初　敏，陈思员，胡龙飞，韩海涛，陈　亮，艾邦成

(中国航天空气动力技术研究院， 北京　100074)

吸气式巡航高超声速飞行器在临近空间内长时间高速飞行，其头部尖锐前缘气动加热极为严重，为保持高升阻比的气动外形，必须采用非烧蚀热防护技术。疏导式热防护是一种半主动式的非烧蚀热防护技术，通过金属高温热管或高导热材料，可实现热量由高温区向低温区的快速传递，降低结构的整体温差，并将前缘驻点温度大幅降低至防热材料承受的范围内。依托于现有材料体系，在不需要额外复杂冷却系统的基础上，疏导式热防护技术可扩大材料本身的应用范围，在前缘防热中具有明显优势。

X-43A曾在其机体前缘、水平翼处采用高导热的碳纤维进行结构的编织设计[1]，但在长时间飞行及可重复使用需求下，以C-C等复合材料为主的高导热材料还需要进行抗氧化方面的进一步研究。美国在20世纪70年代就开始了金属高温热管应用于前缘防热的研究[2-3]。Thermacore公司发展了针对前缘部位的难熔合金高温热管技术，并于2014年宣布在NASA Ames中心的电弧风洞完成了前缘热管组件的试验验证，模拟Ma5-20下的状态。兰利研究中心[4]将Mo-Re金属高温热管嵌入C-C材料翼前缘中，试验表明前缘温度由2400℃降至1700℃。弗吉尼亚大学[5]开展了尖前缘一体化热管结构的设计，提出了镍基合金-纳工质、铌合金-锂工质、钼合金-锂工质3种适应于不同飞行状态的热管壳体材料和工质组合。中国航天空气动力技术研究院对疏导式热防护技术的机理及应用进行了详细的梳理分析[6-8]。国防科学技术大学[9]、清华大学[10]、西北工业大学[11]等采用数值分析方法对高温热管的防热机理及性能进行过分析，均认为高温热管具有良好的防热效果。

本研究针对较高飞行状态，采用铌合金-锂工质超高温热管(一般认为使用温度超过1 200 ℃为超高温热管[6,12])进行飞行器前缘的防热，开展了国内首次针对该型热管的尖前缘结构风洞考核试验，并通过数值方法对其在不同飞行状态下的传热能力进行分析。

1　尖前缘结构电弧风洞考核试验

为应用于更高飞行状态，需要更小的前缘半径，因此采用腔体式热管前缘结构，如图1所示，未采用文献[9]所示的V型热管前缘结构。热管壳体为铌合金材料，表面涂有抗氧化涂层，腔体内部设置有加强结构，内部工质为锂金属。热管壳体尺寸250 mm×80 mm，前缘半径2.5 mm，壳体壁厚 2 mm，半边扩张角7°。

通过地面电弧风洞试验设备，开展国内首次铌合金-锂工质超高温热管前缘结构的热考核试验。试验在中国航天空气动力技术研究院的FD04电弧风洞中进行，该风洞主要由电弧加热器、超声速喷管、试验段、真空系统等组成。气流经电弧加热器加热后，由喷管膨胀加速，形成高温、高速气流，可模拟各类高速飞行器的气动热环境，进行防热材料及防热结构的热考核。风洞试验过程中，来流总焓6 MJ/kg，驻点热流7.7 MW/m2，试验总时长为1 000 s。在距离前缘驻点20 mm位置处，进行单点的红外测温，在尾部盖板位置处，布置6个K型热电偶测点。

对采用超高温热管的疏导前缘结构、无热管的非疏导前缘结构分别开展了试验，图 2为风洞红外成像照片，左侧为非疏导结构件，右侧为疏导结构件。由图可见，非疏导结构的热量集中于头部，后部温度较低。过高的头部温度，使得非疏导结构在试验过程中发生了如图所示的热破坏。而疏导结构依靠超高温热管的快速传热能力，将头部热量传输至后部，使得头部温度降低，后部温度升高，从而使结构整体均温性较好，在试验过程中始终保持完好。试验结果表明，铌合金-锂工质超高温热管可有效地用于尖前缘结构的热防护中，依靠热管的快速传热能力，可显著提升尖前缘结构的防热安全性。加热至稳定状态后，疏导前缘结构距驻点 20 mm处的红外测量温度为1 100 ℃，尾盖板处热电偶测点的温度集中在800～850 ℃。试验过程中，试验件尾部由夹具固定，夹具由水冷却，导致尾盖板温度比实际情况偏低。

2　尖前缘结构冷却效果数值分析

由于风洞试验准备周期长且费用较高，为了进一步分析铌合金-锂工质超高温热管对尖前缘结构的冷却效果，采用有限元数值方法开展不同飞行状态下的三维传热分析。

高温热管可分为外部壳体和内部蒸汽腔，腔体内涉及到工质的蒸发、冷凝、气态输运、液态回流等物理过程，非常复杂。实际上当热管启动并达到正常工作状态后，通过内部工质可以快速的将热量由头部高温区传至后部低温区，实现结构等温化，因此可将启动后的热管内部腔体看作具有高导热率的固体介质来处理，以简化计算过程。

2.1　超高温热管等效导热率分析

热管结构、内部工质及制备工艺等方面的不同，会导致热管腔体的等效导热率有所不同，因此，首先需要通过计算与试验结果的对比，给出当前铌合金-锂工质超高温热管等效导热率的值。

由气动加热快速工程算法模拟风洞试验前缘结构的表面热环境分布，如图 3所示，最高热流7.4 MW/m2，与风洞试验状态接近。

通过数值计算，对比了不同等效导热率下的疏导前缘结构温度分布，图4给出了前缘驻点最高温度、距驻点20 mm位置处温度以及尾盖板最低温度结果。可见，等效导热率为1 500 W/mK时，距驻点20 mm处的温度计算结果为1 372 K，与风洞试验测量结果符合较好。即当前结构件在热管启动后，内部工质的传热效率相当于等效导热率为 1 500 W/mK的固体介质。热管的等效导热率越高，结构的最高温度和最低温度越接近，即结构的等温性越好。等效导热率大于1 000 W/mK后，等效导热率的增大对结构温度的影响不再明显,图4中：Tmax为结构最高温度、T20 mm为距前缘驻点20 mm处温度、Tmin为结构最低温度。

结构的温度分布如图5所示，左图为非疏导结构，右图为等效导热率1 500 W/mK的疏导结构。由图可见，非疏导结构的前缘驻点温度高达2 200 K，而疏导结构仅1 750 K，实现了前缘驻点450 K的疏导降温，同时疏导结构的尾部温度也比非疏导结构高约150 K，使得疏导结构的整体均温性明显好于非疏导结构。由于计算没有考虑试验件尾部夹具的影响，计算得到的尾盖板温度高于风洞试验测量结果。

2.2　尖前缘结构冷却效果分析

假设高超声速飞行器飞行高度30 km，飞行马赫数7～10，使用气动加热快速工程算法给出马赫数分别为7、8、9、10时的前缘结构表面热环境分布，驻点最高热流分别为2.9、4.43、6.42、8.93 MW/m2，如图6所示。

令疏导结构件的等效导热率λe为1 500 W/mK，采用上述数值方法，对比了有/无疏导情况下的前缘结构温度分布情况。图7～图10分别为马赫数7、8、9、10的尖前缘表面温度分布云图，明显可见疏导结构的均温性更好，最大温差更小。

图11为30 km马赫数7～10下的尖前缘结构表面最高温度和结构最大温差的统计结果。可知，飞行马赫数为7、8、9、10时，疏导结构的最高温度相比非疏导模型分别下降了279、326、384、426 K，结构整体最大温差分别减小了384、458、533、590 K。通过结果统计可以看出，在不同飞行状态下，当前铌合金-锂工质超高温热管可以使结构件的最高温度均下降19%左右，且飞行状态越高，最大温差降低值越大，疏导的效果越明显。铌合金-锂工质超高温热管的使用，可以显著降低前缘结构的最高温度，减小表面温差，从而降低热应力，使铌合金材质的前缘结构可应用于更高飞行马赫数下。图11中：Nb为铌合金非疏导前缘结构，Nb-Li Heat Pipe为铌合金-锂工质超高温热管疏导前缘结构。

3　结论

1) 铌合金-锂工质超高温热管在来流总焓6MJ/kg、驻点热流7.7 MW/m2的加热条件下，可保证尖前缘结构的防热安全，显著提升铌合金材质的使用范围，使铌合金材质的尖前缘结构可应用于更高飞行状态。

2) 铌合金-锂工质超高温热管在当前结构尺寸、工质材质及制备工艺下，其等效导热率可达到1 500 W/mK。

3) 采用铌合金-锂工质超高温热管的尖前缘疏导结构，在30 km高度下，飞行马赫数分别为7、8、9、10时，其驻点最高温度均下降了19%左右，结构整体最大温差明显下降，可显著降低结构热应力，提高防热安全性。

参考文献:

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