六相交流放電再入飛行器熱環(huán)境地面模擬研究1)

方 川 張子明 汪耀庭 羅嵐月 曾 實(shí) 李志輝 李和平 ,

* (清華大學(xué)工程物理系,北京 100084)

? (中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速所,四川綿陽 621000)

** (國(guó)家計(jì)算流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)室,北京 100191)

引言

飛行器在進(jìn)入距地面高度100 km 以下大氣層的再入過程中,具有很高的飛行速度,結(jié)構(gòu)表面受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱作用,面臨著非常復(fù)雜嚴(yán)酷的熱環(huán)境,飛行器頭部駐點(diǎn)的溫度高達(dá)104K 左右,這對(duì)于常規(guī)結(jié)構(gòu)來說是難以承受的[1-4].氣動(dòng)加熱不僅會(huì)影響飛行器內(nèi)部?jī)x器設(shè)備的工作環(huán)境,從而降低工作的可靠性,而且會(huì)燒蝕表面材料,破壞飛行器結(jié)構(gòu).研究飛行器飛行過程中的熱環(huán)境,并在實(shí)驗(yàn)室中進(jìn)行關(guān)鍵參數(shù)的模擬,對(duì)飛行器的環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)和評(píng)估具有十分重要的意義[3,5].飛行器再入過程中不同材料的燒蝕機(jī)理并不完全相同[6-7].根據(jù)燒蝕機(jī)理可以將常用燒蝕材料分為熔化型、升華型和碳化型材料.目前有關(guān)材料燒蝕機(jī)理的研究表明,再入飛行器材料的燒蝕機(jī)理主要包括以下3 方面,即材料的熔融、升華等物理變化過程;熱解、碳化等化學(xué)反應(yīng)過程;以及壓力梯度和剪切力引起的機(jī)械剝蝕.因此,在地面對(duì)飛行器再入過程中表面熱環(huán)境進(jìn)行模擬的裝置不僅要考慮與材料物理燒蝕有關(guān)的加熱熱流密度、壁面溫度和加熱時(shí)間等主要參數(shù)[4,8],還要模擬與化學(xué)反應(yīng)過程相關(guān)的來流組分、濃度和溫度等參數(shù),以及與機(jī)械剝蝕作用相關(guān)的來流Mach 數(shù)、駐點(diǎn)壓力和壁面氣動(dòng)剪切力等參數(shù).

國(guó)內(nèi)外學(xué)者根據(jù)熱傳導(dǎo)、熱對(duì)流和熱輻射這3 種熱量傳遞的基本方式,發(fā)展了多種以熱流密度相等為準(zhǔn)則的氣動(dòng)熱環(huán)境地面模擬實(shí)驗(yàn)方法,主要包括以下4 種: (1)利用石英燈或石墨加熱器通過輻射方式加熱[7,9-11];(2)利用氧-乙炔燃燒產(chǎn)生的火焰進(jìn)行加熱[11-13];(3)利用發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饣蛉細(xì)饬黠L(fēng)洞進(jìn)行加熱[7,11-12];(4)利用直流電弧放電產(chǎn)生等離子體射流或高焓電弧風(fēng)洞進(jìn)行加熱[11-16].上述各種方法的主要特點(diǎn)如下.

紅外輻射加熱方法發(fā)熱功率大,可形成不同尺寸和形狀的加熱裝置,用于模擬飛行器表面的熱流密度、加熱時(shí)間和總加熱量[11].吳大方等[9]研制的石英燈紅外輻射式氣動(dòng)熱環(huán)境模擬試驗(yàn)系統(tǒng),可以實(shí)現(xiàn)210 °C/s 的升溫速率和2 MW/m2的瞬態(tài)熱流密度,可用于模擬1500 °C 高溫的氣動(dòng)熱環(huán)境.但是,石英燈外殼由玻璃材料制作而成,溫度高于1600 °C 時(shí)這種材料就會(huì)變軟毀壞,因此要特別注意實(shí)驗(yàn)過程中的溫度控制,加熱時(shí)間不能過長(zhǎng)[11].石墨加熱器的加熱元件有效壽命也較短,約為3 min[7].氧-乙炔燒蝕法是目前樹脂基復(fù)合材料燒蝕試驗(yàn)最常用的方法,通過氧-乙炔火焰垂直于試樣表面進(jìn)行燒蝕試驗(yàn),火焰溫度可達(dá)3000 °C[16-17].周燕萍等[17]研究了熱流密度隨氧氣與乙炔氣流量比的變化規(guī)律,建立了熱流密度與兩種氣體流量比的數(shù)學(xué)關(guān)系式,為氧-乙炔火焰燒蝕試驗(yàn)中熱流密度的調(diào)節(jié)提供了計(jì)算依據(jù).馬康智等[16]搭建了通過氧-乙炔火焰和直流電弧等離子體分別進(jìn)行燒蝕實(shí)驗(yàn)的平臺(tái),并對(duì)比了兩種方式所能產(chǎn)生的熱流密度的差異.結(jié)果表明: 距離較遠(yuǎn)時(shí),氧-乙炔火焰熱流密度較大;而距離較近時(shí),等離子體熱流密度超過氧-乙炔火焰.雖然通過氧-乙炔火焰可在一定程度上實(shí)現(xiàn)再入過程飛行器表面熱環(huán)境的模擬,但在試驗(yàn)過程中仍存在溫度以及氣流速度等參數(shù)難以控制等問題[4].風(fēng)洞主要通過對(duì)流換熱機(jī)制模擬飛行器部件表面復(fù)雜熱環(huán)境,進(jìn)而對(duì)部件材料進(jìn)行燒蝕性能測(cè)試.發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾募訜釞C(jī)制與其相同[4,18-20].前者風(fēng)洞試驗(yàn)中氣動(dòng)力學(xué)環(huán)境與實(shí)際工況近似,但存在能耗高、成本昂貴和研發(fā)周期較長(zhǎng)等問題.后者通常作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱材料的燒蝕性能測(cè)試方法.盧明[4]利用真實(shí)環(huán)境與試驗(yàn)條件下對(duì)流換熱系數(shù)不同的特性,通過調(diào)節(jié)燃?xì)馊肟跍囟?在保證熱壁熱流相等的條件下,進(jìn)行了飛行器飛行過程中的熱環(huán)境模擬試驗(yàn).試驗(yàn)中假設(shè)試件壁面溫度與真實(shí)飛行條件下的壁面溫度相等,但由于燃?xì)鉁囟群腿紵覊毫φ{(diào)節(jié)靈敏性有限,所能模擬的熱流密度范圍有限.直流電弧等離子體發(fā)生器可以產(chǎn)生氣體溫度在104K 量級(jí)的等離子體,在與混入穩(wěn)壓室的冷氣體充分混合消除氣流脈動(dòng)并調(diào)節(jié)溫度、壓力后經(jīng)拉瓦爾噴管膨脹加速,對(duì)固定在噴管出口處的模型試件可進(jìn)行氣動(dòng)加熱試驗(yàn).電弧加熱器試驗(yàn)?zāi)Ｊ桨娀∽杂缮淞髟囼?yàn)?zāi)Ｊ胶偷蛪撼槲囼?yàn)?zāi)Ｊ?自由射流試驗(yàn)不需要真空試驗(yàn)段和真空抽吸系統(tǒng),試驗(yàn)系統(tǒng)的建設(shè)、試驗(yàn)和設(shè)備維護(hù)復(fù)雜性相對(duì)較小.對(duì)于許多需要模擬高沖刷力和表面壓力環(huán)境的極端再入氣動(dòng)熱實(shí)驗(yàn)來說,自由射流是一種理想的地面試驗(yàn)?zāi)Ｊ?在模擬海拔高度大于20 km 的高超聲速氣動(dòng)熱效應(yīng)時(shí),在對(duì)電弧加熱器供氣的同時(shí)需要?dú)怏w抽吸排放裝置,使試驗(yàn)段和噴管之間形成所需壓差.電弧加熱器試驗(yàn)具有運(yùn)行時(shí)間長(zhǎng)、模擬范圍廣等優(yōu)點(diǎn),被廣泛用于地面模擬飛行器再入飛行過程中的表面氣動(dòng)熱環(huán)境,具有廣闊的應(yīng)用前景[7,21].王德文等[3,15]研制了以熱等離子體為熱源的再入飛行器地面模擬燒蝕系統(tǒng),以氬氣和氫氣為工作氣體,可產(chǎn)生溫度在104K 以上、Mach 數(shù)約為3 的超聲速射流,并基于該系統(tǒng)進(jìn)行了碳/碳復(fù)合材料的燒蝕性能試驗(yàn)研究.Helber等[22]通過空氣放電產(chǎn)生等離子體對(duì)碳纖維試件進(jìn)行了燒蝕性能測(cè)試,研究了真空腔內(nèi)靜壓對(duì)材料氧化行為和碳纖維機(jī)械侵蝕的影響.Zha 等[21]設(shè)計(jì)了一套新型多相流等離子體發(fā)生器,可以在放電過程中注入固體粒子,從而實(shí)現(xiàn)粒子侵蝕效應(yīng)的模擬.季朦等[2]設(shè)計(jì)搭建了用于駐點(diǎn)燒蝕試驗(yàn)的5 kW 級(jí)別小功率等離子體發(fā)生器,并進(jìn)行了初步的點(diǎn)火試驗(yàn),驗(yàn)證了等離子體發(fā)生器的基本性能,可以產(chǎn)生最高溫度達(dá)2 × 104K 的等離子體射流.

從目前的研究結(jié)果來看,已有的等離子體發(fā)生器通常采用直流或交流電弧放電等離子體作為熱源,實(shí)驗(yàn)裝置及有效模擬范圍均較大,但也存在能耗較高的問題.因此,從基礎(chǔ)研究及低成本試驗(yàn)角度出發(fā),本研究組建立了多相交流電弧放電等離子體實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(multiphase gas discharge plasma experimental platform-2015,MPX-2015),主要關(guān)注材料的熔融、升華等物理燒蝕過程,而不考慮化學(xué)反應(yīng)和機(jī)械剝蝕等引起的質(zhì)量損失,旨在不采用風(fēng)洞的前提下,以表面熱流密度和加熱時(shí)間與真實(shí)飛行條件一致為準(zhǔn)則,在實(shí)驗(yàn)室小尺寸實(shí)驗(yàn)裝置上實(shí)現(xiàn)飛行器再入過程部件表面熱環(huán)境的地面模擬和材料燒蝕性能實(shí)驗(yàn),發(fā)展用于材料在風(fēng)洞中進(jìn)行最終燒蝕性能測(cè)試前的低成本預(yù)測(cè)試實(shí)驗(yàn)平臺(tái).

1 等離子體射流特性數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究

1.1 實(shí)驗(yàn)平臺(tái)

本研究組將雙射流直流電弧放電等離子體發(fā)生器的設(shè)計(jì)理念[23]與多相交流電弧放電等離子體發(fā)生器的設(shè)計(jì)理念[24-25]相結(jié)合,建立了能夠在大氣壓和亞大氣壓條件下放電的六相交流電弧放電等離子體實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(MPX-2015),成功產(chǎn)生了大橫截面積、大體積的等離子體電弧射流[26].

如圖1 所示,MPX-2015 實(shí)驗(yàn)平臺(tái)包括真空腔體及其內(nèi)部的等離子體發(fā)生器、電源系統(tǒng)和控制系統(tǒng).實(shí)驗(yàn)臺(tái)總長(zhǎng)1.7 m,總高約2 m.等離子體發(fā)生器部分通過電極區(qū)水冷約束管和電極上游冷氣體注入噴嘴(如圖1(a)所示),可以產(chǎn)生最大直徑和長(zhǎng)度分別達(dá)到14.0 和60.0 cm 的等離子體電弧射流[26].MPX-2015 的電源系統(tǒng)(KGF-167 A/60 V,陜西高科電力電子有限責(zé)任公司)主要由安裝板、主電路及干式變壓器3 部分組成,并通過380 V 交流電源供電.安裝板包括起弧電源控制模塊、倍壓板模塊、引弧器模塊、PLC 控制模塊、PLC 電源隔離變壓器、脈沖產(chǎn)生控制單元和開關(guān)電源模塊等.主電路部分主要有控制接通和分?jǐn)嘀麟娐冯娫吹娜嘟涣鹘佑|器、進(jìn)線阻容吸收器、用作橋臂過熱保護(hù)的溫度繼電器、用作橋臂過電流保護(hù)的快速熔斷器及晶閘管、電流傳感器、分相變壓器和三相調(diào)壓器等.干式變壓器型號(hào)為SG-60/0.38,額定容量為60 kVA.電源系統(tǒng)可通過外部控制面板進(jìn)行起弧操作,起弧電壓3000 V,放電成功后可輸出相位差為60°的六相交流電,每相電流波形均為標(biāo)準(zhǔn)正弦波,可保證電弧的持續(xù)與穩(wěn)定.其最高輸出電壓為 六相交流60 V,最大輸出電流為六相交流167 A,輸出方式為雙反星.發(fā)生器穩(wěn)定放電條件下的單相電流在70～ 110 A之間.在放電過程中可通過改變放電電流、工作氣壓、水冷約束管直徑、電極間距和氣體流量等多個(gè)參數(shù)來調(diào)節(jié)等離子體電弧射流的特性,這為實(shí)現(xiàn)飛行器再入過程部件表面熱環(huán)境模擬提供了基礎(chǔ).

圖1 MPX-2015 實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(a)結(jié)構(gòu)示意圖和(b)實(shí)物照片,以及(c)發(fā)生器電極結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 (a) Schematic and (b) picture of MPX-2015,and (c) illustration of electrode configuration of plasma generator

在放電過程中,采用發(fā)射光譜法測(cè)量了等離子體射流區(qū)的氣體溫度(Th)、電子激發(fā)溫度(Te)和電子數(shù)密度(ne)這3 個(gè)關(guān)鍵參數(shù),其中,采用Boltzmann圖法測(cè)量等離子體電子激發(fā)溫度(Te)[27],且為了保證數(shù)據(jù)擬合的有效性,根據(jù)采集到的等離子體發(fā)射光譜選用了波長(zhǎng)分別為794.82,810.37,826.45,852.14,866.79 和912.30 nm 的6 條氬原子譜線,對(duì)應(yīng)的激發(fā)態(tài)能量范圍為12.91～ 13.33 eV.采用OH(羥基)基團(tuán)在306～ 310 nm 間的發(fā)射光譜測(cè)量分子的轉(zhuǎn)動(dòng)溫度(Trot),并假定Th≈Trot[28].采用等離子體在380～ 430 nm 間的連續(xù)輻射譜測(cè)量電子數(shù)密度(ne)[29].在材料燒蝕實(shí)驗(yàn)中,當(dāng)試件表面熱流密度低于2 MW/m2時(shí),可通過量程為0～ 2 MW/m2的嵌入式熱流計(jì)(GTT-25-2000-WF,上海安儀科學(xué)儀器有限公司) 測(cè)量;而當(dāng)表面熱流密度高于2 MW/m2時(shí),本文所給出的熱流密度數(shù)據(jù)均來自于數(shù)值模擬結(jié)果.壁面溫度則采用量程為223～ 1573 K 的K 型熱電偶(UT320D,優(yōu)利德)進(jìn)行測(cè)量.

1.2 物理數(shù)學(xué)模型

1.2.1 基本控制方程

本節(jié)數(shù)值模擬僅針對(duì)等離子體射流特性,即不考慮水冷約束管內(nèi)的多相交流電弧放電過程,因此無需求解電磁場(chǎng)方程,即文獻(xiàn)[30-31]中的電勢(shì)方程,且控制方程中與電磁場(chǎng)有關(guān)的源項(xiàng)均可忽略.于是,在圓柱坐標(biāo)系(z,r)下,本文數(shù)值模擬所需求解的基本控制方程如下.

(1)連續(xù)性方程

(2)動(dòng)量守恒方程

(3)能量守恒方程

上述方程中,p,vr,vz,Th,Te和θ分別為等離子體的壓強(qiáng)、速度在徑向和軸向的分量、重粒子溫度、電子溫度以及電子溫度與重粒子溫度之比(Te/Th);ρ,μ,λh,,λe和分別為非平衡態(tài)氬等離子體的質(zhì)量密度、黏性系數(shù)、重粒子平動(dòng)熱導(dǎo)率及其非平衡熱導(dǎo)率、電子平動(dòng)熱導(dǎo)率及其非平衡熱導(dǎo)率.ρh,hh,,分別為重粒子質(zhì)量密度、重粒子比焓、非平衡度空間梯度引起的重粒子和電子子體系中的能量輸運(yùn)、電子與重粒子間的彈性碰撞能量交換、電子-原子動(dòng)量傳輸碰撞頻率、電子-離子動(dòng)量傳輸碰撞頻率.上述等離子體輸運(yùn)參數(shù)的計(jì)算方法和取值可參考文獻(xiàn)[30-32].

1.2.2 計(jì)算域和邊界條件

圖2 給出了等離子體射流數(shù)值模擬計(jì)算域示意圖.計(jì)算域?yàn)榈入x子體射流區(qū)不包括腔壁和試件等固體區(qū)域.本文對(duì)自由射流和下游放置鈍體試件時(shí)的沖擊射流兩種條件下的等離子體射流進(jìn)行了數(shù)值模擬,其中,鈍體試件形狀包括圓柱頭試件和球頭試件兩種.圓柱頭試件的頭部圓柱體半徑為25 mm,球頭試件的頭部球體半徑為50 mm.本文僅針對(duì)等離子體射流作用下試件頭部的表面材料燒蝕性能進(jìn)行測(cè)試,研究圓柱頭試件頭部端面以及球頭試件頭部球面的燒蝕后退量及燒蝕速率.由于圓柱頭和球頭試件均為軸對(duì)稱結(jié)構(gòu),因此,可取原始部件的一半進(jìn)行研究.

圖2 等離子體射流數(shù)值模擬計(jì)算域示意圖Fig.2 Schematic of the calculation domain for the modeling of plasma jet

數(shù)值計(jì)算的邊界條件設(shè)置如下: 不同工況下的約束管出口(OA)溫度邊界條件利用1.1 節(jié)中所述方法通過實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到,具體數(shù)值見表1.水冷約束管壁面(AB)處的重粒子溫度和電子溫度分別設(shè)定為300 K 和3000 K.計(jì)算域徑向外邊界(BC),當(dāng)環(huán)境冷氣體被卷吸進(jìn)入射流主流區(qū)(即vr＜ 0)時(shí),取Th=Te=300 K;否則取?Th/?r=?Te/?r=0.而在射流下游出口(CD)邊界,則取?Th/?z=?Te/?z=0.對(duì)于速度邊界條件,在射流入口(AB)處根據(jù)等離子體工作氣體質(zhì)量流量和發(fā)生器出口處的質(zhì)量密度,由質(zhì)量守恒計(jì)算得到平均流速;在固壁(AB)處采用無滑移邊界條件,即vz=vr=0;在射流徑向外邊界(BC)根據(jù)局部質(zhì)量守恒確定邊界處的徑向速度分量(vr),而其軸向速度分量則取?vz/?r=0;而在射流下游出口(CD)則同樣取?vr/?z=?vz/?z=0.由于OD為對(duì)稱軸,對(duì)應(yīng)的邊界條件為?Th/?r=?Te/?r=?vz/?r=0,vr=0.對(duì)于氬電弧等離子體沖擊射流條件下鈍體試件表面(EFGH),速度依然采用無滑移邊界條件(即vz=vr=0),電子溫度采用沿壁面法向梯度為零的邊界條件(?Te/?n=0,此處“n”代表壁面法線方向),而壁面熱流密度則作為第三類邊界條件確定重粒子溫度,即qcal=-λs?Th,由以下公式計(jì)算得到[33-35]

表1 各工況下等離子體發(fā)生器工作參數(shù)Table 1 Operating parameters of plasma generator under various conditions

其中,qconv=α(Tr-Tw) 和分別為對(duì)流和輻射引起的熱量傳遞,σs=5.67 × 10-8W/(m2·K4)為Stefan-Boltzmann 常數(shù)[35],εs(本文中取0.4)為表面輻射發(fā)射率[34-35].對(duì)于氬等離子體,對(duì)流換熱系數(shù)取α=80 W/(m2·K)[34-35].

1.3 典型工況數(shù)值模擬結(jié)果及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性,本節(jié)進(jìn)行了自由射流和沖擊射流(即在等離子體發(fā)生器出口下游放置鈍體)條件下等離子體非平衡輸運(yùn)過程的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究.各工況下的工作氣壓、放電電流和電極間距等參數(shù)如表1 所示.圖3 給出了3 種典型工況下等離子體射流區(qū)Th,Te和ne的二維分布計(jì)算結(jié)果,并在重粒子溫度分布圖中同時(shí)給出了等離子體的流線.

圖3 不同工況下等離子體射流區(qū)Th,Te 和ne 二維分布計(jì)算結(jié)果,圖中黑色箭頭線為流線Fig.3 Calculated two-dimensional distributions of Th,Te and ne in the plasma jet region under different operating conditions,where the black arrow lines represent the streamlines

計(jì)算結(jié)果表明,在工況1 的自由射流條件下,等離子體從發(fā)生器出口噴出后,在對(duì)流的作用下重粒子溫度沿軸向緩慢下降,而沿徑向則迅速降低.這表明對(duì)流換熱過程占主導(dǎo)地位,強(qiáng)于熱傳導(dǎo)過程,因此重粒子能量在對(duì)流的作用下沿軸向輸運(yùn),傳遞給下游等離子體.電子溫度與重粒子溫度分布趨勢(shì)相似,但是在射流邊緣區(qū)域呈明顯的擴(kuò)張趨勢(shì),這表明該處熱傳導(dǎo)過程的作用在電子體系的能量輸運(yùn)過程中占主導(dǎo)地位.工況2 和工況3 的沖擊射流條件下,近似認(rèn)為等離子體與試件作用時(shí)間僅1 s,試件表面溫度未明顯升高,仍保持在室溫狀態(tài)(300 K).可以看到,等離子體從發(fā)生器噴口噴出后,射流在試件阻礙作用下沿徑向向外流動(dòng),重粒子和電子子體系的能量隨著等離子體的流動(dòng)向下游輸運(yùn),同時(shí)在壁面的冷卻作用下溫度降低.

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性,提取沿等離子體射流幾何軸線上的Th,Te和ne計(jì)算結(jié)果,并通實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比.圖4 為3 種典型工況下真空腔軸線上的等離子體參數(shù)一維分布模擬和實(shí)驗(yàn)結(jié)果.通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn),計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值吻合相對(duì)較好,重粒子溫度、電子溫度和電子數(shù)密度的最大相對(duì)偏差分別為21.7%,10.9%和5.3%.我們初步分析認(rèn)為,產(chǎn)生重粒子溫度計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值偏差較大的一個(gè)可能的原因是,本文計(jì)算中射流入口(OA)處邊界條件的選取不夠精確,我們僅根據(jù)實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到的重粒子溫度和氣體溫度及質(zhì)量守恒條件給出了OA處平均的溫度和速度分布,而事實(shí)上,在發(fā)生器出口處的等離子體溫度和速度在徑向均為非均勻分布,從而導(dǎo)致射流區(qū)對(duì)流換熱效應(yīng)的差異.在今后的研究中,我們將進(jìn)一步開展等離子體發(fā)生器內(nèi)部放電過程的數(shù)值模擬,從而能夠給出更加精確的發(fā)生器出口(OA)溫度和速度邊界條件,提高射流區(qū)數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性.

圖4 數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到的Th、Te 和ne 沿等離子體射流幾何軸線的一維分布Fig.4 Calculated and measured one-dimensional distributions of Th,Te and ne along the geometrical axis of the plasma jet

1.4 氣壓變化對(duì)等離子體非平衡輸運(yùn)機(jī)制的影響

能量守恒方程(4)和式(5)中的各項(xiàng)表征了等離子體中不同的能量輸運(yùn)過程,其物理含義為單位體積、單位時(shí)間內(nèi)重粒子或電子子體系能量的變化量,正值表示該子體系能量的增加量,負(fù)值則表示由于能量輸運(yùn)到其他子體系或環(huán)境而減少的量.具體地,各能量輸運(yùn)項(xiàng)表達(dá)式如下

此處需要說明的是,由于電子子體系中能量輸運(yùn)項(xiàng)沿軸向和徑向的變化非常大,超過6 個(gè)量級(jí),如果直接用各能量輸運(yùn)項(xiàng)的值繪圖,僅能從圖中看出r=0～ 2 cm 之間很小的徑向范圍內(nèi)各能量輸運(yùn)通道的變化趨勢(shì).因此,本文研究選擇電子熱傳導(dǎo)過程(Ee-cond)作為基準(zhǔn),計(jì)算得到各項(xiàng)與Ee-cond的比值來判斷各空間位置處不同能量輸運(yùn)過程的相對(duì)重要程度.圖5給出了不同氣壓下重粒子和電子子體系能量輸運(yùn)過程空間分布的計(jì)算結(jié)果,其中圖5(a)、圖5(b) 和圖5(c)、圖5(d)分別為沿等離子體射流幾何軸線方向(r=0)和徑向(z=5 cm)的能量輸運(yùn)過程空間分布.可以看到,在氣壓保持不變的條件下,(1)沿射流幾何軸線方向,重粒子子體系主要通過彈性碰撞過程(Eh-el)、熱非平衡度空間梯度引起的能量輸運(yùn)過程(Eh-θ)和對(duì)流換熱過程(Eh-conv)從電子子體系獲得能量,并主要通過熱傳導(dǎo)方式(Eh-cond)將能量輸運(yùn)到外部環(huán)境;隨著電子數(shù)密度的逐漸降低,最終達(dá)到對(duì)流(Eh-conv)和熱傳導(dǎo)(Eh-cond)兩種能量輸運(yùn)過程的平衡.而在z=5 cm 平面內(nèi)沿徑向方向,其最主要的能量交換過程是對(duì)流換熱過程(Eh-conv)、熱非平衡度空間梯度引起的能量輸運(yùn)過程(Eh-θ)和熱傳導(dǎo)過程(Eh-cond).

(2)在約束管出口處,電子能量主要通過彈性碰撞(Ee-el)傳遞給重粒子或通過輻射(Ee-rad)輸運(yùn)到周圍環(huán)境中.沿射流幾何軸線方向,彈性碰撞和輻射過程引起的能量輸運(yùn)迅速減弱,電子子體系的能量主要通過與 ?lnθ 相關(guān)的能量交換過程(Ee-θ)傳遞給重粒子.而在z=5 cm 平面內(nèi)沿徑向方向,在靠近軸線處主要的能量輸運(yùn)過程仍是對(duì)流(Ee-conv)、熱傳導(dǎo)(Ee-cond)、彈性碰撞(Ee-el)及與 ?lnθ 相關(guān)的能量交換過程(Ee-θ);隨著電子數(shù)密度和溫度沿徑向方向降低,電子熱導(dǎo)率的降低使得熱傳導(dǎo)過程大幅減弱;隨著等離子體流速和熱非平衡度空間梯度大幅降低,Ee-conv和Ee-θ亦減弱,最終達(dá)到Ee-cond與Ee-el兩種能量交換過程間的平衡.

通過對(duì)不同工作氣壓條件下等離子體射流區(qū)非平衡能量輸運(yùn)過程的進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn),隨著氣壓的降低,(1)等離子體中電子與重粒子之間的彈性碰撞能量交換過程顯著減弱,這導(dǎo)致如圖6 所示中心軸線處約束管出口附近重粒子溫度的降低和電子溫度的升高.彈性碰撞能量交換的減弱導(dǎo)致等離子體熱非平衡度及其空間梯度增大,與 ?lnθ 相關(guān)的能量交換過程顯著增強(qiáng),非平衡效應(yīng)在低壓時(shí)影響更顯著,從而使得非平衡區(qū)的長(zhǎng)度也會(huì)隨著氣壓的降低而增大,如圖6(b)所示.

(2)對(duì)于電子子體系,當(dāng)約束管內(nèi)通入的氣體質(zhì)量流量不變時(shí),真空腔氣壓的降低會(huì)導(dǎo)致等離子體中各種粒子數(shù)密度的降低,于是引起等離子體流速的增大,電子對(duì)流換熱過程整體增強(qiáng).

(3)對(duì)于重粒子子體系,由于在等離子體射流上游(約束管出口z=0 cm 處)通過彈性碰撞從電子子體系獲得的能量減少,因此下游部分通過對(duì)流換熱過程從上游獲得的能量亦隨之減少;相應(yīng)地,通過熱傳導(dǎo)輸運(yùn)到環(huán)境中的能量亦隨之降低.

另外,對(duì)于圖6 所給出的不同氣壓下電子溫度和重粒子溫度的計(jì)算結(jié)果.一方面,電子溫度和重粒子溫度的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果吻合相對(duì)較好,最大相對(duì)偏差分別為12.3%和23.1%;另一方面,能量方程中若不包含和這兩項(xiàng),則電子溫度的計(jì)算結(jié)果會(huì)顯著偏高,最大相對(duì)偏差可達(dá)82.4%,且平衡區(qū)沿真空腔軸線的軸向長(zhǎng)度和在z=5 cm 平面沿徑向?qū)挾鹊淖畲笙鄬?duì)偏差亦分別為94.7% 和21.2%.由此可見,能量方程(4)和式(5)中與熱非平衡度空間梯度項(xiàng)(?lnθ)相關(guān)的能量交換過程(Ee-θ)對(duì)于準(zhǔn)確預(yù)測(cè)等離子體射流區(qū)的非平衡能量輸運(yùn)特性十分重要.忽略這一物理過程會(huì)導(dǎo)致計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果間的相對(duì)偏差顯著增大.

基于以上對(duì)不同氣壓條件下等離子體中能量非平衡輸運(yùn)機(jī)制的分析可以發(fā)現(xiàn),氣壓的降低會(huì)導(dǎo)致電子與重粒子兩個(gè)子體系之間彈性碰撞能量交換過程減弱,從而使得重粒子從電子子體系中獲得的能量減少,重粒子溫度下降.因此,我們可以通過改變氣壓來調(diào)節(jié)等離子體射流區(qū)的氣體溫度和沖擊固體表面的熱流密度,從而有可能在一定程度上在地面實(shí)驗(yàn)室條件下模擬試驗(yàn)飛行器再入過程中的表面熱環(huán)境.

2 地面實(shí)驗(yàn)室燒蝕模擬系統(tǒng)

2.1 真實(shí)飛行條件下的表面熱流密度計(jì)算方法

2.1.1 駐點(diǎn)溫度

在計(jì)算飛行器表面熱流密度的過程中,駐點(diǎn)溫度(亦稱氣流恢復(fù)溫度或滯止溫度)和對(duì)流換熱系數(shù)是關(guān)鍵參數(shù).駐點(diǎn)溫度(Ts)可通過以下公式計(jì)算[4,36]

其中,T∞為未受飛行器運(yùn)動(dòng)影響的遠(yuǎn)處氣體溫度,Ma為飛行器高速運(yùn)動(dòng)的Mach 數(shù),γ=1.4 為比熱比,r表征動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能程度的溫度恢復(fù)系數(shù).氣體的流動(dòng)狀態(tài)可根據(jù)Reynolds 數(shù)(Re)來判斷[36],即

其中,μ為動(dòng)力黏度,v∞為自由來流速度,ρ為氣體密度,l為特征長(zhǎng)度.在本文研究中,當(dāng)Re＜ 5 × 105時(shí)為層流,否則為湍流[4,37].根據(jù)氣體流動(dòng)狀態(tài),氣流溫度恢復(fù)系數(shù)可由以下公式近似計(jì)算得到

其中,Pr為Prandtl 數(shù),氣體的Prandtl 數(shù)幾乎與溫度及壓力無關(guān),空氣的Prandtl 數(shù)范圍在0.68～ 0.72 之間,通?？扇∑骄?.7[4].于是,可以得到不同氣流狀態(tài)下的駐點(diǎn)溫度表達(dá)式

2.1.2 對(duì)流換熱系數(shù)

對(duì)流換熱系數(shù)是指氣流與飛行器表面之間發(fā)生強(qiáng)迫對(duì)流時(shí)的熱交換系數(shù),可由如下公式計(jì)算得到

其中,St為Stanton 數(shù),cp為定壓比熱,下標(biāo)“e”表示局部參數(shù).由于空氣的定壓比熱(cp)隨溫度變化不大,故在本文計(jì)算中假定cp為常數(shù),取cp=1.0174 ×103J/(kg·K)[4].Stanton 數(shù)與局部摩擦因數(shù)(cf)[4,36]成正比,即

其中,S(=Pr2/3)為雷諾比擬因子[4,36,38].平板和圓柱頭試件的局部摩擦因數(shù)可由以下公式計(jì)算[4,8]

2.1.3 部件表面熱流密度

根據(jù)對(duì)流換熱系數(shù)和駐點(diǎn)溫度,可通過牛頓公式計(jì)算得到飛行器表面熱流密度[36]

其中,下標(biāo)“flight”表示真實(shí)飛行條件參數(shù),Tw為壁面溫度.對(duì)于圓柱頭試件,其表面的熱流密度可由以下公式計(jì)算得到

而對(duì)于球頭試件,其駐點(diǎn)處的熱流密度則可由以下簡(jiǎn)化公式計(jì)算得到[8,21,39]

2.2 表面熱流密度地面模擬方法

高超聲速飛行器在飛行過程中,氣動(dòng)加熱環(huán)境是連續(xù)不斷變化的,存在著固有的瞬態(tài)特征,任何地面模擬設(shè)備都很難實(shí)現(xiàn)對(duì)連續(xù)動(dòng)態(tài)變化著的氣動(dòng)加熱過程的完全模擬.通常采用軌道模擬試驗(yàn)技術(shù),即將飛行過程離散,劃分為若干時(shí)間段,近似認(rèn)為每一個(gè)小的時(shí)間段內(nèi)熱流密度的變化不大,將該熱流密度的平均值作為該時(shí)間段內(nèi)的氣動(dòng)加熱環(huán)境.如圖7所示,為了獲得與真實(shí)飛行條件下一致的熱流密度,本文研究采用了上述的軌道模擬試驗(yàn)技術(shù)[8].首先,通過2.1 節(jié)中所述方法計(jì)算得到真實(shí)飛行條件下不同時(shí)間(t)的飛行器表面熱流密度,并根據(jù)熱流密度分布情況以不同的時(shí)間間隔(Δt)將飛行過程離散,獲得不同時(shí)間(t) 對(duì)應(yīng)的飛行器部件壁面溫度(Tw,flight)和熱流密度(qflight).值得注意的是,在確定時(shí)間間隔時(shí),實(shí)驗(yàn)過程中真空腔工作氣壓并非迅速響應(yīng),而是在調(diào)節(jié)真空泵和流量計(jì)一段時(shí)間后才會(huì)達(dá)到所需氣壓,具有延遲效應(yīng).因此,本文中時(shí)間間隔根據(jù)實(shí)驗(yàn)中具體情況確定,且不同條件下對(duì)應(yīng)的時(shí)間間隔也不完全相同,最小時(shí)間間隔為10 s.我們將在未來的工作中優(yōu)化真空裝置,進(jìn)一步縮短系統(tǒng)對(duì)壓強(qiáng)的響應(yīng)時(shí)間.

圖7 飛行器再入過程中部件表面熱環(huán)境地面模擬方法示意圖Fig.7 Schematic of the method for ground simulating the surface thermal environment during aircraft reentry process

隨后,選取初始放電電流、待測(cè)試部件與發(fā)生器出口間的距離(燒蝕距離) 和真空腔工作氣壓(ptest)等工作參數(shù).一方面,通過實(shí)驗(yàn)確定約束管出口處電子溫度(Te0)和重粒子溫度(Th0),并設(shè)置為邊界條件進(jìn)行數(shù)值模擬;另一方面,獲取真實(shí)飛行條件下t時(shí)刻飛行器部件壁面溫度(Tw,flight),設(shè)置數(shù)值模擬過程中等離子體與試件界面處的第三類邊界條件.基于以上邊界條件求解等離子體非平衡輸運(yùn)控制方程,得到等離子體密度、速度和溫度等參數(shù)的空間分布和試件表面的熱流密度(qcal).若該熱流密度(qcal) 與真實(shí)飛行條件下的qflight值不一致,即,則根據(jù)試件表面熱流qcal與qflight的相對(duì)大小設(shè)置新的真空腔氣壓值.例如,當(dāng)qcal＜qflight時(shí),增大真空腔氣壓,進(jìn)行新一輪的數(shù)值模擬得到新的試件表面熱流密度,直到qcal與qflight之間的相對(duì)偏差在所設(shè)定的范圍(ε)內(nèi)時(shí),再進(jìn)行飛行過程中下一時(shí)間點(diǎn)的表面熱流密度的計(jì)算.若在氣壓可調(diào)范圍內(nèi)仍無法滿足真實(shí)飛行條件下的表面熱流密度條件,則可通過調(diào)節(jié)放電電流、約束管出口內(nèi)徑和燒蝕距離等參數(shù)后,重復(fù)上述方法直到獲得所需工作氣壓.最后,以此方法掃描出能夠模擬整個(gè)飛行過程中各時(shí)刻部件表面熱流密度的約束管出口內(nèi)徑、燒蝕距離、放電電流和工作氣壓等發(fā)生器工作參數(shù).

2.3 熱流密度模擬方法和試件燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證

2.3.1 燒蝕試件介紹

為了驗(yàn)證前述基于MPX-2015 實(shí)驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行飛行器再入過程熱環(huán)境模擬和燒蝕實(shí)驗(yàn)方法的準(zhǔn)確性,本文首先基于前述方法進(jìn)行了常用熱防護(hù)材料酚醛浸漬基碳燒蝕體(phenolic impregnated carbon ablator,PICA)的燒蝕實(shí)驗(yàn),并將通過燒蝕實(shí)驗(yàn)得到的燒蝕后退量同NASA (National Aeronautics and Space Administration)基于電弧風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的燒蝕后退量[40]進(jìn)行了對(duì)比.如圖8 所示,試件頭部形狀為球體,試件高度為hn=20 mm,試件直徑為D=101.6 mm,頭部球體半徑與試件直徑相等,即Rn=D=101.6 mm,邊倒圓半徑為Rs=6.4 mm,材料為PICA.試件表面熱流密度及加熱時(shí)間來源于文獻(xiàn)[40]中電弧風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù).

圖8 燒蝕試件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 Schematic of the ablation specimen structure

2.3.2 燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證

基于2.2 節(jié)中所述方法,對(duì)上述試件進(jìn)行了燒蝕實(shí)驗(yàn),所用的等離子體發(fā)生器水冷約束管內(nèi)半徑為40 mm.圖9 給出了工況4 (表2)條件下燒蝕實(shí)驗(yàn)前后試件照片,可以看到燒蝕后試件表面存在明顯的碳化燒蝕痕跡.

表2 本文方法與文獻(xiàn)[40]中燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Table 2 Comparison of ablation experimental results between the methods in this paper and Ref.[40]

圖9 表2 中工況4 條件下試件燒蝕實(shí)驗(yàn)前后照片F(xiàn)ig.9 Photos of specimen before and after the ablation experiments under case 4 listed in Table 2

各工況下熱流密度、加熱時(shí)間及燒蝕后退量結(jié)果如表2 所示.其中,冷壁熱流是壁面溫度為300 K 時(shí)的試件表面熱流.通過燒蝕后退量結(jié)果的對(duì)比可以看出,對(duì)于PICA 材料,當(dāng)熱流密度相對(duì)較小時(shí)(如1.07 MW/m2),本文方法獲得的燒蝕后退量小于文獻(xiàn)中的試驗(yàn)數(shù)據(jù),相對(duì)偏差為28.8%.導(dǎo)致這一相對(duì)較大的偏差的一個(gè)可能的原因是: 文獻(xiàn)[40]的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)采用了空氣-氬氣混合氣體,而本文研究采用的是高純氬氣,因而無法模擬碳的氧化和碳氮反應(yīng)等化學(xué)反應(yīng)過程對(duì)燒蝕后退量的影響,而僅能模擬PICA 材料的碳化和升華等物理燒蝕過程.隨著試件表面熱流密度的增大,本文方法的燒蝕后退量結(jié)果逐漸接近文獻(xiàn)中的試驗(yàn)結(jié)果,當(dāng)熱流密度為3.95 MW/m2時(shí)達(dá)到最小相對(duì)偏差5.2%.這說明此時(shí)PICA 材料主要在高溫的作用下碳化和升華,而化學(xué)反應(yīng)燒蝕的影響減弱.因此,當(dāng)熱流密度在1.07～3.95 MW/m2范圍內(nèi)變化時(shí),針對(duì)PICA 材料,本文提出的方法可作為電弧風(fēng)洞測(cè)試的預(yù)實(shí)驗(yàn),燒蝕后退量相對(duì)偏差在30%以內(nèi).在今后的研究中,我們將通過對(duì)實(shí)驗(yàn)臺(tái)的升級(jí)改造,嘗試采用氬-空氣混合氣體放電,從而考慮化學(xué)反應(yīng)對(duì)材料燒蝕特性的影響,進(jìn)一步提高地面實(shí)驗(yàn)室模擬的準(zhǔn)確性.

3 再入飛行器典型部件的燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果

3.1 燒蝕試件介紹

本節(jié)研究選取了再入飛行器中圓柱頭和球頭兩種形狀的典型部件進(jìn)行了燒蝕實(shí)驗(yàn).基于飛行過程中包括飛行高度及馬赫數(shù)在內(nèi)的飛行數(shù)據(jù),可以利用2.1 節(jié)給出的方法計(jì)算得到不同時(shí)刻、不同飛行高度下對(duì)應(yīng)的試件壁面熱流密度.另外,3 種不同試件的關(guān)鍵參數(shù)為: 圓柱頭試件材料為鈮鉿合金,熔點(diǎn)2740 K,試件頭部圓柱半徑為25 mm;球頭試件1 材料為不銹鋼,熔點(diǎn)為1673 K,試件頭部球體半徑為50 mm,特征厚度為5 mm;球頭試件2 材料為不銹鋼內(nèi)膽+碳纖維纏繞復(fù)合材料,兩種材料特征厚度均為2.5 mm,試件頭部球體半徑為50 mm.球頭試件1 燒蝕實(shí)驗(yàn)過程中不同時(shí)刻的照片分別如圖10(a)和圖10(b) 所示,3 種試件燒蝕前后的實(shí)物照片如圖11 所示.

圖10 (a)～ (b)球頭試件1 燒蝕實(shí)驗(yàn)過程中不同時(shí)刻的照片,以及(c)～ (e) 3 種不同試件在實(shí)驗(yàn)過程中真空腔氣壓、飛行實(shí)驗(yàn)氣壓、熱流密度、壁面溫度等參數(shù)隨時(shí)間的演化過程.(a)和(b)中的曝光時(shí)間分別為1/10 s 和1/30 sFig.10 (a)～ (b) Photos during the ablation experiments for the spherical-type specimen-1,and (c)～ (e) variations of pressures in vacuum chamber and under flight conditions,heat flux density,and wall temperature over time during experiments for the three different specimens.The exposure times for(a) and (b) are 1/10 s and 1/30 s,respectively

圖11 不同試件燒蝕實(shí)驗(yàn)前后的實(shí)物照片F(xiàn)ig.11 Photos of different specimens before and after ablation experiments

3.2 試件燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖10 給出了燒蝕實(shí)驗(yàn)過程中t=200,450 s時(shí)刻的燒蝕照片和真空腔氣壓、真實(shí)飛行條件氣壓、壁面熱流密度和壁面溫度等參數(shù)隨時(shí)間的演化過程,其中下標(biāo)“test”表示實(shí)驗(yàn)條件.圖10(a)和圖10(b)分別為球頭試件1 燒蝕實(shí)驗(yàn)過程中200 s 和450 s時(shí)刻的燒蝕照片;圖10(c)、圖10(d)和圖10(e)則分別為圓柱頭試件、球頭試件1 和球頭試件2 在燒蝕實(shí)驗(yàn)過程中相應(yīng)參數(shù)隨時(shí)間的演化過程,其中橫坐標(biāo)t為歸一化之后的無量綱時(shí)間,即t=tr/tt,此處tr和tt分別為真實(shí)飛行時(shí)間和總飛行試驗(yàn)時(shí)間.不同試件燒蝕實(shí)驗(yàn)的等離子體發(fā)生器工作參數(shù)如表3 所示.從圖10(a)和圖10(b)可以看到,隨著真空腔氣壓的升高,等離子體射流發(fā)光強(qiáng)度劇烈升高,這也反映了等離子體溫度和熱流密度的急劇上升.此處需要特別說明的是,圖10(c)～ 圖10(e)中對(duì)應(yīng)于不同時(shí)刻的真空腔工作氣壓與真實(shí)飛行條件下的氣壓并不相同,這是由于本文主要通過調(diào)節(jié)工作氣壓來獲得與真實(shí)飛行條件下一致的試件壁面熱流密度環(huán)境,從而用于初步研究試件材料在高氣體溫度等離子體射流環(huán)境下的熱響應(yīng),而不考慮化學(xué)反應(yīng)和與氣壓、黏性等相關(guān)的力的作用對(duì)試件的破壞.我們將在未來的工作中進(jìn)一步考慮工作氣體組分和工作氣壓等參數(shù)的影響,深入研究等離子體與試件之間的熱-力耦合作用以及化學(xué)反應(yīng)過程對(duì)材料燒蝕特性的影響.圖10(c)～ 圖10(e)的燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,冷壁熱流密度的測(cè)量值與飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算得到的冷壁熱流密度值吻合良好,最大相對(duì)偏差為9.4%;試件壁面溫度的實(shí)驗(yàn)測(cè)量值與飛行條件下的壁面溫度最大相對(duì)偏差為6.1%.

表3 不同試件燒蝕實(shí)驗(yàn)的發(fā)生器工作參數(shù)Table 3 Operating parameters of the plasma generator for different specimen ablation experiments

圖11 給出了各試件燒蝕前后的照片.在經(jīng)過燒蝕以后,各試件的燒蝕后退量均已達(dá)到其特征厚度.本論文中燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示,金屬材料質(zhì)量損失主要為熔融后滴落.飛行時(shí)間t=26 s (對(duì)應(yīng)于地面以上高度h=80 km)時(shí),鈮鉿合金的圓柱頭試件最大燒蝕后退量實(shí)驗(yàn)結(jié)果為1.62 mm,這與真實(shí)飛行條件下的燒蝕后退量實(shí)驗(yàn)結(jié)果(1.54 mm)吻合得較好;飛行時(shí)間t=123 s (對(duì)應(yīng)于地面以上高度h=63 km)時(shí),圓柱頭試件平均燒蝕后退量為2.28 mm,這也與真實(shí)飛行條件下的實(shí)驗(yàn)結(jié)果(2.20 mm)比較接近.因此,本文方法可以作為鈮鉿合金材料部件的風(fēng)洞燒蝕試驗(yàn)前的低成本預(yù)測(cè)試方法.在250 s 之后,燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)束,平均燒蝕后退量超過其結(jié)構(gòu)厚度1.7 mm,這表明此時(shí)該部件已經(jīng)完全燒蝕解體,不會(huì)存留大的殘骸.

球頭試件1 和球頭試件2 在t=640 s (h=36 km)和t=1782 s (h=70 km)時(shí)對(duì)應(yīng)的平均燒蝕后退量實(shí)驗(yàn)結(jié)果分別為6.88 和8.52 mm,均已超過模型的特征厚度5 mm,表明該部件也已解體,不會(huì)存留大的殘骸.各試件整個(gè)燒蝕過程的平均線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率如表4 所示.

表4 不同試件的平均線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 4 Experimental results of the averaged linear ablation rate and mass ablation rate for different specimens

3.3 飛行器熱環(huán)境模擬方法對(duì)比分析

表5 中給出了目前一些主要的飛行器熱環(huán)境模擬方法所能達(dá)到的熱流密度、加熱時(shí)間、常用的試件特征尺寸以及最大功率.其中,熱流密度和加熱時(shí)間與真實(shí)飛行條件下一致為本文進(jìn)行飛行器熱環(huán)境模擬的準(zhǔn)則,是最重要的兩個(gè)關(guān)鍵參數(shù).此外,由于熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒淮嬖趲缀蜗嗨频母拍?能夠在地面模擬裝置中進(jìn)行燒蝕性能測(cè)試的試件特征尺寸也是研究中關(guān)注的一個(gè)參數(shù),該參數(shù)越大,則代表能夠?qū)υ蕉喾N類的飛行器部件進(jìn)行燒蝕性能測(cè)試.同時(shí),裝置功率的大小在很大程度上反映了其實(shí)驗(yàn)過程中能耗的高低.

表5 不同熱環(huán)境模擬方法的參數(shù)對(duì)比Table 5 Comparisons of operating parameters for different thermal environment simulation methods

通過對(duì)比分析可以發(fā)現(xiàn),(1)同石英燈加熱方式相比,本文所提出的方法與石英燈加熱方式產(chǎn)生的試件表面熱流密度相差不大,但由于石英燈加熱方式需要避免石英玻璃發(fā)生高溫軟化,因此需嚴(yán)格控制加熱時(shí)間.在對(duì)大尺寸試件進(jìn)行燒蝕性能測(cè)試方面,由于石英燈加熱方式可將多組加熱模塊并聯(lián)共同進(jìn)行加熱,具有一定的優(yōu)勢(shì),表5 中列出的為目前燒蝕試驗(yàn)中常用試件的特征尺寸[9],實(shí)際燒蝕試驗(yàn)中可根據(jù)需要增加石英燈加熱的基本模塊,增大試件尺寸.石英燈加熱基本模塊功率最大為3 kW,多組加熱模塊可組裝成加熱裝置,目前最大功率約為500 kW[8].

(2)高焓風(fēng)洞是目前能夠產(chǎn)生最接近真實(shí)飛行條件下氣動(dòng)力熱環(huán)境的方法,同其他方法相比,高焓風(fēng)洞所能產(chǎn)生的熱流密度、加熱時(shí)間和試件特征尺寸的范圍均可覆蓋其他方法,其最大功率亦遠(yuǎn)大于其他方法,可達(dá)2.6 × 105kW,這也意味著高焓風(fēng)洞的能耗亦遠(yuǎn)高于其他方法.

(3)同目前常用的直流電弧射流相比,一方面,由于直流電弧等離子體射流方法需要避免電極材料的燒蝕問題,因此加熱時(shí)間不能過長(zhǎng),而本文方法中在上游注入的冷氣體以及冷卻水系統(tǒng)的作用下,電極得到了相對(duì)較充分的冷卻,因此加熱時(shí)間大大提升;另一方面,為了保證穩(wěn)定放電,直流電弧發(fā)生器的電極間距也不宜過大,從而限制了試件的尺寸.本文方法采用多相交流放電,可以通過伺服電機(jī)調(diào)整電極間距,同時(shí)在上游注入的冷氣體作用下,產(chǎn)生大橫截面積的等離子體射流,因此可以進(jìn)行測(cè)試的燒蝕試件尺寸相對(duì)較大.此外,本文方法僅適用于5.0 MW/m2熱流密度范圍以內(nèi)的材料燒蝕性能測(cè)試,在MPX-2015 裝置上目前尚無法產(chǎn)生更大熱流密度的射流;其中,2 MW/m2范圍內(nèi)的熱流密度數(shù)據(jù)得到了數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的驗(yàn)證,而2 MW/m2以上的數(shù)據(jù)僅來自于數(shù)值模擬的預(yù)測(cè).我們將在未來的工作中將通過改進(jìn)等離子體發(fā)生器結(jié)構(gòu)、調(diào)控等離子體中的質(zhì)能輸運(yùn)過程等方法,探索產(chǎn)生具有更大壁面熱流密度、更大體積的等離子體電弧射流.

總體來講,本文方法可以產(chǎn)生5.0 MW/m2以內(nèi)熱流密度可調(diào)的等離子體射流,燒蝕試件特征尺寸與石英燈加熱方式接近,介于直流電弧等離子體射流和高焓風(fēng)洞之間,且加熱時(shí)間同高焓風(fēng)洞相當(dāng),可達(dá)1.8 × 103s,而功率則遠(yuǎn)小于高焓風(fēng)洞,因此,可作為一種采用高焓風(fēng)洞進(jìn)行材料燒蝕性能測(cè)試前的預(yù)實(shí)驗(yàn)方法.

4 總結(jié)與展望

本文以熱流密度和加熱時(shí)間與真實(shí)飛行條件下一致為準(zhǔn)則,提出了通過地面小體積、低成本多相交流電弧放電實(shí)驗(yàn)裝置實(shí)現(xiàn)再入飛行器部件表面熱環(huán)境地面模擬及試件燒蝕性能測(cè)試的方法.結(jié)合數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究,通過改變工作氣壓等參數(shù)調(diào)節(jié)等離子體沖擊試件壁面的熱流密度,進(jìn)行了飛行器典型部件材料燒蝕實(shí)驗(yàn).本文主要得到如下結(jié)論.

(1)對(duì)于常用熱防護(hù)材料酚醛浸漬基碳燒蝕體(PICA),當(dāng)壁面熱流密度在1.07～ 3.95 MW/m2范圍內(nèi)變化時(shí),本文實(shí)驗(yàn)得到的試件燒蝕后退量與NASA基于電弧風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)間的相對(duì)偏差在30%以內(nèi),這在一定程度上說明本文提出的基于多相交流電弧放電等離子體射流的地面燒蝕模擬實(shí)驗(yàn)方法可作為高焓風(fēng)洞材料燒蝕性能測(cè)試的預(yù)實(shí)驗(yàn).

(2)針對(duì)再入飛行器圓柱頭和球頭兩種形狀的典型部件,在5 MW/m2以內(nèi)的壁面熱流密度條件下,本文地面燒蝕模擬實(shí)驗(yàn)得到的部件燒蝕實(shí)驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)飛行條件下的數(shù)據(jù)基本一致,進(jìn)一步說明了本文所建立的基于多相交流電弧放電等離子體射流可有效模擬飛行器再入過程的表面熱環(huán)境.

本文基于多相交流氬電弧等離子體射流所進(jìn)行的材料燒蝕測(cè)試,以熱流密度和加熱時(shí)間與真實(shí)飛行條件下一致為準(zhǔn)則,僅適用于飛行器再入過程中材料的碳化、升華等物理燒蝕機(jī)理的模擬,但實(shí)際再入過程中飛行器材料面臨著更為復(fù)雜的熱-力耦合環(huán)境,其機(jī)械剝蝕和化學(xué)反應(yīng)過程往往不可忽略.因此,一方面,有必要建立多氣體組分等離子體放電的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)庫(kù),考慮壁面催化對(duì)等離子體及試件特性的影響,將與相應(yīng)飛行高度下空間環(huán)境一致的空氣環(huán)境作為等離子體放電的工作氣體,開展等離子體非平衡特性數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究;同時(shí),也需要進(jìn)一步考慮氣體溫度大幅度變化、熱非平衡效應(yīng)等對(duì)表面熱流密度計(jì)算結(jié)果的影響.另一方面,研究飛行器部件在氣動(dòng)力作用下的相似性準(zhǔn)則,基于相似性準(zhǔn)則調(diào)節(jié)等離子體射流工作壓強(qiáng)和流速等參數(shù)并設(shè)計(jì)加工縮比模型,實(shí)現(xiàn)飛行器再入過程中表面熱環(huán)境對(duì)部件熱-力耦合作用的地面實(shí)驗(yàn)室模擬研究.此外,本文所采用的多相交流電弧放電裝置具有可拓展性,在未來的工作中,可進(jìn)一步增加電極數(shù)量或采用多層電極結(jié)構(gòu),產(chǎn)生更大橫截面積、更大體積、更高溫度的等離子體電弧射流,進(jìn)一步提高試件壁面熱流密度,滿足更大尺寸的飛行器部件材料燒蝕性能測(cè)試的需求.