高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡氣動(dòng)熱試驗(yàn)與仿真技術(shù)研究進(jìn)展1)

羅仕超 張志剛 柳 軍 龔紅明 胡守超 吳里銀 常 雨莊 宇 李 賢 黃成揚(yáng)

* (中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所,四川綿陽(yáng) 621000)

? (中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心跨流域空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川綿陽(yáng) 621000)

** (國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

引言

高超聲速氣流通過激波壓縮或黏性阻滯減速,部分氣體動(dòng)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能,產(chǎn)生高溫流場(chǎng).高溫導(dǎo)致氣體原子、分子振動(dòng)能/電子能激發(fā),氣體之間發(fā)生離解反應(yīng)、電離反應(yīng)和光輻射和燒蝕等一系列復(fù)雜的物理和化學(xué)現(xiàn)象,從而影響激波層中的組分濃度、電子密度及流場(chǎng)特性.圖1 為再入飛行器不同速度和高度駐點(diǎn)區(qū)域空氣熱化學(xué)狀態(tài)[1],了解這些現(xiàn)象對(duì)解決高超聲速飛行的工程問題將起重要作用.

圖1 飛行環(huán)境狀態(tài)隨速度和高度變化示意圖[1]Fig.1 Thermal environment diagrammatic sketch of different altitude and velocity[1]

氣動(dòng)加熱是高超聲速飛行面臨的一個(gè)獨(dú)特又嚴(yán)峻問題.對(duì)熱環(huán)境的準(zhǔn)確分析,將在很大程度上影響工業(yè)部門確定防熱措施、總體方案選擇及彈道設(shè)計(jì)等.高溫氣體效應(yīng)特別是熱化學(xué)非平衡現(xiàn)象是氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)測(cè)的關(guān)鍵因素,值得重點(diǎn)剖析.

首先,高溫環(huán)境下的非完全氣體性質(zhì)改變了流場(chǎng)中激波的位置與形狀、分離區(qū)的大小等流動(dòng)性質(zhì),進(jìn)而影響飛行器的氣動(dòng)熱特性.此外,高溫下氣體粒子振動(dòng)能激發(fā)以及化學(xué)反應(yīng)吸收了大量的能量,很大程度上降低了流場(chǎng)的溫度,對(duì)飛行器表面氣動(dòng)熱影響較大.另一方面,高溫非平衡氣體到達(dá)飛行器壁面,表面材料及高溫流場(chǎng)發(fā)生一系列反應(yīng),例如壁面輻射、催化及燒蝕等,這些都影響著飛行器的氣動(dòng)熱載荷.

本文主要綜述了高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡氣動(dòng)熱試驗(yàn)與仿真技術(shù)國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì).試驗(yàn)技術(shù)涉及典型氣動(dòng)熱試驗(yàn)設(shè)備及測(cè)試技術(shù),氣動(dòng)熱仿真方面主要闡述了熱化學(xué)非平衡模型、輻射、燒蝕及催化效應(yīng)的影響.此外,分析了高溫流場(chǎng)氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)方法中的關(guān)鍵科學(xué)和技術(shù)問題,并對(duì)其發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了討論和展望.

1 高溫氣動(dòng)熱試驗(yàn)研究現(xiàn)狀

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

地面風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取飛行器表面熱環(huán)境以及驗(yàn)證氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)方法的重要手段.由于試驗(yàn)氣流高焓值的要求,試驗(yàn)設(shè)備方面,高焓激波風(fēng)洞與膨脹管風(fēng)洞是開展超高速高焓氣動(dòng)熱地面試驗(yàn)的主要設(shè)備.

以設(shè)備模擬能力和尺寸規(guī)模而論,國(guó)外高焓激波風(fēng)洞的主要代表包括美國(guó)LENSⅠ,LENSⅡ和T5 激波風(fēng)洞,德國(guó)的HEG 和TH2 激波風(fēng)洞,等等.僅就總壓、總溫與速度模擬能力而言,以活塞驅(qū)動(dòng)運(yùn)行的T5,HIEST,HEG 等模擬能力較強(qiáng),最高總溫接近10000 K,最高總壓150 MPa,最高氣流速度達(dá)到6 km/s,但此類設(shè)備的試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)更短,高焓狀態(tài)下基本不足1 ms.此外,上述所有激波風(fēng)洞均以反射方式運(yùn)行,高焓狀態(tài)下噴管出口試驗(yàn)流場(chǎng)均難以避免流動(dòng)非平衡及氣流組分偏離問題,因此主要應(yīng)用于中低焓值條件下的氣動(dòng)力熱特性試驗(yàn)?zāi)M與一定范圍內(nèi)的高溫效應(yīng)氣動(dòng)問題研究.

為開展超高速試驗(yàn)?zāi)M和超高速高溫效應(yīng)問題研究,國(guó)外較早地開始了研制和建設(shè)膨脹管風(fēng)洞.目前的典型代表主要包括美國(guó)的HYPULSE,LENS X,LENS XX 膨脹管風(fēng)洞以及澳大利亞的X1,X2,X3膨脹管風(fēng)洞.

美國(guó)LENS XX 膨脹管風(fēng)洞是上述膨脹管風(fēng)洞中的典型代表.該風(fēng)洞使用電加熱氫氣驅(qū)動(dòng),可模擬馬赫數(shù)8～30,標(biāo)準(zhǔn)配置下氣流速度最高12.2 km/s,最高模擬高度76 km.在標(biāo)準(zhǔn)配置下總焓最高可達(dá)90 MJ/kg,在4 艙室配置下總焓最高可達(dá)120 MJ/kg.典型有效試驗(yàn)時(shí)間約2 ms,最長(zhǎng)有效試驗(yàn)時(shí)間約4 ms.該風(fēng)洞激波管內(nèi)徑609.6 mm,噴管出口直徑為2.44 m.大尺寸的激波管使得該風(fēng)洞能夠在不帶噴管時(shí),在加速段出口獲得密度更高的超高速試驗(yàn)氣流,同時(shí)仍可保持相對(duì)較大的流場(chǎng)均勻區(qū),從而大幅拓展了該設(shè)備的ρL模擬范圍;帶噴管時(shí),2.44 m 的出口直徑則可提供更大尺寸的均勻流場(chǎng),滿足大尺寸模型測(cè)試需求.LENS XX 風(fēng)洞的主要特征在于能夠產(chǎn)生干凈無污染的、速度高達(dá)十幾km/s、且重復(fù)性好、試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)的試驗(yàn)氣流.HYPULSE激波(膨脹)風(fēng)洞能夠以反射型激波風(fēng)洞(RST)和膨脹風(fēng)洞(SET)兩種模式運(yùn)行.SET 運(yùn)行模式可模擬馬赫數(shù)12～25,有效試驗(yàn)時(shí)間約0.3～0.6 ms,激波管內(nèi)徑152 mm.近年來,該設(shè)備通過改造,在SET模式下最高激波速度達(dá)到了12.5 km/s.該設(shè)備主要用于提供低離解度的高超聲速和超高速氣流,支持真實(shí)氣體效應(yīng)和輻射氣體動(dòng)力學(xué)研究.

X3 膨脹管風(fēng)洞激波管內(nèi)徑180 mm,是澳大利亞X 系列膨脹管中尺寸最大的設(shè)備.其采用自由活塞驅(qū)動(dòng),馬赫數(shù)范圍12～24,最高焓值約40 MJ/kg,最高速度約8.5 km/s,典型狀態(tài)有效試驗(yàn)時(shí)間約0.4 ms.2018 年升級(jí)改造后的X3 膨脹管有效試驗(yàn)時(shí)間增加到1 ms,可用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn).

此外,國(guó)外不少大學(xué)及研究機(jī)構(gòu)也分別建設(shè)了用于超高速空氣動(dòng)力研究的小型膨脹管設(shè)備,例如美國(guó)伊利諾斯州立大學(xué)HET 膨脹管,斯坦福大學(xué)6 inch 膨脹管等,日本東北大學(xué)的JX-1 自由活塞驅(qū)動(dòng)膨脹管等等.

國(guó)內(nèi)激波風(fēng)洞主要包括以中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF-12 激波風(fēng)洞為代表的爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞、以中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-21 風(fēng)洞為代表的自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞,以及以中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)Φ2 m 激波風(fēng)洞為代表的高壓輕氣體驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞.

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所的Φ2 m 高壓輕氣體驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞(圖2),馬赫數(shù)模擬范圍5～24,來流速度1.1～3.1 km/s,總溫800～4000 K,總壓2～60 MPa,焓值0.7～4.8 MJ/kg,有效試驗(yàn)時(shí)間2～18 ms.Φ2 m 激波風(fēng)洞口徑和模擬參數(shù)適中,運(yùn)行效率高,是國(guó)內(nèi)高超聲速氣動(dòng)熱試驗(yàn)的主力型號(hào)試驗(yàn)風(fēng)洞.

圖2 Φ2 m 高壓輕氣體驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞Fig.2 Φ2 m high pressure low molecular weight gas driven shock tunnel

中科院力學(xué)所的JF-10 激波風(fēng)洞[2],高焓運(yùn)行狀態(tài)可實(shí)現(xiàn)8400 K 總溫和80 MPa 總壓模擬,有效試驗(yàn)時(shí)間2～8 ms,最高總焓模擬能力約19.5 MJ/kg,最高氣流速度5.3 km/s;JF-12 爆轟激波風(fēng)洞[3-4](圖3),馬赫數(shù)模擬范圍5～9,來流速度1.5～3 km/s,總溫1500 K～3500 K,總壓2～12 MPa,最高總焓模擬能力約4.0 MJ/kg,有效試驗(yàn)時(shí)間可達(dá)100 ms,具備復(fù)現(xiàn)飛行高度25～50 km 高超聲速飛行條件的試驗(yàn)?zāi)芰?為國(guó)內(nèi)高溫氣體動(dòng)力學(xué)關(guān)鍵基礎(chǔ)問題研究提供了可靠地面試驗(yàn)設(shè)備.

圖3 JF-12 爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞[4]Fig.3 JF-12 detonation-driven shock tunnel[4]

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-21 自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞[5](圖4),設(shè)計(jì)總焓模擬能力為6～25 MJ/kg,總溫2000 K～10000 K,總壓5～50 MPa,馬赫數(shù)6～18,來流速度3.4～5.6 km/s,有效試驗(yàn)時(shí)間1～2 ms,該風(fēng)洞成功開展過馬赫數(shù)10 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn).

圖4 FD-21 自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞[5]Fig.4 FD-21 free piston driven shock tunnel[5]

上述按不同方式運(yùn)行的激波風(fēng)洞各有特點(diǎn),爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞擅長(zhǎng)高總溫模擬、試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng),但總壓模擬有限;自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞總溫和總壓模擬能力強(qiáng)但有效試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)較短;高壓輕氣體驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞則在總溫、總壓與試驗(yàn)時(shí)間幾方面取得了較好的平衡.在我國(guó)中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈和航天飛行器研制中,以上激波風(fēng)洞都發(fā)揮了重要作用.但限于運(yùn)行原理,激波風(fēng)洞設(shè)備的氣流速度一般難以超過6 km/s,總焓一般在25 MJ/kg 以下.

國(guó)內(nèi)的膨脹管風(fēng)洞目前主要包括中科院力學(xué)所的JF-16、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FD-14 X,此外中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-21 以及中科院力學(xué)所的JF-22 也具備膨脹管風(fēng)洞運(yùn)行模式.JF-16膨脹管風(fēng)洞[6]采用正向爆轟驅(qū)動(dòng),激波管內(nèi)徑68 mm,噴管出口直徑272 mm,最高模擬速度10.2 km/s,有效試驗(yàn)時(shí)間50～100 μs,屬于小型膨脹管設(shè)備,主要用于開展與超高速流動(dòng)相關(guān)的物理問題研究.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的高焓膨脹管風(fēng)洞FD-14X(圖5)采用自由活塞驅(qū)動(dòng),激波管內(nèi)徑200 mm,噴管出口直徑800 mm,氣流速度模擬范圍1.6～11.5 km/s,最高總焓可達(dá)71.6 MJ/kg,有效試驗(yàn)時(shí)間0.1～1.2 ms,屬于中等尺寸膨脹管設(shè)備,主要用于開展縮尺外形的型號(hào)飛行器超高速氣動(dòng)熱模擬試驗(yàn)與高溫流動(dòng)相關(guān)實(shí)驗(yàn)研究.總體而言,與工程型號(hào)研制需求相比,現(xiàn)有的膨脹管設(shè)備存在尺寸較小、試驗(yàn)時(shí)間較短、ρL(其中ρ是密度,L是特征長(zhǎng)度)模擬能力有限等不足.

圖5 高焓膨脹風(fēng)洞FD-14XFig.5 High enthalpy expansion tunnel FD-14X

1.2 測(cè)試技術(shù)

高焓脈沖風(fēng)洞的有效試驗(yàn)時(shí)間通常為ms 量級(jí),因此需要發(fā)展具有響應(yīng)迅速、靈敏度高、熱負(fù)荷小的熱流傳感器.按其工作原理,能夠滿足上述要求的熱流測(cè)量傳感器可分為兩大類:點(diǎn)測(cè)量技術(shù)和大面積熱流測(cè)量技術(shù).

薄膜熱流傳感器、同軸熱電偶和原子層熱電堆(atomic layer thermopile,ALTP)傳感器技術(shù)是最常用的3 種點(diǎn)測(cè)量技術(shù)傳感器,具有各自的優(yōu)缺點(diǎn).薄膜熱流傳感器(圖6)是發(fā)展最早和應(yīng)用最為成熟的技術(shù),主要應(yīng)用于流場(chǎng)測(cè)量精度要求高、測(cè)點(diǎn)密度要求高以及需要反映流場(chǎng)脈動(dòng)信息的場(chǎng)合.但薄膜熱流傳感器不耐沖刷、易損壞的特點(diǎn)限制了在高焓高熱流以及高沖刷條件下的應(yīng)用.同軸熱電偶(圖7)耐沖刷、可修型,但靈敏度較低,當(dāng)前主要應(yīng)用于流場(chǎng)環(huán)境相對(duì)惡劣、熱流相對(duì)較高的場(chǎng)合.

圖6 CARDC 薄膜熱流傳感器Fig.6 CARDC heat flux film sensor

圖7 CARDC 熱電偶Fig.7 CARDC thermocouple

原子層熱電堆高頻熱流傳感器(ALTP)屬于熱阻式熱流傳感器(圖8).ALTP 傳感器的顯著優(yōu)勢(shì)在于測(cè)量范圍寬(10～105W/m2)、響應(yīng)頻率大,其動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間可達(dá)1 μs 以下,明顯優(yōu)于熱電偶和薄膜傳感器,還具備靈敏度系數(shù)較高、抗干擾能力強(qiáng)、受側(cè)向傳熱影響小等優(yōu)點(diǎn),是一種新興的點(diǎn)測(cè)熱實(shí)驗(yàn)技術(shù).ALTP 傳感器的不足之處是探頭尺寸較大,感應(yīng)片較脆弱,易損耗.

圖8 CARDC ALTP 熱流傳感器Fig.8 CARDC atomic layer thermopile heat flux sensor

大面積熱流測(cè)量技術(shù)主要包括溫敏漆技術(shù)(temperature sensitive paint,TSP)、紅外熱圖和液晶熱圖等.具有對(duì)流場(chǎng)無干擾、熱流分布顯示直觀、能有效捕捉到干擾區(qū)的復(fù)雜熱流分布和熱流峰值等優(yōu)點(diǎn),但一般系統(tǒng)復(fù)雜,價(jià)格昂貴,影響測(cè)量精度的因素也更多更復(fù)雜.其中,TSP 技術(shù)是一種大面積測(cè)熱技術(shù),利用溫敏材料的發(fā)光特性隨溫度的變化而變化的特點(diǎn)進(jìn)行模型表面溫度測(cè)量的光學(xué)測(cè)量.圖9給出了通用的TSP 發(fā)光熱圖測(cè)熱系統(tǒng)示意圖.目前TSP 技術(shù)已在高焓激波風(fēng)洞中得到了應(yīng)用[7],特定狀態(tài)下其測(cè)量精度優(yōu)于7%,響應(yīng)時(shí)間小于0.1 ms.在實(shí)際的風(fēng)洞試驗(yàn)中,通常以傳感器點(diǎn)測(cè)熱為主,同時(shí)綜合選用以上多種技術(shù)方法開展氣動(dòng)熱測(cè)量.

圖9 CARDC TSP 測(cè)熱系統(tǒng)布局圖示Fig.9 Schematic illustration of TSP system

2 高溫氣動(dòng)熱數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀

2.1 熱化學(xué)非平衡流動(dòng)理論模型

目前在熱力學(xué)非平衡研究中最常用的溫度模型為Park 雙溫度模型[8-9],盡管兩溫度模型可以解決大多數(shù)高溫問題,但也存在局限性.雙溫度模型在計(jì)算中等高超聲速[10](馬赫數(shù)為10～15) 激波脫體距離、離解反應(yīng)強(qiáng)烈的雙錐、輻射-電離相互作用和強(qiáng)熱化學(xué)非平衡[11]等流動(dòng)問題時(shí),并不能給出合理的計(jì)算結(jié)果;高溫條件下,內(nèi)能激發(fā)過程和化學(xué)反應(yīng)過程都較為強(qiáng)烈,因此,研究更為精確的非平衡模型對(duì)于流場(chǎng)計(jì)算非常必要.

國(guó)內(nèi)外相關(guān)學(xué)者對(duì)多溫度模型開展了相應(yīng)研究,取得了部分研究成果.2011 年Kim 等[12]使用采用11 組分化學(xué)反應(yīng)模型,Park 化學(xué)反應(yīng)速率模型及包含電子溫度的3 溫度模型對(duì)圓柱繞流、RAM-C、ATV 與Stardust 等幾種不同的算例進(jìn)行仿真,驗(yàn)證包含電子溫度的3 溫度模型的可行性.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心張若凌[13]在2003 年對(duì)簡(jiǎn)單外形飛行器的高溫氣體流動(dòng)進(jìn)行了計(jì)算,采用的熱力學(xué)模型包括單溫度、兩溫度和3 溫度模型,并在化學(xué)反應(yīng)流里包括了7 組分和11 組分模型.2007 年,董維中等[14-15]開展了高超聲速非平衡流場(chǎng)多個(gè)振動(dòng)溫度模型的數(shù)值研究,建立了考慮多個(gè)振動(dòng)溫度的數(shù)值求解高超聲速熱化學(xué)非平衡流場(chǎng)的CFD 計(jì)算程序,對(duì)爆轟風(fēng)洞球錐試驗(yàn)?zāi)Ｐ透邷乩@流流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,分析了分子組分振動(dòng)溫度在全流場(chǎng)中的分布規(guī)律.2016 年,郝佳傲等[16-17]的研究表明電子能非平衡不影響激波脫體距離,兩溫度和3 溫度模型氣動(dòng)物理特性計(jì)算結(jié)果存在差異,但二者電子數(shù)密度分布的趨勢(shì)和量級(jí)接近.2017 年周凱[18]對(duì)超高速來流條件下的典型試驗(yàn)?zāi)Ｐ?比較分析不同熱化學(xué)反應(yīng)模型對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及模型壁面參數(shù)的影響機(jī)制,進(jìn)一步評(píng)估各熱化學(xué)反應(yīng)模型的適用范圍;對(duì)高焓流動(dòng)、小尺度模型而言,熱化學(xué)非平衡模型更符合模擬要求.2018 年香港理工大學(xué)Hao 等[19]分析了高溫氣體效應(yīng)對(duì)高焓雙錐外形激波/邊界層干擾層流流場(chǎng)的影響,通過對(duì)兩溫度模型的改進(jìn),提高了高焓復(fù)雜流場(chǎng)預(yù)測(cè)精度.

近年來,考慮內(nèi)能能級(jí)精細(xì)分布的態(tài)-態(tài)計(jì)算方法得到了廣泛關(guān)注[20-23].態(tài)-態(tài)計(jì)算可以精細(xì)地描述各振動(dòng)態(tài)的分布與松弛過程,對(duì)離解與復(fù)合化學(xué)反應(yīng)是自然耦合的,不需要特別處理.常用的多溫度模型無法精細(xì)描述振動(dòng)態(tài)間的演化規(guī)律,且模型中需要引入經(jīng)驗(yàn)參數(shù),存在很大的不確定性;此外多溫度模型結(jié)果依賴于模型的選擇,預(yù)測(cè)結(jié)果比較發(fā)散.因此,精細(xì)的態(tài)-態(tài)計(jì)算方法對(duì)高溫非平衡流動(dòng)中物理過程的分析和定量描述具有重要意義.態(tài)-態(tài)方法涉及能級(jí)間的大量基元反應(yīng),流場(chǎng)計(jì)算中,反應(yīng)與流動(dòng)耦合還需要反復(fù)計(jì)算反應(yīng)速率,計(jì)算資源需求大,因此,態(tài)-態(tài)方法目前多用于簡(jiǎn)單問題分析[24].

組元模型方面,只考慮N、O 兩種元素的純空氣模型有5 組元、7 組元和11 組元模型等.不考慮電離現(xiàn)象時(shí),多用5 組元求解速度較低的高超聲速流.高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流研究中較為常用的7 組元和11 組元模型,分別適用于速度大約在7 km/s,11 km/s 以內(nèi)的范圍.考慮輻射現(xiàn)象時(shí),電離反應(yīng)的產(chǎn)物對(duì)流場(chǎng)精確模擬非常重要,包含更多電離反應(yīng)的11 組元模型更為合適.

在化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)的研究中,研究者們提出了多種反應(yīng)式集合及相應(yīng)的反應(yīng)速率計(jì)算常數(shù),不同的模型之間量值有時(shí)相差達(dá)數(shù)個(gè)量級(jí),但優(yōu)劣卻很難評(píng)定.目前應(yīng)用較多的代表性化學(xué)反應(yīng)模型包括Dunn-Kang 模型[25]、Gupta 模型[26]以及Park 模型[27-29].

輸運(yùn)系數(shù)模型方面,其所包括氣體組元和混合氣體的黏性、熱傳導(dǎo)及擴(kuò)散系數(shù)均為化學(xué)反應(yīng)混合物狀態(tài)的熱力學(xué)函數(shù).已有大量研究表明,不同輸運(yùn)系數(shù)模型將會(huì)對(duì)高超聲速飛行器壁面熱流產(chǎn)生影響[30].然而,由于實(shí)驗(yàn)設(shè)備技術(shù)條件的限制,在高溫條件下難以直接測(cè)得氣體的輸運(yùn)系數(shù)數(shù)據(jù),而采用氣體分子動(dòng)理論獲得輸運(yùn)系數(shù)成為目前的主要手段.考慮計(jì)算效率等因素,現(xiàn)階段數(shù)值模擬中多采用混合方法,即根據(jù)溫度擬合分子動(dòng)理論得到單個(gè)組分的輸運(yùn)系數(shù),多組分混合氣體的輸運(yùn)系數(shù)通常采用Wilke混合率[31]、Blottner 模型和Eucken 公式[32]等.使用該輸運(yùn)模型時(shí),通常假設(shè)Lewis 數(shù)或Schmidt 數(shù)為常量.除了上述模型,國(guó)外學(xué)者采用了物理上更為復(fù)雜的SCEBD (self-consistent binary diffusion model)模型來代替Lewis 數(shù)或Schmidt 數(shù)為常數(shù)的假設(shè),采用Gupta 混合率[26]來代替Wilke 混合率.

2.2 氣動(dòng)熱仿真影響因素分析

2.2.1 熱化學(xué)模型影響

數(shù)值研究表明,熱化學(xué)模型中的熱力學(xué)模型、化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型及輸運(yùn)模型對(duì)高超聲速流場(chǎng)的氣動(dòng)熱有重要影響[33].

2001 年曾明等[34-35]初步驗(yàn)證了熱化學(xué)模型、氣體模型對(duì)高超聲速流場(chǎng)氣動(dòng)熱環(huán)境影響.2013 年董維中等[36]開展了熱化學(xué)非平衡模型和表面溫度對(duì)氣動(dòng)熱計(jì)算影響研究,研究表明:7 組分模型和11 組分模型計(jì)算的熱流分布幾乎沒有差別,5 組分模型計(jì)算的熱流值偏差達(dá)10%,雙溫度模型計(jì)算的熱流值高于單溫度模型計(jì)算的熱流值;熱流計(jì)算中,表面溫度通常取接近真實(shí)飛行情況溫度分布.2018 年楊建龍等[37]采用Gupta 化學(xué)反應(yīng)模型和Park 雙溫度控制模型,數(shù)值研究組元模型及電離效應(yīng)對(duì)高超聲速飛行器熱化學(xué)非平衡氣動(dòng)熱環(huán)境影響.研究表明,5 組元熱化學(xué)非平衡不考慮電離作用,流場(chǎng)溫度和壁面熱流密度偏大.11 組元熱化學(xué)平衡強(qiáng)電離流場(chǎng)溫度最低;強(qiáng)電離工況下11 組元熱化學(xué)反應(yīng)模型能實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)氣動(dòng)熱流密度載荷的可靠預(yù)測(cè).Yang 等[38]基于HLLC 格式得到類似組分模型對(duì)流場(chǎng)熱流影響規(guī)律.

2017 年張子健等[39]研究高溫下空氣分子振動(dòng)激發(fā)對(duì)高超聲速氣動(dòng)熱的影響.發(fā)生振動(dòng)激發(fā)后,由于雷諾數(shù)的增大會(huì)導(dǎo)致邊界層厚度減小,結(jié)合速度增大和溫度減小等多個(gè)物理量的變化(圖10),共同對(duì)邊界層內(nèi)的摩擦阻力和氣動(dòng)熱產(chǎn)生影響.基于完全氣體的結(jié)果對(duì)比發(fā)現(xiàn),振動(dòng)激發(fā)使壁面摩阻升高,壁面熱流降低.

圖10 邊界層溫度和速度剖面 (x=150 mm)[39]Fig.10 Profiles of temperature and velocity in boundary layer at x=150 mm[39]

溫度模型方面,為研究電子能非平衡對(duì)流場(chǎng)表面氣動(dòng)加熱等影響,2016 年郝佳傲等[16]建立考慮電子能非平衡3 溫度模型數(shù)值計(jì)算方法.結(jié)果表明,在極高溫條件下各能量模態(tài)迅速平衡,電子能非平衡不影響壁面對(duì)流傳熱.Kianvashrad 等[40]對(duì)比了Park雙溫度模型及化學(xué)凍結(jié)振動(dòng)-平動(dòng)非平衡溫度模型對(duì)高溫流場(chǎng)氣動(dòng)熱影響.結(jié)果表明,化學(xué)凍結(jié)振動(dòng)-平動(dòng)非平衡溫度模型能更精準(zhǔn)預(yù)測(cè)雙錐流場(chǎng)分離泡尺度,但對(duì)熱流峰值影響較小.

2019 年叢彬彬等[30]研究了不同熱化學(xué)模型與輸運(yùn)模型對(duì)壁面壓力與熱流的影響.熱力學(xué)模型包括完全氣體、熱力學(xué)平衡和非平衡模型,化學(xué)模型包括凍結(jié)和非平衡化學(xué)模型,輸運(yùn)模型包括經(jīng)典的Wilke/Blottner/Eucken 模型與更加復(fù)雜的Gupta/SCEBD 模型.圖11 計(jì)算結(jié)果表明:對(duì)于低焓來流,計(jì)算結(jié)果主要受到分子內(nèi)能分布的影響,輸運(yùn)模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響不大;對(duì)于高焓來流,一方面計(jì)算結(jié)果受到化學(xué)反應(yīng)與壁面催化的影響較大,另一方面不同輸運(yùn)模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響也更加明顯.

圖11 不同輸運(yùn)模型對(duì)壁面熱流計(jì)算的影響[30]Fig.11 The influence of transport models on the wall heat transfer rate[30]

針對(duì)火星和地球大氣分子熱力學(xué)和化學(xué)行為的差異性,Moreira 等[41]基于有限體積法分析了火星再入情況下的非平衡效應(yīng),Ma∞=9.89 工況下,電離效應(yīng)較弱,選用8 組分模型可以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)流場(chǎng)參數(shù).2018 年楊肖峰等[42]采用理論分析和數(shù)值模擬兩種手段,研究探測(cè)器進(jìn)入過程高超聲速流動(dòng)的分子振動(dòng)激發(fā)、離解反應(yīng)及熱力學(xué)和化學(xué)非平衡等真實(shí)氣體效應(yīng),獲得不同氣體模型條件下的高超聲速氣動(dòng)加熱規(guī)律.分析認(rèn)為,探測(cè)器進(jìn)入火星大氣層激波層內(nèi)發(fā)生CO2氣體為主的大規(guī)模離解,在極高溫環(huán)境下O2和CO 也將離解;相同來流條件下CO2介質(zhì)高超聲速氣動(dòng)加熱強(qiáng)于空氣介質(zhì),但真實(shí)的火星進(jìn)入熱載荷因大氣稀薄而弱于地球再入環(huán)境.

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心為了評(píng)估國(guó)家數(shù)值風(fēng)洞模擬軟件HyFLOW 在高超聲速氣動(dòng)熱特性預(yù)測(cè)方面的計(jì)算能力,李鵬等[43]對(duì)LENS 風(fēng)洞試驗(yàn)返回器模型進(jìn)行了數(shù)值模擬.結(jié)果表明,高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流場(chǎng)模擬與評(píng)估方面,HyFLOW 軟件氣動(dòng)力計(jì)算精度高,不同壁面催化條件下的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)能力與國(guó)外同類軟件相當(dāng),可信度高.

2.2.2 氣體輻射加熱影響

隨著飛行器速度增大,新型高超聲速飛行器將面臨嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱環(huán)境,飛行器總氣動(dòng)加熱將由對(duì)流加熱和輻射加熱兩種機(jī)制共同決定.通常情況下輻射加熱可以忽略,但以第二宇宙速度返回、部分具有低空高速特征的再入飛行器的輻射加熱不能忽視,這兩類再入飛行器的輻射加熱對(duì)熱防護(hù)設(shè)計(jì)具有重要的影響[44].

隨著高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流動(dòng)和高溫氣體輻射特性計(jì)算方法發(fā)展,國(guó)外已經(jīng)發(fā)展形成相對(duì)成熟的高溫非平衡/平衡流場(chǎng)與輻射場(chǎng)耦合/非耦合數(shù)值模擬軟件,并在航天工程中獲得廣泛應(yīng)用[45-46].如美國(guó)NASA研制的LAURA/LORAN,DPLR/NEQAIR,歐洲研究機(jī)構(gòu)研制的URANUS/PARADE,俄羅斯科學(xué)院研制的NERAT+ASTEROID 計(jì)算程序等.國(guó)內(nèi)在此方面的發(fā)展相對(duì)滯后,模擬輻射氣體動(dòng)力學(xué)耦合效應(yīng)數(shù)值分析程序的工程化應(yīng)用還不夠成熟[47].

目前已定性得知影響輻射加熱的關(guān)鍵因素為飛行速度,40 km 以上的高空,高溫激波層產(chǎn)生的輻射加熱隨速度增加而增強(qiáng).Doihara 等[48]研究了低軌道飛行OREX 飛行工況下的對(duì)流項(xiàng)和輻射項(xiàng)熱流,發(fā)現(xiàn)此時(shí)輻射熱流量不到對(duì)流熱流的1/20.Fujita 等[49]研究結(jié)果表明,對(duì)于超軌道再入飛行而言,輻射熱流達(dá)到幾MW/m2,幾乎和對(duì)流熱流相等.

2015 年高鐵鎖等[50]基于輻射傳輸方程,考慮高溫氣體組分的主要輻射機(jī)制,計(jì)算分析高溫流場(chǎng)氣體輻射加熱對(duì)返回艙熱環(huán)境的影響.分析表明,在同一飛行彈道條件下,返回艙大底半徑尺寸對(duì)氣動(dòng)加熱的影響較大,在再入熱環(huán)境嚴(yán)酷區(qū),輻射加熱對(duì)物面總熱流的貢獻(xiàn)達(dá)30%;產(chǎn)生輻射加熱效應(yīng)的主要機(jī)制是高溫流場(chǎng)中O 和N 原子產(chǎn)生連續(xù)譜和線狀譜以及N2的第一正帶系;物面催化效應(yīng)對(duì)輻射加熱影響不大.隨后,該研究團(tuán)隊(duì)重點(diǎn)研究攔截彈側(cè)面的光學(xué)窗口附近流場(chǎng)的光譜輻射特征及其隨飛行參數(shù)的變化規(guī)律[51].2015 年董維中等[52]考慮流場(chǎng)的非平衡效應(yīng)、催化效應(yīng)、表面熱輻射效應(yīng)、燒蝕效應(yīng)以及熱防護(hù)層內(nèi)部的熱傳導(dǎo)效應(yīng),建立了表面溫度分布與氣動(dòng)熱的耦合計(jì)算方法,完善了高超聲速飛行器氣動(dòng)物理流場(chǎng)計(jì)算軟件AEROPH_Flow.

2017 年陳思員等[53-54]針對(duì)高超聲速再入飛行器駐點(diǎn)的輻射加熱特性開展了研究,采用高溫空氣輻射加熱的四光譜帶模型,同時(shí)計(jì)算方法中考慮了非平衡輻射加熱及其“截?cái)嘈?yīng)”.計(jì)算結(jié)果表明,在低空高速再入階段,輻射加熱比較明顯,熱防護(hù)設(shè)計(jì)需要考慮輻射加熱.輻射熱流沿球頭駐點(diǎn)至球頭外邊緣逐漸減小,影響輻射加熱的主要因素有頭部半徑、飛行高度和飛行速度.

火星大氣輻射加熱方面[55],隨著未來火星探測(cè)任務(wù)需求的不斷提高,再入器必將具備更大尺寸和更快的進(jìn)入速度,必然會(huì)面臨嚴(yán)重的氣體輻射加熱問題.2021 年聶春生等[56]通過求解帶輻射源項(xiàng)的三維熱化學(xué)非平衡Navier-Stokes (N-S)方程,發(fā)展了兼顧計(jì)算精度和效率的流動(dòng)輻射計(jì)算方法,分析了氣體輻射與非平衡流場(chǎng)耦合效應(yīng)對(duì)探路者進(jìn)入火星大氣流場(chǎng)和熱流的影響.結(jié)果表明:高溫流場(chǎng)中的CO組分會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的氣體輻射加熱,輻射熱流與對(duì)流熱流的比值為15%～45%,靠近肩部區(qū)域比值最大;氣體輻射對(duì)非平衡流場(chǎng)的冷卻效應(yīng)使激波脫體距離減小;與非耦合方法相比,采用耦合方法得到的輻射熱流降低約12%～25%.

2.2.3 壁面催化效應(yīng)影響

高溫化學(xué)非平衡效應(yīng)下空氣中的分子會(huì)發(fā)生顯著的離解甚至進(jìn)一步的電離,流場(chǎng)中原子和離子將在飛行器表面材料催化下發(fā)生復(fù)合反應(yīng)釋放熱量.具體體現(xiàn)在催化復(fù)合作用改變壁面附近各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)梯度分布,引起流場(chǎng)中輸運(yùn)特性的改變,進(jìn)而顯著改變壁面熱流密度的分布[57].

研究表明,擴(kuò)散熱流相對(duì)傳導(dǎo)熱流對(duì)壁面催化效率更加敏感,是影響氣動(dòng)熱的主要機(jī)制,但熱流并不隨催化效率增加而線性增大[58].在V∞=8 km/s 情況下,飛行器關(guān)鍵部位防熱材料表面的催化復(fù)合效應(yīng)最高將帶來近30%～50%的氣動(dòng)熱載荷[21].因此,高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡條件下為合理地預(yù)測(cè)高超聲速飛行器壁面的熱流密度分布,需要考慮壁面催化效應(yīng).

在現(xiàn)階段CFD 方法中,催化效應(yīng)常以邊界條件形式給出,完全催化和完全非催化是最容易實(shí)現(xiàn)的兩種壁面催化邊界條件,且國(guó)內(nèi)外學(xué)者已進(jìn)行了大量的研究.其中,2011 年苗文博等[59]針對(duì)RAM-CII外形高超聲速飛行器的研究表明,在Ma∞=25.9,H=71 km 的來流條件下,完全催化熱流將比完全非催化熱流高約40%.2018 年丁明松等[60]研究結(jié)果表明,局部催化特性、材料分布方式差異會(huì)導(dǎo)致熱流跳變,初步判斷該熱流跳變與流場(chǎng)中高能粒子沿流向的流動(dòng)和擴(kuò)散作用有關(guān),局部區(qū)域熱流可能遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于飛行器完全催化表面的熱流結(jié)果,因此將飛行器在完全催化和完全非催化壁面邊界條件下的數(shù)值模擬結(jié)果作為實(shí)際飛行過程中表面熱流的上、下限這一簡(jiǎn)化處理方式,是值得商榷的.

2020 年周凱等[61]選擇不同飛行馬赫數(shù)及高度條件,采用完全催化和非催化兩種條件對(duì)球錐模型壁面熱流率進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,研究壁面催化效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱的影響規(guī)律.固定飛行高度時(shí),壁面催化效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱的影響隨馬赫數(shù)增加而加強(qiáng);固定飛行馬赫數(shù)時(shí),在50 km 高空以上壁面催化效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱的影響隨高度增加而減弱,李旭東等[62]基于ELECTRE 球錐外形得到類似壁面催化對(duì)氣動(dòng)熱影響相關(guān)結(jié)論.完全非催化、完全催化邊界條件均不能反映實(shí)際發(fā)生的壁面催化過程,實(shí)際飛行中均為有限催化情況,因此為精確預(yù)測(cè)壁面熱流密度,現(xiàn)階段的研究多集中在有限催化邊界條件,以反映真實(shí)的壁面催化效應(yīng).

催化復(fù)合反應(yīng)速率常數(shù)計(jì)算是有限催化邊界計(jì)算模型的關(guān)鍵,根據(jù)催化復(fù)合反應(yīng)速率常數(shù)計(jì)算方法的不同,現(xiàn)有的有限化學(xué)反應(yīng)速率催化模型可以分為兩類:(1)特定催化效率模型;(2)催化反應(yīng)方程耦合求解的非平衡催化模型.

特定催化效率模型相對(duì)簡(jiǎn)單,且有大量防熱材料催化系數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持,因此應(yīng)用相對(duì)廣泛.對(duì)于此模型關(guān)鍵在于催化復(fù)合系數(shù)的取值,早期學(xué)者多采用取為常數(shù)的催化復(fù)合系數(shù)進(jìn)行研究.2021 年莫凡等[63]選取了LENS 系列激波風(fēng)洞下標(biāo)模返回艙的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),驗(yàn)證了部分特定催化效率模型的合理性(如圖12 所示).

圖12 返回艙壁面熱流與壓強(qiáng)分布[63]Fig.12 Heat flux and pressure distribution on the capsule wall[63]

第2 類有限催化模型方法相對(duì)復(fù)雜,這類模型不再將催化熱流的計(jì)算歸結(jié)為對(duì)催化復(fù)合系數(shù)的擬合,而是直接求解化學(xué)反應(yīng)速率,從而得到催化反應(yīng)速率與組分濃度.一系列基于反應(yīng)過程和微細(xì)觀參數(shù)的有限速率催化模型建立,能夠有效預(yù)測(cè)反應(yīng)各催化復(fù)合過程對(duì)氣動(dòng)加熱的影響.

2019 年王國(guó)林等[64]在超高速流動(dòng)-傳熱耦合模型的基礎(chǔ)之上,嵌入表面相互作用模型,進(jìn)而建立了完善的非平衡流場(chǎng)/表面催化/熱傳導(dǎo)多場(chǎng)耦合模型與求解策略.對(duì)比計(jì)算結(jié)果,耦合傳熱分析能夠有效避免非耦合計(jì)算帶來的過度高估的結(jié)果,而有限速率催化反應(yīng)模型可有效提升結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)精度和防熱系統(tǒng)精細(xì)化設(shè)計(jì)的能力.

2020 年楊肖峰等[65]在高超聲速氣動(dòng)熱與結(jié)構(gòu)傳熱耦合數(shù)值模擬的研究基礎(chǔ)上,針對(duì)化學(xué)非平衡效應(yīng)和氣固界面高溫化學(xué)效應(yīng)耦合,提出了通過對(duì)氣動(dòng)加熱按物理過程的貢獻(xiàn)進(jìn)行分解來改進(jìn)熱壁修正方法的新思路.針對(duì)火星大氣建立了壁面吸附、Eley-Rideal 結(jié)合速率受控的CO2兩步催化復(fù)雜壁面邊界模型[66].基于70°球錐試驗(yàn)?zāi)Ｐ?開展了考慮壁面催化效應(yīng)的高超聲速非平衡氣動(dòng)加熱數(shù)值模擬研究.研究表明,壁面CO2結(jié)合和O2結(jié)合并存,且存在相互競(jìng)爭(zhēng)關(guān)系,壁面催化加熱量隨催化效率增大而單調(diào)增加.2021 年李芹等[67]建立了包括物理/化學(xué)吸附、Eley-Rideal (ER) 機(jī)制、Langmuir-Hinshelwood (LH) 機(jī)制的有限速率4 步表面多相催化模型,分析了物理和化學(xué)吸附位覆蓋率對(duì)高焓空氣圓柱繞流表面催化反應(yīng)速率和氣動(dòng)熱的影響.研究表明,四步有限速率催化模型基于真實(shí)的物理過程,能夠?qū)饘俨牧媳砻娴拇呋禂?shù)預(yù)測(cè)準(zhǔn)確,對(duì)圓柱表面的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相近.

可以看出,有限壁面催化反應(yīng)機(jī)制的模化已經(jīng)取得了很大進(jìn)展,但是這些模型都不同程度地帶有各自的局限性、不確定性和經(jīng)驗(yàn)性.高溫氣體壁面有限催化模型的構(gòu)建依賴于對(duì)高溫條件下氣固兩相反應(yīng)機(jī)制的深刻認(rèn)識(shí).從目前的研究現(xiàn)狀來看,要達(dá)到這一點(diǎn),需要在參考試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上,越來越多地考慮分子動(dòng)力學(xué)數(shù)值模擬,并將二者有效結(jié)合.

2.2.4 壁面燒蝕效應(yīng)影響

早期的燒蝕特性研究主要以戰(zhàn)略導(dǎo)彈再入為背景,針對(duì)碳基、硅基和熱解類燒蝕材料體系,建立了有/無液相產(chǎn)物、輕質(zhì)熱解類熱防護(hù)材料燒蝕模擬計(jì)算方法.由于早期材料防熱機(jī)制相對(duì)單一(碳基材料以氧化升華為主、硅基材料以熔融流失為主、熱解類材料以熱解引射為主),上述常規(guī)分析方法在防熱設(shè)計(jì)中發(fā)揮了重要作用.隨著我國(guó)自主研發(fā)的新型熱防護(hù)材料呈現(xiàn)出多樣化、組分復(fù)雜化和結(jié)構(gòu)輕量化特征,基于C/C,C/SiC 和超高溫陶瓷的多組分改性使得材料的耐溫性和抗氧化性能大幅提高,熱防護(hù)材料的氧化燒蝕機(jī)制向多樣化和復(fù)雜化發(fā)展,增加了材料高溫?zé)g行為的預(yù)測(cè)難度.

采用燒蝕復(fù)合材料熱防護(hù)系統(tǒng)的高超聲速飛行器高馬赫數(shù)飛行時(shí),氣動(dòng)加熱初期,燒蝕復(fù)合材料依靠自身的熱容吸熱消耗掉熱傳導(dǎo)進(jìn)入材料內(nèi)部的熱量.碳基、硅基材料內(nèi)部不發(fā)生熱解,熱傳導(dǎo)效應(yīng)導(dǎo)致材料內(nèi)部溫度上升;高分子聚合物材料溫升條件下熱解,熱解氣體引射進(jìn)入邊界層中,阻塞進(jìn)入材料內(nèi)部的部分氣動(dòng)加熱熱量.此外,熱解氣體與邊界層中的O2等發(fā)生一系列復(fù)雜的化學(xué)反應(yīng),影響到流場(chǎng)的化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)特性,進(jìn)一步影響高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境.

國(guó)外針對(duì)燒蝕效應(yīng)對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境的影響開展了一系列的研究[68],早在1997 年,Olynick 等[69]首次將輻射平衡壁面與燒蝕效應(yīng)耦合,研究了返回艙以12.6 km/s 的再入速度進(jìn)入地球大氣后,碳基酚醛(PICA)類熱防護(hù)材料的燒蝕效應(yīng)對(duì)返回艙氣動(dòng)熱的影響.研究表明,返回艙駐點(diǎn)熱流和溫度隨再入時(shí)間呈先上升后下降的規(guī)律,且二者峰值出現(xiàn)在V∞=11 km/s,H=60 km 的彈道點(diǎn)上,同時(shí)與未燒蝕結(jié)果對(duì)比,燒蝕效應(yīng)使得返回艙駐點(diǎn)溫度峰值下降約13%,熱流峰值下降約33%.2015 年Martin 等[70]針對(duì)常用的PICA 類燒蝕材料,基于最新燃燒研究中的反應(yīng)速率,建立了包括38 組分、158 反應(yīng)的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型.Martin 研究團(tuán)隊(duì)認(rèn)為此模型可以更準(zhǔn)確地描述地球大氣再入條件下,PICA類熱防護(hù)材料燒蝕化學(xué)反應(yīng)過程及其對(duì)飛行器表面氣動(dòng)熱環(huán)境的影響.

近年來,國(guó)內(nèi)也興起了針對(duì)熱防護(hù)材料燒蝕效應(yīng)下飛行器氣動(dòng)熱的影響研究.其中,孫學(xué)文等[71]基于熱化學(xué)燒蝕理論,采用多場(chǎng)耦合策略,建立了碳/碳復(fù)合材料在高超聲速環(huán)境下的雙向耦合模型,對(duì)其傳熱及燒蝕響應(yīng)進(jìn)行預(yù)測(cè),分析不同時(shí)刻材料模型的溫度、燒蝕速率以及燒蝕外形的變化.周印佳等[72]建立了再入飛行器燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)與瞬態(tài)溫度耦合響應(yīng)一體化預(yù)測(cè)方法,能夠有效預(yù)測(cè)各類典型外形飛行器熱防護(hù)材料包括瞬態(tài)溫度響應(yīng)、氣動(dòng)熱、燒蝕后退在內(nèi)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)變化.該方法適用于缺少高精度材料熱響應(yīng)模型的初步設(shè)計(jì)階段.龍麗平等[73]以碳基材料端頭帽燒蝕過程為例,發(fā)展了端頭帽繞流、燒蝕和結(jié)構(gòu)傳熱耦合計(jì)算方法.通過氣動(dòng)、燒蝕和結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)計(jì)算程序的耦合和迭代,實(shí)現(xiàn)了對(duì)端頭帽再入燒蝕過程的實(shí)時(shí)動(dòng)邊界模擬,并在飛行試驗(yàn)條件下,得到了與測(cè)量數(shù)據(jù)基本吻合的結(jié)果.

新型熱防護(hù)材料氧化燒蝕機(jī)制建模方面,國(guó)外在多尺度建模、表征以及預(yù)測(cè)方面開展了一系列研究,為熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了較好的支撐作用.國(guó)內(nèi)相關(guān)研究工作起步較晚,現(xiàn)有的理論模型能對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行定性說明,缺乏成熟的新型材料熱響應(yīng)預(yù)測(cè)模型,在計(jì)算規(guī)模和計(jì)算準(zhǔn)確度上與國(guó)外先進(jìn)水平相比還有較大差距.

3 發(fā)展趨勢(shì)分析

國(guó)外的超高速高焓脈沖風(fēng)洞比較注重高參數(shù)模擬能力,特別是高總溫、高總壓同時(shí)模擬.美國(guó)的LENS 系列激波風(fēng)洞體系最為完備,綜合試驗(yàn)?zāi)M能力領(lǐng)先,其LENSⅠ激波風(fēng)洞、LENSⅡ激波風(fēng)洞與LENS XX 膨脹管風(fēng)洞通過優(yōu)勢(shì)互補(bǔ),組成了覆蓋高超聲速與超高速領(lǐng)域能力最強(qiáng)的地面試驗(yàn)設(shè)備體系.特別是LENS XX 膨脹管風(fēng)洞模擬能力與設(shè)備規(guī)模均代表了目前世界上超高速試驗(yàn)設(shè)備的最高水平.

國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的激波風(fēng)洞設(shè)備經(jīng)過幾十年的發(fā)展取得了長(zhǎng)足進(jìn)步,各個(gè)單位采取了不同的運(yùn)行方式,各有特點(diǎn),但綜合模擬能力仍與國(guó)外先進(jìn)設(shè)備存在差距.部分設(shè)備,或總壓模擬能力不足,或有效試驗(yàn)時(shí)間較短,或總溫與速度模擬能力欠缺,同時(shí)與未來超高速飛行氣動(dòng)特性問題試驗(yàn)研究的需求相比還存在明顯不足,缺乏模擬超高速?gòu)?fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象的大型、高參數(shù)設(shè)備.例如,中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FD-14 X 達(dá)到中等尺寸規(guī)模,但高焓狀態(tài)試驗(yàn)時(shí)間不足0.5 ms,此外由于采用自由活塞驅(qū)動(dòng)導(dǎo)致高焓流場(chǎng)重復(fù)性并不理想,同時(shí)超高速狀態(tài)下ρL模擬能力有限.中科院力學(xué)所近期建成的JF-22 爆轟驅(qū)動(dòng)超高速高焓激波風(fēng)洞,大口徑、高總溫和超高速條件綜合模擬能力得到顯著提升.氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)相關(guān)設(shè)備的發(fā)展趨勢(shì)[74-75]主要體現(xiàn)在以下兩個(gè)方面:(1)口徑越來越大,主要為了解決尺度效應(yīng)、復(fù)雜外形局部模擬等問題;(2)參數(shù)模擬能力越來越高,特別是高總溫、高總壓同時(shí)模擬能力.

測(cè)試技術(shù)方面,高超聲速高焓流動(dòng)試驗(yàn)具有流動(dòng)速度快、激波強(qiáng)度大、試驗(yàn)時(shí)間短和氣流總溫高并含有帶電粒子等特點(diǎn).氣動(dòng)熱環(huán)境點(diǎn)測(cè)量技術(shù)目前仍以薄膜熱流傳感器和同軸熱電偶為主.總體而言這兩者都是較為傳統(tǒng)的脈沖風(fēng)洞測(cè)熱手段,多年以來其測(cè)試?yán)碚撆c測(cè)試方法并未發(fā)生本質(zhì)上的變革與創(chuàng)新,技術(shù)發(fā)展主要體現(xiàn)在提高兩種傳感器熱物性參數(shù)精度、提高同軸熱電偶的低熱流測(cè)量能力、優(yōu)化溫度-熱流數(shù)據(jù)處理與修正技術(shù),以及提高兩種傳感器對(duì)局部熱環(huán)境測(cè)試的適應(yīng)能力.

例如對(duì)薄膜熱流傳感器而言,研究提高薄膜的附著力和基體材料參數(shù)一致性,研究多層(保護(hù))膜工藝以提高傳感器絕緣隔離或抗沖刷能力,以及研究傳感器的小型化等.對(duì)同軸熱電偶而言,主要是研究形成更薄的內(nèi)外極間的絕緣層以形成質(zhì)量更小的熱偶結(jié)點(diǎn).同時(shí),對(duì)于兩種測(cè)試技術(shù)的熱流數(shù)據(jù)處理方法,早期較多使用熱電模擬網(wǎng)絡(luò)和簡(jiǎn)化的Cook-Federlman 方法,后來隨著計(jì)算機(jī)處理能力的增強(qiáng),逐步更多的使用數(shù)值求解方法以減小三維熱傳導(dǎo)效應(yīng)以及傳感器溫度靈敏度或熱物性參數(shù)隨模型表面溫升變化等因素的影響,提高熱流數(shù)據(jù)計(jì)算精度.此外,其他點(diǎn)測(cè)熱技術(shù)如ALTP 傳感器測(cè)熱方法、輻射熱流傳感器測(cè)熱方法等在雖然目前還不是激波風(fēng)洞中的主流測(cè)試技術(shù),但其技術(shù)優(yōu)點(diǎn)和應(yīng)用潛力也不可忽視,應(yīng)當(dāng)持續(xù)關(guān)注.

傳統(tǒng)點(diǎn)測(cè)熱技術(shù)始終難以提供大面積高分辨率的熱流分布,特別是對(duì)于難以預(yù)測(cè)的復(fù)雜干擾區(qū)的熱環(huán)境分析和熱流峰值的有效捕捉存在困難.為此發(fā)展了諸多大面積測(cè)熱技術(shù).其中TSP 技術(shù)更適合于激波風(fēng)洞等高超聲速脈沖風(fēng)洞的試驗(yàn)條件,目前已成為 NASA 蘭利研究中心氣動(dòng)熱設(shè)備的基本定量測(cè)試手段,同時(shí)也在AEDC 的9 號(hào)風(fēng)洞[76]、CUBRC的LENS 激波風(fēng)洞及歐洲和俄羅斯的大型激波風(fēng)洞中都得到廣泛應(yīng)用.TSP 技術(shù)的發(fā)展重點(diǎn)在于進(jìn)一步提高系統(tǒng)測(cè)熱精度和提高數(shù)據(jù)后處理效率.

數(shù)值計(jì)算方面,采用高精度、高分辨率的差分形式求解N-S 方程是連續(xù)流區(qū)氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)技術(shù)的重要發(fā)展方向,同時(shí)網(wǎng)格效應(yīng)、物理化學(xué)模型、計(jì)算格式、限制器以及湍流模型等數(shù)值計(jì)算理論的完善將進(jìn)一步增強(qiáng)對(duì)復(fù)雜工況的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性.高溫流場(chǎng)氣動(dòng)熱模擬規(guī)律領(lǐng)域,重點(diǎn)關(guān)注以下4 類問題:(1)國(guó)內(nèi)缺乏自主提出的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型,對(duì)熱力學(xué)溫度模型的修正完善也有待進(jìn)一步發(fā)展;(2)輻射加熱計(jì)算的精準(zhǔn)度和通用性暫不能完全滿足工程要求,輻射基礎(chǔ)數(shù)據(jù)和計(jì)算模型的適用性和可靠性都需要進(jìn)一步驗(yàn)證完善;(3)材料表面催化特性數(shù)據(jù)匱乏,受限于國(guó)外相關(guān)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),為精確預(yù)測(cè)壁面熱流密度,需重點(diǎn)發(fā)展基于反應(yīng)過程和微細(xì)觀參數(shù)材料的表面有限催化反應(yīng)模型;(4)材料燒蝕熱解產(chǎn)物、微燒蝕產(chǎn)物、氧化產(chǎn)物以及各種大氣反應(yīng)組分的化學(xué)動(dòng)力學(xué)建模問題尚未解決,新型材料高溫?zé)g環(huán)境下氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)精度有待提升.

4 結(jié)論

本文對(duì)高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡氣動(dòng)熱試驗(yàn)及仿真技術(shù)、關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)問題和研究進(jìn)展等進(jìn)行了敘述和分析,結(jié)論和展望如下.

(1)國(guó)內(nèi)系列高焓脈沖風(fēng)洞能夠解決大部分工程領(lǐng)域高溫氣動(dòng)熱問題,隨著新型高超聲速飛行器飛行速域、空域不斷拓展,需要發(fā)展口徑越來越大、參數(shù)模擬能力越來越高的地面模擬高焓試驗(yàn)設(shè)備,為超高速條件下高溫流場(chǎng)氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)研究提供支撐.試驗(yàn)與測(cè)量技術(shù)能力方面,氣動(dòng)熱測(cè)試手段還有待進(jìn)一步研究完善,傳感器測(cè)量范圍拓寬及其測(cè)量精度提升是將來的發(fā)展方向.

(2)目前,國(guó)內(nèi)針對(duì)高溫流場(chǎng)的CFD 研究已經(jīng)取得了一系列較大進(jìn)展,但高溫化學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)飛行器氣動(dòng)熱影響機(jī)制尚需進(jìn)一步發(fā)掘;高超聲速飛行器材料表面與高溫空氣之間的氧化、催化和燒蝕反應(yīng)動(dòng)力學(xué)機(jī)理目前并未完全掌握,即使是純氣體情況下的熱力學(xué)特性、松弛過程、輸運(yùn)特性和化學(xué)動(dòng)力學(xué)過程等仍然處于深入探索中.

(3)風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算是研究預(yù)測(cè)飛行條件下氣動(dòng)熱環(huán)境兩種不可或缺的重要技術(shù)手段.針對(duì)新一代高超聲速飛行器趨于復(fù)雜氣動(dòng)熱環(huán)境,需建立多種手段相結(jié)合的氣動(dòng)熱預(yù)測(cè)技術(shù).同時(shí),高溫條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行條件下氣動(dòng)熱數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)方法需進(jìn)一步驗(yàn)證確認(rèn).