6）用于高超聲速氣膜冷卻的材料制備工藝技術(shù)。