高超聲速飛行器主動(dòng)質(zhì)量引射熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展

沈斌賢，曾 磊，劉 驍，周述光，葛 強(qiáng)

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

有別于傳統(tǒng)再入飛行器的大氣層短時(shí)間單次飛行特點(diǎn)，新一代臨近空間高超聲速飛行器具有長(zhǎng)時(shí)間、高馬赫、高過載、可變軌的飛行特點(diǎn)，甚至還有可重復(fù)使用的需求。飛行器面臨嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱和復(fù)雜的力學(xué)環(huán)境，其獨(dú)特的飛行環(huán)境和飛行特點(diǎn)給熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了極大挑戰(zhàn)。

相比傳統(tǒng)再入飛行器的軸對(duì)稱簡(jiǎn)單外形，長(zhǎng)時(shí)間臨近空間高超聲速飛行器的變彈道、滑行、長(zhǎng)時(shí)間可控等飛行特征，使得飛行器氣動(dòng)外形變得更加復(fù)雜，出現(xiàn)了尖銳前緣、局部凸起物等復(fù)雜結(jié)構(gòu)。在高超聲速氣流中，尖銳前緣、局部凸起物等會(huì)使得氣動(dòng)加熱更加劇烈[1]。飛行器長(zhǎng)時(shí)間的加熱會(huì)導(dǎo)致熱量累積，結(jié)構(gòu)溫度升高而使得飛行器表面燒蝕；扁平結(jié)構(gòu)長(zhǎng)時(shí)間受熱不均也會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)發(fā)生顯著變形[2]。外形的變化會(huì)改變氣動(dòng)特性，增加控制的難度。因此，為了滿足長(zhǎng)時(shí)間可重復(fù)使用需求，新一代臨近空間高超聲速飛行器不僅要面臨更加嚴(yán)峻的熱環(huán)境，更要維持飛行器外形不變。

傳統(tǒng)的被動(dòng)熱防護(hù)難以承受長(zhǎng)時(shí)間高熱流的沖擊，目前廣泛采用的半被動(dòng)燒蝕熱防護(hù)，受到長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)加熱，飛行器外形會(huì)發(fā)生變化[3]。新型熱防護(hù)方案如磁控?zé)岱雷o(hù)[4]、疏導(dǎo)式熱防護(hù)[5]等，具備維形的功能，但是其熱防護(hù)性能有限，僅適用于中等熱流密度的飛行工況。對(duì)于更高熱流密度的飛行工況，則需要冷卻性能更強(qiáng)的主動(dòng)熱防護(hù)。質(zhì)量引射式熱防護(hù)通過將攜帶的冷卻工質(zhì)注入流場(chǎng)的方式改變流場(chǎng)形態(tài)，減少氣動(dòng)加熱，同時(shí)利用冷卻工質(zhì)儲(chǔ)存的“冷量”將結(jié)構(gòu)熱量攜帶出去，降低結(jié)構(gòu)溫度。這種方案適用于高強(qiáng)度的熱環(huán)境，能長(zhǎng)時(shí)間使用，可重復(fù)性好，在高超聲速飛行器熱防護(hù)方面具有可觀的應(yīng)用前景，是未來高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的備選方案之一[6]。目前研究較多的主動(dòng)質(zhì)量引射式熱防護(hù)方案主要有發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻、逆向射流等[7-8]。

1 質(zhì)量引射主動(dòng)熱防護(hù)簡(jiǎn)介

1.1 發(fā)汗冷卻

發(fā)汗冷卻借鑒生物體發(fā)汗散熱的方式，冷卻工質(zhì)如汗液一樣，從受熱表面小量慢速溢出，自然形成一層較均勻的薄膜包裹在飛行器表面，冷卻工質(zhì)既能夠吸收飛行器熱量并攜帶出去，又能夠抬高附面層形成隔熱屏障，減少氣動(dòng)加熱，其原理如圖1所示。

發(fā)汗冷卻可以分為多孔材料發(fā)汗冷卻與層板發(fā)汗冷卻。多孔材料一般由連續(xù)分布的微孔通道和固體骨架構(gòu)成；而層板發(fā)汗結(jié)構(gòu)則是通過在金屬薄片上加工微槽道，并將大量的金屬薄片按照預(yù)定的結(jié)構(gòu)組合在一起，通過擴(kuò)散焊等技術(shù)整體成型的具有大量微通道的發(fā)汗結(jié)構(gòu)。層板發(fā)汗結(jié)構(gòu)相比多孔材料，其優(yōu)勢(shì)在于冷卻通道的可設(shè)計(jì)性，即可以根據(jù)環(huán)境條件而預(yù)制不同的流道，從而控制冷卻劑的供應(yīng)。對(duì)于發(fā)汗工質(zhì)的選擇，既可以采用液態(tài)冷卻劑如水等，充分利用其相變潛熱，也可以采用氮?dú)?、空氣等其他介質(zhì)，還可以采用低熔點(diǎn)固態(tài)工質(zhì)，如低熔點(diǎn)固態(tài)銨鹽、鎢滲銅等[9]。

發(fā)汗冷卻的熱防護(hù)機(jī)理主要體現(xiàn)為冷卻劑在多孔結(jié)構(gòu)內(nèi)的換熱作用和冷卻膜結(jié)構(gòu)的隔熱作用。前者是典型的多孔介質(zhì)復(fù)雜傳熱傳質(zhì)問題，后者則是有壁面射流時(shí)的高超聲速氣動(dòng)加熱問題。多孔介質(zhì)復(fù)雜傳熱傳質(zhì)是發(fā)汗冷卻的顯著特征，主要體現(xiàn)在達(dá)西流動(dòng)、非平衡傳熱和相變模擬。多孔介質(zhì)幾何參數(shù)千差萬別，內(nèi)部結(jié)構(gòu)多種多樣。多孔介質(zhì)的孔隙率、比面、迂曲度、固體顆粒尺寸等結(jié)構(gòu)參數(shù)，發(fā)汗工質(zhì)的傳導(dǎo)系數(shù)、飽和度、毛細(xì)壓力等流體屬性都會(huì)影響發(fā)汗工質(zhì)在多孔結(jié)構(gòu)內(nèi)的流動(dòng)。對(duì)于多孔介質(zhì)的動(dòng)量傳遞過程，多采用基于達(dá)西定律的動(dòng)量方程進(jìn)行描述。多孔介質(zhì)傳熱過程則主要包括固體骨架間的相互熱傳導(dǎo)和孔隙中流體的導(dǎo)熱與對(duì)流換熱過程[10]。對(duì)于多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻的傳熱過程模擬主要采用固體骨架與發(fā)汗工質(zhì)局部熱平衡的單溫度模型和存在溫差傳熱的局部熱非平衡雙溫度模型[11-12]。當(dāng)液體在多孔介質(zhì)內(nèi)部發(fā)生相變時(shí)，將存在于兩相流動(dòng)及兩相之間的質(zhì)量轉(zhuǎn)移；由于相變導(dǎo)致的冷卻遲滯和振蕩等現(xiàn)象，使得發(fā)汗冷卻傳熱過程的描述更為復(fù)雜[13]。Dong和Su等在描述液體相變發(fā)汗冷卻的分相模型、兩相混合模型的基礎(chǔ)上，提出了半混合模型和流體修正溫度的兩相混合模型，克服了分相模型復(fù)雜外形計(jì)算時(shí)的局限性和兩相混合模型對(duì)流項(xiàng)、擴(kuò)散項(xiàng)系數(shù)階躍導(dǎo)致的收斂性差的問題；并基于上述模型求解了鈍體頭錐的相變發(fā)汗冷卻過程[14-15]。如圖2所示，Hu等[16]采用修正的兩相混合模擬方法計(jì)算所得的溫度分布與實(shí)驗(yàn)測(cè)得的溫度吻合較好。

圖1 發(fā)汗冷卻原理示意圖Fig.1 Cooling principle of transpiration

圖2 相變模擬數(shù)值計(jì)算試驗(yàn)對(duì)比圖[16]Fig.2 Comparison between numerical and experimental results in phase change[16]

有壁面射流的高超聲速氣動(dòng)加熱問題是典型的復(fù)雜熱質(zhì)邊界條件下的熱-流-固耦合問題，早期采用經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行計(jì)算。Eckert等[17]結(jié)合大量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，擬合出有/無壁面引射情況下傳熱系數(shù)之間的關(guān)系式，得到了依賴于吹風(fēng)比、比熱比和主流狀態(tài)參數(shù)的無量綱壁面溫度。Kays[18]考慮了發(fā)汗冷卻薄膜對(duì)邊界層厚度的影響，從壁面到邊界層外緣對(duì)控制方程進(jìn)行積分，得到一個(gè)吹風(fēng)特性參數(shù)，建立了考慮壁面引射時(shí)的傳熱關(guān)系式。德國(guó)的B?HRK等[19]開發(fā)了一套半經(jīng)驗(yàn)半數(shù)值的方法，用于求解高超聲速來流條件下的發(fā)汗冷卻壁面溫度和內(nèi)部熱響應(yīng)情況，程序名為HEATS（heat exchange analysis for transpiration systems）。HEATS在熱環(huán)境和熱結(jié)構(gòu)計(jì)算中考慮了冷卻劑薄膜隔熱的影響，其結(jié)果得到了SHEFEX Ⅱ再入飛行數(shù)據(jù)的檢驗(yàn)[20-21]。隨著CFD技術(shù)的發(fā)展，采用數(shù)值解耦的方法求解高超聲速發(fā)汗冷卻流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)的方法逐步得到應(yīng)用。Dong等[14]在主流區(qū)域求解高超聲速流場(chǎng)獲得氣動(dòng)熱條件，通過流場(chǎng)求解獲得的熱流和壓力作為輸入條件，在多孔結(jié)構(gòu)內(nèi)部通過半混合模型求解液態(tài)水相變時(shí)的流動(dòng)傳熱過程。Su等[15]通過耦合壁面上熱流、壓力、溫度和速度的傳遞，按照一定的順序迭代求解主流和多孔介質(zhì)冷卻劑流動(dòng)，提升了計(jì)算的精度。高超聲速流動(dòng)全場(chǎng)耦合的發(fā)汗冷卻模型，通過對(duì)多孔介質(zhì)內(nèi)流動(dòng)表觀速度的處理，將動(dòng)量方程轉(zhuǎn)化為與外部主流具有相同表現(xiàn)形式的方程，從而對(duì)高超聲速流場(chǎng)與多孔結(jié)構(gòu)熱質(zhì)傳遞進(jìn)行統(tǒng)一求解。丁銳[22]采用全耦合方法模擬了發(fā)汗面耦換熱特性及其對(duì)下游的影響規(guī)律。Xiao等[23]采用大渦模擬全耦合方法模擬多孔壁面邊界層流動(dòng)，獲得了邊界層內(nèi)周期性的渦旋運(yùn)動(dòng)及其演化規(guī)律。

發(fā)汗冷卻熱防護(hù)性能在風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。Van等[24]用液態(tài)水對(duì)錐形頭部進(jìn)行發(fā)汗冷卻試驗(yàn)，試驗(yàn)件的溫度從2000 K降到了300 K，并觀測(cè)到了結(jié)冰現(xiàn)象，如圖3所示，冷卻效果相當(dāng)可觀。德國(guó)宇航中心（DLR）在2012年的SHEFEX Ⅱ（sharp edge flight experiment）飛行試驗(yàn)中（試驗(yàn)飛行器模型如圖4）開展了再入體發(fā)汗冷卻試驗(yàn)，再入過程持續(xù)52 s，馬赫數(shù)從10.2降到9.3，飛行高度從100 km下降到30 km。試驗(yàn)結(jié)果表明，采用發(fā)汗冷卻試驗(yàn)區(qū)最大溫度在380 K的基礎(chǔ)上下降了87 K，證明了發(fā)汗冷卻可以有效降低壁面溫度[21]。

圖3 液態(tài)水發(fā)汗冷卻結(jié)冰現(xiàn)象[24]Fig.3 Ice beard in transpiration test[24]

圖4 SHEFEX Ⅱ發(fā)汗冷卻試驗(yàn)飛行器模型[21]Fig.4 Vehicle model of transpiration in SHEFEX Ⅱ[21]

1.2 氣膜冷卻

氣膜冷卻是通過小孔以一定的入射角度向主流射入一股冷卻氣流，在高溫氣體與飛行器表面之間形成隔熱氣膜層，并與飛行器表面進(jìn)行換熱，從而對(duì)飛行器進(jìn)行冷卻[25]，其原理如圖5所示。

圖5 氣膜冷卻原理示意圖[25]Fig.5 Cooling principle of film cooling[25]

氣膜射流與主流的相互作用是氣膜冷卻的顯著特征。射流與主流的相互干擾會(huì)影響近壁流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)和射流的發(fā)展，兩者相互作用會(huì)誘發(fā)多種不同尺度的渦結(jié)構(gòu)（腎形渦對(duì)、馬蹄渦、弱渦街等）。提升氣膜冷卻效率的關(guān)鍵是降低射流流向主流的法向穿透量。射流孔結(jié)構(gòu)及其排列方式是影響氣膜射流與主流相互作用的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)因素。通過設(shè)計(jì)合理的氣膜孔型（扇形孔、Console孔、月牙孔、啞鈴孔）和排列方式（單排、多排、交叉）等，可以更好地控制氣膜射流與主流的相互干擾，最終讓更多的冷卻工質(zhì)附著在結(jié)構(gòu)表面[26]。

氣膜冷卻作為一種有效的主動(dòng)冷卻方式已經(jīng)被廣泛地應(yīng)用于渦輪葉片上，其技術(shù)應(yīng)用已經(jīng)非常成熟。在燃燒室或渦輪葉片氣膜冷卻中，射流通常沿切向方向或小角度注入主流中；而應(yīng)用于高超聲速飛行器前緣時(shí)，受限于結(jié)構(gòu)，射流逆向或者大角度注入主流，這不利于冷卻工質(zhì)在飛行器表面的附著。不過，高超聲速來流總壓往往很高，來流的強(qiáng)壓迫性作用會(huì)抑制射流在主流的穿透及誘發(fā)的渦結(jié)構(gòu)，促進(jìn)冷卻工質(zhì)在飛行器表面附著。高超聲速氣膜冷卻的研究可以借鑒發(fā)動(dòng)機(jī)氣膜冷卻的研究思路，研究不同來流雷諾數(shù)、吹風(fēng)比[27]、氣膜孔形狀[28]、射流參數(shù)[29]等氣膜冷卻效率的依賴參數(shù)，并結(jié)合高超聲速飛行器熱流分布不均、激波干擾嚴(yán)重等特點(diǎn)進(jìn)行針對(duì)性研究，如超聲速射流引起的激波結(jié)構(gòu)[30]、轉(zhuǎn)捩等。

Sriram等[31]在IISc高超聲速激波風(fēng)洞中開展了單孔與多孔氣膜冷卻試驗(yàn)研究，試驗(yàn)拍攝了氣膜冷卻典型流場(chǎng)，如圖6所示。試驗(yàn)中測(cè)得靠近駐點(diǎn)的第一測(cè)試點(diǎn)采用多孔氣膜冷卻后熱流下降幅度超過50%。Gerdroodbary等[32]數(shù)值模擬了多孔氣膜冷卻流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和壁面?zhèn)鳠崽匦?，發(fā)現(xiàn)盡管氣膜射流對(duì)宏觀流場(chǎng)影響很弱，但是氣膜射流覆蓋在飛行器表面，減少了流場(chǎng)向壁面?zhèn)鬟f的熱量，整體熱載荷下降幅度超過了40%。Sahoo等[33]在馬赫數(shù)5.75、總焓1.16MJ/kg或1.6 MJ/kg條件下開展了鈍頭體氣膜冷卻試驗(yàn)，采用氦氣作為冷卻氣體，發(fā)現(xiàn)壁面的熱載荷降低了30%～45%。Aso等[34]對(duì)鈍頭體非駐點(diǎn)區(qū)域氣膜冷卻特性進(jìn)行了計(jì)算，氣膜孔位于距駐點(diǎn)24°的位置，其熱流分布如圖7所示，冷卻氣體顯著降低了氣膜孔下游區(qū)域的溫度，且隨著冷卻氣體強(qiáng)度增加，氣膜冷卻對(duì)下游的冷卻效果更強(qiáng)，冷卻區(qū)域更大。Shen等[35]采用解耦的方法，耦合求解了氣膜冷卻結(jié)構(gòu)防熱特性，其中高超聲速流場(chǎng)的氣動(dòng)加熱單向耦合，采用冷壁計(jì)算熱流后加載到結(jié)構(gòu)場(chǎng)；氣膜冷卻劑在冷卻通道內(nèi)與結(jié)構(gòu)的換熱則通過溫度和熱流的傳遞，雙向耦合計(jì)算。通過一定的熱流和冷卻劑加載方式，對(duì)比氣膜冷卻劑在邊界層的隔熱性能和在結(jié)構(gòu)內(nèi)的吸熱性能，結(jié)果顯示兩者均發(fā)揮了不可替代的作用。

圖6 氣膜冷卻試驗(yàn)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖[31]Fig.6 Flowfield of film cooling in wind tunnel test[31]

圖7 鈍頭體非駐點(diǎn)區(qū)域氣膜熱流分布圖[34]Fig.7 Heat flux distributions of film cooling in non-stagnation region[34]

1.3 逆向射流

逆向射流采用駐點(diǎn)前緣開孔反向噴出高強(qiáng)度冷卻工質(zhì)的方式，形成類似減阻桿的“空氣針”結(jié)構(gòu)，將激波推離壁面，并在駐點(diǎn)兩側(cè)形成冷卻工質(zhì)回流區(qū)隔離熱氣流，達(dá)到熱防護(hù)的目的[36]。

逆向射流采用高強(qiáng)度的冷卻劑，射流與主流相互作用形成復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，包括來流與射流形成的剪切層、平衡來流的馬赫盤、來流受射流沖擊形成的弓形激波結(jié)構(gòu)、射流受阻而形成的回流區(qū)域，以及繞剪切層流動(dòng)的來流撞擊物面形成的再壓縮激波結(jié)構(gòu)等[38]，其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖8所示。圖9給出了隨射流流率增加時(shí)，逆向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化趨勢(shì)。當(dāng)射流質(zhì)量流率較低時(shí)，在噴管內(nèi)或噴口形成的交叉斜激波結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生不穩(wěn)定的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，形成較弱的、振蕩的弓形激波結(jié)構(gòu)。此時(shí)射流穿透距離長(zhǎng)，因此被叫做長(zhǎng)穿透模式（LPM）。而隨著射流質(zhì)量流率增加，不穩(wěn)定的長(zhǎng)穿透模式會(huì)崩塌，形成穩(wěn)定的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，此時(shí)激波脫體距離縮短，因此被稱為短穿透模式（SPM）。試驗(yàn)表明，長(zhǎng)穿透模式時(shí)，沒有穩(wěn)定的脫體弓形激波、馬赫盤等結(jié)構(gòu)，自由來流可以破壞弓形激波并直接撞擊物面，因此無法獲得穩(wěn)定有效的熱防護(hù)效果[39-40]。

圖8 逆向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖[37]Fig.8 Flowfield structure of opposing jet[37]

圖9 逆向射流LPM與SPM結(jié)構(gòu)對(duì)比圖[41]Fig.9 Comparisonsbetween LPM and SPM in opposing jet[41]

Hayashi等[37]的試驗(yàn)表明逆向射流有效地降低了駐點(diǎn)附近的壁面熱流，降幅超過90%，熱流峰值由駐點(diǎn)區(qū)域轉(zhuǎn)移到肩部區(qū)域，且峰值相較于無射流工況大幅度降低。當(dāng)總壓比取0.8時(shí)，壁面最大熱流下降幅度超過了50%。此外，試驗(yàn)還清晰地觀測(cè)到SPM模式下的激波、馬赫盤、再附激波等結(jié)構(gòu)，其熱流分布和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖10所示。Huang等[42]研究了射流壓力對(duì)逆向射流熱防護(hù)特性的影響，隨著射流壓力增加，熱防護(hù)效果顯著增強(qiáng)。Rong[43]進(jìn)一步分析了射流強(qiáng)度對(duì)流場(chǎng)和氣動(dòng)加熱的影響，提出了一個(gè)綜合考慮射流壓力、射流馬赫數(shù)和射流面積的強(qiáng)度表征參數(shù)，射流強(qiáng)度越強(qiáng)，射流的熱防護(hù)性能越好。Liu等[44]采用MPCCI耦合FLUENT和ABAQUS，基于溫度和熱流的傳遞，求解了逆向射流高超聲速流場(chǎng)和飛行器防熱結(jié)構(gòu)的固體溫度場(chǎng)，獲得了結(jié)構(gòu)溫度隨加熱時(shí)間的變化特性。逆向射流可以應(yīng)用于不同飛行器前緣構(gòu)型上的氣動(dòng)熱防護(hù)。美國(guó)從20世紀(jì)50年代開始，就針對(duì)阿波羅返回艙再入時(shí)的熱防護(hù)問題開展了逆向射流在再入體飛行器上的應(yīng)用研究[45]。對(duì)于升力體外形，Li等[46]將逆向射流技術(shù)應(yīng)用于乘波體外形，采用變半徑方法設(shè)計(jì)飛行器前緣，不僅提升了前緣的熱防護(hù)效果，升阻比也提升了4%～5%。

圖10 Hayashi逆向射流試驗(yàn)熱流分布和流體結(jié)構(gòu)圖[37]Fig.10 Heat flux distributionsand flowfield in Hayashi’s experiments[37]

2 三種熱防護(hù)方式對(duì)比

三種方式均采用主動(dòng)流動(dòng)控制方法，通過在飛行器表面覆蓋低溫流體的方式減少氣動(dòng)加熱，同時(shí)冷卻劑也可以通過與結(jié)構(gòu)換熱的方式將部分熱量攜帶出去，但三者在注入方式、流場(chǎng)特征以及冷卻效率等方面存在差異，對(duì)比示意圖如圖11所示。

從冷卻劑的注入方式來看，發(fā)汗冷卻以多孔介質(zhì)為載體，材料的孔隙可達(dá)到微米尺度甚至更小，因此冷卻工質(zhì)可以在飛行器表面實(shí)現(xiàn)大面積的連續(xù)均勻包裹，圖12左圖為多孔材料微米級(jí)孔隙結(jié)構(gòu)。氣膜冷卻中無論采用何種孔型，氣膜孔都是離散分布的，因此氣膜在飛行器表面分區(qū)域非均勻覆蓋，圖12右圖為離散的氣膜孔結(jié)構(gòu)。在孔的下游區(qū)域，隨著距離的增加，氣膜厚度逐漸降低直至消失。逆向射流多采用單一的射流孔或繞駐點(diǎn)的多個(gè)射流小孔高強(qiáng)度噴射，形成的大尺度低溫回流區(qū)覆蓋在再附點(diǎn)以內(nèi)。

圖11 三種熱防護(hù)方式對(duì)比Fig.11 Comparisonsof three typical massinjection in mode of injection and characteristicsof flow field

圖12 發(fā)汗冷卻與氣膜冷卻注入結(jié)構(gòu)對(duì)比[47-48]Fig.12 Comparisons of transpiration and film cooling in injection structures[47-48]

從對(duì)流場(chǎng)的影響來看，發(fā)汗冷卻劑從多孔表面滲出，單位面積流量低、速度小，對(duì)流場(chǎng)的影響被限制在近壁面區(qū)域，對(duì)主流結(jié)構(gòu)的影響可以忽略，但在一定條件下仍然能夠一定程度影響主流的轉(zhuǎn)捩[49]。氣膜冷卻劑從氣膜孔噴射出去，射流強(qiáng)度較低，在高超聲速主流的強(qiáng)壓迫下重新附著在飛行器表面，冷卻劑雖然沖破邊界層與主流發(fā)生了相互作用，在孔的下游區(qū)域甚至?xí)a(chǎn)生較小的旋渦，但是由于射流強(qiáng)度有限，射流和渦結(jié)構(gòu)都受到抑制，激波等主要流場(chǎng)結(jié)構(gòu)保持不變[31]。逆向射流冷卻劑集中在駐點(diǎn)區(qū)高速射出，冷卻劑與來流相互作用形成復(fù)雜的剪切層、馬赫盤、回流區(qū)等結(jié)構(gòu)，激波也會(huì)被推離壁面，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)明顯改變，甚至出現(xiàn)不穩(wěn)定的長(zhǎng)穿透模式[36]。圖13[50]給出了駐點(diǎn)區(qū)域不同射流強(qiáng)度時(shí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比。左圖為典型的氣膜冷卻流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖，激波結(jié)構(gòu)未發(fā)生變化；右圖為典型的逆向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，激波被推離壁面，形成弓形激波和再附激波。

對(duì)質(zhì)量引射的冷卻效率，可以采用注入率和壁面冷卻效率兩個(gè)參數(shù)進(jìn)行表征。通常比較相同注入率條件下壁面冷卻效率的大小；或相同壁面冷卻效率時(shí)注入率的大小。注入率和壁面冷卻效率的定義如下：

其中，T表示溫度，ρ表示密度，u表示速度，下標(biāo)c和∞表示冷卻流體參數(shù)和主流參數(shù)，w表示壁面參數(shù)，Tr為恢復(fù)溫度。

從冷卻劑的冷卻效率看，發(fā)汗冷卻劑在多孔介質(zhì)內(nèi)可以充分地與結(jié)構(gòu)骨架進(jìn)行換熱，冷卻劑的效能可以充分發(fā)揮，因而具有較高的冷卻效率。氣膜冷卻中，附著在壁面的冷卻工質(zhì)可以與壁面進(jìn)行大范圍的熱交換并帶走熱量；但是與發(fā)汗冷卻相比，冷卻工質(zhì)在結(jié)構(gòu)內(nèi)的換熱大幅降低，因此冷卻效率相比發(fā)汗冷卻有所降低。Eckert等[17]的研究表明，在相同的壁面冷卻效率時(shí)，采用4孔氣膜冷卻的注入率約為發(fā)汗冷卻注入率的三倍，相同注入率條件下，氣膜冷卻效率隨著孔的數(shù)量增加而增大。SHEFEX Ⅱ的飛行試驗(yàn)也證明發(fā)汗冷卻的冷卻效率更高，相同注入率條件下發(fā)汗冷卻溫度下降87 K，高于氣膜冷卻的75 K[21]。逆向射流由于冷卻劑過于集中，結(jié)構(gòu)內(nèi)的換熱極不明顯，與壁面的熱量交換也被限制在回流區(qū)域，因此逆向射流冷卻劑的冷卻效能利用率低于氣膜冷卻。Sriram等[31]的風(fēng)洞試驗(yàn)表明冷卻劑注入率相同時(shí)，多微孔射流中單孔的動(dòng)量較小，冷卻介質(zhì)易于在飛行器表面擴(kuò)散，因此多微孔射流冷卻效率高于單孔射流。

圖13 典型氣膜冷卻與逆向射流流場(chǎng)對(duì)比圖[50]Fig.13 Comparisons of flow field between film cooling and opposing jet[50]

從發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻到逆向射流，冷卻劑從分散到集中，對(duì)流場(chǎng)的沖擊作用逐漸增強(qiáng)，相應(yīng)的對(duì)局部高熱流的防熱效果也更加明顯。而由于冷卻劑的集中，冷卻劑的冷卻效能利用率逐漸降低，相應(yīng)地冷卻效率也逐漸降低。對(duì)于結(jié)構(gòu)的完整性，發(fā)汗冷卻可以完整地保持飛行器的外形不變，氣膜冷卻對(duì)外形的破壞則最嚴(yán)重。

3 三種熱防護(hù)方式的應(yīng)用研究

3.1 三種熱防護(hù)的局限性

研究者在研究鈍體發(fā)汗冷卻特性時(shí)發(fā)現(xiàn)，由于鈍體存在曲面效應(yīng)，沿壁面的壓力梯度會(huì)導(dǎo)致注入率分布不均勻，駐點(diǎn)區(qū)域注入率最小，發(fā)汗冷卻效果最差，而該處恰恰是熱流最大的區(qū)域。熱、力載荷分布極其不均是高超聲速飛行器的典型特征。一方面頭部駐點(diǎn)、舵、翼前緣等區(qū)域的熱流遠(yuǎn)高于其它區(qū)域；另一方面由于激波干擾等導(dǎo)致局部熱流激增，而這些區(qū)域往往又是壓力最高的區(qū)域，這種倒掛導(dǎo)致冷卻劑供應(yīng)不足，相應(yīng)區(qū)域溫度升高甚至出現(xiàn)燒蝕[13,51]。圖14所示為文獻(xiàn)[13]計(jì)算的非均勻壓力和非均勻熱流條件下冷卻劑在多孔結(jié)構(gòu)內(nèi)的流動(dòng)圖，冷卻劑流向壓力低的右側(cè)區(qū)域，而導(dǎo)致溫度最高的左側(cè)區(qū)域反而冷卻劑供應(yīng)較少。此外，多孔材料表面的微孔通常遠(yuǎn)小于氣膜冷卻孔直徑，極易被來流的污染顆粒堵塞，導(dǎo)致局部傳熱惡化[52]。高熱流區(qū)域往往容易出現(xiàn)“氣堵”效應(yīng)和“熱點(diǎn)”效應(yīng)。前者是由于相變過程產(chǎn)生的蒸汽泡堵住了冷卻劑通道，導(dǎo)致供冷不足而傳熱惡化[53]；后者則是由于局部溫度升高，材料受熱不均，非均勻膨脹導(dǎo)致該處冷卻劑通道變小，出現(xiàn)供冷不足，而供冷不足又會(huì)導(dǎo)致溫度升高，最終出現(xiàn)局部高溫區(qū)，甚至燒蝕[54-55]。為了提升駐點(diǎn)區(qū)域的冷卻效率，學(xué)者們提出了非等厚壁和變孔隙率的方式來增強(qiáng)高熱流區(qū)的冷卻劑供應(yīng)。前者通過減小高熱流區(qū)的材料厚度[56]；后者通過增大高熱流區(qū)的孔隙率來減小相應(yīng)區(qū)域的流動(dòng)阻力，從而達(dá)到增加冷卻劑供應(yīng)的效果[57]。但這些仍處于理論研究階段，實(shí)際效果難以保證。

圖14 不均勻熱流典型溫度場(chǎng)及流場(chǎng)分布[13]Fig.14 Distributionsof temperature and flow-field with non-uniform heat flux[13]

氣膜冷卻克服了發(fā)汗冷卻駐點(diǎn)區(qū)域熱防護(hù)效率低的缺點(diǎn)，保證了駐點(diǎn)區(qū)域的安全性。但是由于單個(gè)孔的射流強(qiáng)度小，氣膜的冷卻區(qū)域受限，需要布置數(shù)目較多的氣膜孔，破壞了結(jié)構(gòu)的完整性，且對(duì)材料的可塑性、成型難度、強(qiáng)度等提出了新的要求，對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能也會(huì)產(chǎn)生影響。不同區(qū)域的熱防護(hù)需求、壓力載荷均不一樣，冷卻劑的按需供給難度較大，冷卻劑的分區(qū)控制也是氣膜冷卻應(yīng)用的一大難點(diǎn)[58]。

逆向射流能夠充分保證駐點(diǎn)區(qū)域的熱防護(hù)效果，結(jié)構(gòu)完整性也較好，但仍然存在其他缺點(diǎn)。再附區(qū)域在激波的沖擊下，局部熱流增加，產(chǎn)生局部熱點(diǎn)。為了消除熱點(diǎn)，需要采用更強(qiáng)的射流，這進(jìn)一步降低了冷卻劑的效率[59]。另外，當(dāng)飛行器存在攻角時(shí)，由于來流與射流的錯(cuò)位，會(huì)導(dǎo)致射流對(duì)迎風(fēng)面的熱防護(hù)效果減弱，在迎風(fēng)面出現(xiàn)高熱流；當(dāng)攻角較大時(shí)，逆向射流熱防護(hù)會(huì)失效，單純的通過增強(qiáng)射流強(qiáng)度，可以一定程度上加強(qiáng)迎風(fēng)面的熱防護(hù)性能，但是會(huì)導(dǎo)致射流質(zhì)量大幅度增加，同樣會(huì)導(dǎo)致冷卻效率降低[60-61]。

3.2 質(zhì)量引射熱防護(hù)組合方案

三種熱防護(hù)方式各有利弊，單獨(dú)使用都存在相應(yīng)的困難，如能夠組合使用，使它們優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)、揚(yáng)長(zhǎng)避短，則可以為高超聲速飛行器熱防護(hù)帶來新的活力。

中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)的王建華團(tuán)隊(duì)[62-63]將氣膜冷卻與發(fā)汗冷卻組合使用（圖15），提出了氣膜-發(fā)汗雙層組合冷卻結(jié)構(gòu)用于飛行器舵、翼的熱防護(hù)。內(nèi)層的氣膜冷卻結(jié)構(gòu)上加工了離散的氣膜孔，外層的發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)則由多孔介質(zhì)制成，通過調(diào)整氣膜孔布局，可以實(shí)現(xiàn)更加合理的冷卻劑分配。在駐點(diǎn)處，氣膜孔甚至可以直接貫穿多孔結(jié)構(gòu)層，從而提高駐點(diǎn)處的冷卻效果。采用這種方式，既保證了駐點(diǎn)區(qū)的冷卻效果，又較好地保證了飛行器外表面的完整性。在此基礎(chǔ)上，通過調(diào)整高溫區(qū)域氣膜孔深入多孔材料層的深度，如圖16所示，在采用40 g/s冷卻劑流量時(shí)獲得了原方案50 g/s冷卻劑流量的效果。即獲得同樣的冷卻效果，冷卻劑節(jié)省了20%。

清華大學(xué)姜培學(xué)團(tuán)隊(duì)[64-65]則通過在駐點(diǎn)開槽的方式分別形成了發(fā)汗-氣膜組合冷卻和發(fā)汗-逆噴組合冷卻方法（圖17），氣膜和逆噴可以提高駐點(diǎn)區(qū)的冷卻劑流量，強(qiáng)化駐點(diǎn)的熱防護(hù)效果。姜培學(xué)團(tuán)隊(duì)的實(shí)驗(yàn)表明，氣膜冷卻的引入使得前緣整體冷卻效率由25.7%提高到了37.9%，冷卻效率分布如圖18所示。Shen等[50]則在逆向射流流動(dòng)模式中發(fā)現(xiàn)了一種低壓逆向射流模式，即當(dāng)射流總壓較低時(shí)，逆向射流從長(zhǎng)射流模式又轉(zhuǎn)變?yōu)榉€(wěn)定的短射流模式，并將這種低壓短射流模式應(yīng)用于發(fā)汗冷卻中，組合后的熱防護(hù)方案提升了冷卻劑的熱防護(hù)性能。

圖15 氣膜-發(fā)汗雙層組合冷卻結(jié)構(gòu)[63]Fig.15 Double layer combined film and transpiration cooling structure[63]

圖16 雙層組合冷卻結(jié)構(gòu)溫度分布[63]Fig.16 Temperature distributionsin double layer cooling structure[63]

圖17 發(fā)汗-氣膜組合冷卻結(jié)構(gòu)[66]Fig.17 Combined transpiration and film cooling structure[66]

圖18 發(fā)汗-氣膜組合冷卻結(jié)構(gòu)冷卻效率分布[64]Fig. 18 Cooling efficiency distributionsin combined transpiration and film cooling structure[64]

此外，質(zhì)量引射式熱防護(hù)方案還可以與其他熱防護(hù)方案組合使用。如逆向射流與迎風(fēng)凹腔的組合（圖19），在馬赫數(shù)較低/氣動(dòng)加熱不嚴(yán)重時(shí)，利用凹腔結(jié)構(gòu)減少氣動(dòng)加熱，當(dāng)馬赫數(shù)增加到一定程度時(shí)，再開啟射流系統(tǒng)，在保證熱防護(hù)性能的前提下，節(jié)省冷卻劑的使用量[67]。氣膜冷卻與激波針的組合方式（圖20）則利用駐點(diǎn)伸出的長(zhǎng)桿結(jié)構(gòu)將激波推離壁面減少飛行器表面的氣動(dòng)加熱，而氣膜冷卻作用則更多體現(xiàn)在對(duì)長(zhǎng)桿的保護(hù)[68-69]。發(fā)汗冷卻與凹腔的組合（圖21）使用是利用迎風(fēng)凹腔結(jié)構(gòu)對(duì)駐點(diǎn)的冷卻彌補(bǔ)發(fā)汗冷卻中駐點(diǎn)難以冷卻的缺點(diǎn)[70]。

不同的熱防護(hù)方式在熱防護(hù)性能、應(yīng)用性、成本、可重復(fù)性等方面各有利弊，根據(jù)不同的熱防護(hù)需求，采用多種熱防護(hù)方式的組合是未來飛行器熱防護(hù)方案的必然選擇。

圖19 逆向射流-凹腔組合冷卻結(jié)構(gòu)[67]Fig.19 Combined opposing jet and cavity cooling structure[67]

圖20 激波針-氣膜組合冷卻結(jié)構(gòu)[69]Fig.20 Combined spike and film cooling structure[69]

圖21 凹腔-發(fā)汗組合冷卻結(jié)構(gòu)[70]Fig.21 Combined cavity and transpiration cooling structure[70]

3.3 質(zhì)量引射熱防護(hù)多場(chǎng)耦合研究

高超聲速飛行器熱防護(hù)問題是典型的熱-流-固耦合問題，質(zhì)量引射熱防護(hù)通常應(yīng)用在局部高熱流區(qū)域，主要考慮流-固交界面上氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)表面溫度間的雙向耦合問題。考慮了質(zhì)量引射的高超聲速飛行器熱-流-固耦合問題，由于在交界面處、在熱的傳遞基礎(chǔ)上引入了質(zhì)的傳遞，其問題更加復(fù)雜。

質(zhì)量引射熱防護(hù)熱-流-固耦合計(jì)算方法主要有工程計(jì)算方法、流-固解耦的數(shù)值計(jì)算方法和全耦合數(shù)值計(jì)算方法。工程計(jì)算方法基于大量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)合流動(dòng)傳熱的典型特征，如吹風(fēng)比、比熱比等無量綱參數(shù)，擬合出壁面引射條件下的傳熱系數(shù)關(guān)系式。工程計(jì)算方法計(jì)算簡(jiǎn)單，但是僅適用于簡(jiǎn)單外形和帶有相同流動(dòng)特征的質(zhì)量引射問題，解決問題的普適性較差。使用全耦合的方法可以更真實(shí)地交換壁面熱質(zhì)條件，但是這種方式受限于計(jì)算資源，難以對(duì)飛行器沿彈道進(jìn)行計(jì)算。采用解耦的數(shù)值方法分別進(jìn)行氣動(dòng)熱和熱結(jié)構(gòu)的計(jì)算，或者采用合理的耦合策略，通過邊界熱/力載荷的傳遞不斷迭代對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行分析和改進(jìn)[71-72]，在保證一定計(jì)算精度的前提下，能大大減少計(jì)算的工作量。第1節(jié)介紹了部分發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻和逆向射流解耦計(jì)算的研究成果。目前基于上述三種方式的質(zhì)量引射熱防護(hù)多場(chǎng)耦合計(jì)算往往針對(duì)單一的工況進(jìn)行解耦計(jì)算，但是飛行器飛行姿態(tài)和流動(dòng)狀態(tài)復(fù)雜多變，如何實(shí)現(xiàn)沿彈道的計(jì)算是工程應(yīng)用迫切需要解決的問題。

針對(duì)高超聲速飛行器的熱-流-固耦合計(jì)算問題，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[73]發(fā)展了一種沿彈道自適應(yīng)錨點(diǎn)的雙通道迭代的耦合計(jì)算策略，構(gòu)建了全數(shù)值方法的力/熱/結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算軟件（CAPTER），該軟件可以實(shí)現(xiàn)沿彈道全彈熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的熱-流-固耦合計(jì)算。但是該方法目前還無法考慮質(zhì)量引射的影響。在下一步工作中，將在該方法的基礎(chǔ)上引入流-固界面上的質(zhì)量傳遞耦合邊界條件，在迭代策略中，考慮質(zhì)量引射對(duì)各物理場(chǎng)的影響，形成考慮質(zhì)量引射的沿彈道多場(chǎng)耦合計(jì)算分析能力。

4 應(yīng)用研究展望

由于高超聲速飛行器載荷的約束，質(zhì)量引射式主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)的應(yīng)用仍受到限制，質(zhì)量引射式熱防護(hù)系統(tǒng)的應(yīng)用研究需要立足于熱防護(hù)系統(tǒng)減重這一關(guān)鍵需求，重點(diǎn)從質(zhì)量引射行為的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)與控制和質(zhì)量引射系統(tǒng)的優(yōu)化入手，提升冷卻劑的冷卻效率。

1）質(zhì)量引射多場(chǎng)耦合分析方法：質(zhì)量引射行為的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)是提升冷卻效率的前提。質(zhì)量引射行為的預(yù)測(cè)是典型的熱-流-固多場(chǎng)耦合問題。高超聲速飛行器質(zhì)量引射面臨時(shí)、空分布極其不均勻的熱/力環(huán)境，發(fā)汗冷卻多孔介質(zhì)多物理耦合復(fù)雜傳熱傳質(zhì)導(dǎo)致的“蒸汽堵塞”、“局部熱點(diǎn)”、“冷卻遲滯”和逆向射流面臨的振蕩流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、再附激波等現(xiàn)象都會(huì)造成復(fù)雜的熱質(zhì)邊界條件，從而加大氣動(dòng)熱環(huán)境和結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)的預(yù)測(cè)難度，降低單場(chǎng)的計(jì)算精度。為了精準(zhǔn)地預(yù)測(cè)質(zhì)量引射行為，不僅要發(fā)展復(fù)雜熱質(zhì)邊界條件下的氣動(dòng)熱環(huán)境和多物理場(chǎng)復(fù)雜傳熱傳質(zhì)條件下的結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)預(yù)測(cè)方法，更要在氣動(dòng)熱環(huán)境/結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)預(yù)測(cè)基礎(chǔ)上，建立熱環(huán)境和熱結(jié)構(gòu)的耦合計(jì)算策略，形成質(zhì)量引射熱防護(hù)系統(tǒng)多場(chǎng)耦合分析技術(shù)，最終突破質(zhì)量引射面臨的精準(zhǔn)預(yù)測(cè)難題，實(shí)現(xiàn)質(zhì)量引射行為的精準(zhǔn)控制。

2）質(zhì)量引射結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化：在質(zhì)量引射行為精準(zhǔn)預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)上，針對(duì)飛行器面臨的飛行環(huán)境，選擇合適的質(zhì)量引射方式并進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是提升冷卻效率的關(guān)鍵步驟。前期開展的逆向噴流噴口構(gòu)型、氣膜孔分布和發(fā)汗冷卻分區(qū)控制、梯度孔隙率結(jié)構(gòu)等都是通過質(zhì)量引射結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和優(yōu)化來提升冷卻劑效率。質(zhì)量引射結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)不僅要根據(jù)力/熱環(huán)境進(jìn)行材料選擇和結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)，更要研發(fā)新的材料加工工藝，將新技術(shù)引入到質(zhì)量引射結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中。比如結(jié)合3D打印技術(shù)，實(shí)現(xiàn)冷卻通道的精細(xì)設(shè)計(jì)；或者引入新的材料體系，利用材料的物理化學(xué)性質(zhì)，實(shí)現(xiàn)冷卻劑的自適應(yīng)輸運(yùn)。

3）熱防護(hù)系統(tǒng)的優(yōu)化及效能評(píng)估：結(jié)合質(zhì)量引射在內(nèi)的多種主、被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)，掌握不同部件在全工況下隨時(shí)間的熱/力特性、相互耦合關(guān)系及對(duì)熱防護(hù)性能的需求，形成空間上主、被動(dòng)方案的組合和時(shí)間上主、被動(dòng)方案的切換。通過對(duì)各自精細(xì)化的設(shè)計(jì)和相互間的耦合來實(shí)現(xiàn)全系統(tǒng)綜合性能的提升。最后從全局角度對(duì)飛行器綜合熱效應(yīng)進(jìn)行評(píng)估，通過系統(tǒng)級(jí)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和效能評(píng)估，實(shí)現(xiàn)飛行器的熱安全。