陈连忠,欧东斌

(1.西北工业大学,陕西西安 710072;2.中国航天空气动力技术研究院,北京 100074)

0 引 言

未来高超声速飞行器朝着小型化、高精度、高机动、长时间飞行等方向发展,人们必须探求新的防热方式,包括研制先进的烧蚀防热材料,局部高温区(例如驻点区域,翼前缘等)可能采用主动冷却式及混合式防热,由单纯防热转变为综合考虑的热控制等。高温热管和高导固体介质(高导C/C)对飞行器前缘高热流区的冷却是未来先进热防护的两个主要途径。早在1970年,在NASA兰利研究中心就进行了针对高超声速飞行器翼前缘和驻点区域的热管冷却可行性试验[1];1972年麦道航空公司评估过四种航天飞机翼前缘防热设计,认为热管冷却设计是切实可行并可重复使用的方案[2];1973年该公司制作了半尺寸热管冷却翼型模型并在兰利研究中心进行了可行性试验[3-4],2006年Glass D.E.对热管冷却前缘和驻点试验进行了总结[5],国外研究表明,由于高温热管高效的导热性能,如果应用到高超声速飞行器的高温区热防护系统,将可能起到良好的防热效果。

中国高温热管已经广泛应用于核电装置、航天飞行器及太空试验室轨道站等,但是针对在大气层内的高超声速飞行器热防护系统探索尚少,通过模拟高超声速飞行器的气动热环境,对一个简化的机理模型进行研究,探索热管在高超声速飞行器热防护中应用的可行性及有效性。

1 热管的导热机理

热管是20世纪60年代发展起来的具有特别高的导热性能的传热元件[6],它的结构比较简单,图1为其工作原理示意图,管壳采用金属管,其内壁贴附丝网状吸液芯,以利用毛细力使工作液体在吸液芯内不受热管位置的限制而移动。管壳两端封死,在封死前先将管内抽真空,灌入适当的工作液,工作时加热段的工作液被加热,工作液蒸发为气体,气体经保温段,流向散热段,在散热段,工作液蒸汽被冷却,凝结为液体,放出热量,传递给管外物体。积聚在散热段吸液芯中的凝结液借助吸液芯毛细力的作用返回到加热段再吸收热量蒸发。工作液的这种循环就把热量从加热段传递到散热段。从热管的工作过程可以看出,它实现了一种特殊的传热过程--热量从热管一端的热流体通过热管传递给位于热管另一端的冷流体。热管的导热能力是紫铜的1500倍,实现了几乎没有温差的导热,因此热管的超导热性和等温性使它成为理想的控制温度的工具,在航天飞行器及太空试验室轨道站得到了广泛的应用。

针对高超声速器飞行热防护需求,利用热管的超导热特性,对高超声速飞行器表面热量进行调节,降低高温区的温度,减轻该部位防热材料的压力,将热量传到低温区,通过辐射散热等方式将热量释放出去。

2 研究模型

实验采用了一个高温防热复合材料加高温热管的组合模型(简称热管模型)作为研究对象(图1),模型外形为半球头圆柱体,前端的半球部分模拟高超声速飞行器的头部高温区,球柱的后部模拟高超声速飞行器大面积低温区。高温防热复合材料内部安装一根高温热管,通过高温热管将前端球柱部分的热量传递到柱面低温区,再通过柱面防热材料辐射将热量散发出去。

图1 热管模型原理图Fig.1 Sketch of high temperature heat-pipe

3 气动加热试验方法及设备

高超声速飞行器在大气层内高速飞行的过程中,飞行器前缘将产生激波,由于急剧压缩、摩擦、粘性耗散等作用,激波层内气流动能转换为热能,导致温度急剧升高,例如,“阿波罗”登月返回舱的驻点气流温度最高达11000K,中国“神舟载人飞船”返回舱的驻点气流温度最高达6500K。飞行器周围的高温、高速流场将巨大热量传给飞行器。电弧风洞是模拟高超声速飞行器的气动加热环境的主要设备之一。利用中国航天空气动力技术研究院的高超声速电弧风洞模拟典型高超声速飞行器的气动加热环境,开展高温热管在热防护中应用机理研究。

该风洞主要由电弧加热器、混合稳压室、拉瓦尔喷管、试验段、扩压段、冷却器及其后的真空系统组成。其工作原理是：被电弧加热器加热的高温气体通过拉瓦尔喷管膨胀,在试验段形成高温、高速气流,在一定参数范围内可模拟各类高速飞行器的气动加热环境,进行气动热地面模拟试验。试验后的气体经过扩压段减速,在冷却器降温后排入预先抽空的真空罐组,最后被真空泵抽出排入大气。试验设备及模型安装示意图见图2。

图2 试验设备及模型安装示意图Fig.2 Sketch of the model and experimental facility

由于高温热管采用碱金属作为工作介质,在常温下,碱金属为固态,热管内部介质循环无法启动,因此为了保证热管顺利并安全启动,在电弧风洞中先利用辐射加热装置对热管模型进行预加热,以热管尾部端面测温数据大于250℃时刻为热管正常启动时间,约1200s之后将模型送入高温高速流场进行疏导性能试验。表1为电弧加热试验状态。

表1 电弧加热试验状态Table 1 Test condition of arc heating experiment

4 测试方法

模型前端温度两个位置(驻点温度T1、球头与柱身相切区域表面温度 T2)的温度采用双色集成式红外测温仪测量,其测量范围为1000～3000℃,响应时间为10ms,精度为±0.75%F◦S,在使用时,双色探测器测定两个红外光谱的能量,由其比值确定目标温度。此测试方法不依赖绝对能量的测量,是一种高精度、高重复性的非接触温度测量方法。

模型柱面温度 T3(距驻点距离X=130mm)采用单色集成式红外测温仪测得,其测量范围为350～2000℃,响应时间为 10ms,精度为 ±0.3%F◦S,根据所选复合材料辐射特性,辐射系数选为0.9。

圆柱体表面温度分布采用高性能红外热像仪测量,测量范围为-40～1200℃,通过对获得的红外图像分析,可得到模型表面温度分布及其随时间变化历程。

正式测量之前,对上述3种温度测量方式进行了现场校验,在试验条件下测量误差在5%以内。

5 试验结果与分析

为了对比在相同加热条件下,热管对高温区的冷却效果,设计了一个仅由高温复合材料制成的对比模型(简称复合材料模型),分别在相同的高温流场条件下进行了气动加热试验,并对模型前端、中部和尾部的温度进行了对比。

试验温度曲线见图3,从图中可以看出,相比于复合材料模型,热管模型驻点及模型前部降温区域较大,驻点温度T1,球头与柱身相切区域表面温度T2均出现下降,柱面区域表面温度 T3上升。取电弧加热时间t=300s时温度数据见表2。

图3 高温热管与普通复合材料模型温度曲线Fig.3 Temperature-time curve of high temperature heat-pipe and contrastive model

表2 高温热管复合材料模型试验结果Table 2 Results of heat-pipe and contrastive model

图4和5分别给出了两种模型在电弧加热时间t=300s时沿子午线的温度分布曲线和模型红外图象。从图中可以看出热管模型距驻点距离X=80mm后的柱面低温区温度明显高于复合材料模型,且热管模型表面等温性较好。

6 结 论

图4 复合材料模型与热管模型表面温度变化曲线Fig.4 Temperature variation curve of high temperature heat-pipe and contrastive model

图5 复合材料与热管模型红外图象Fig.5 Infrared thermograph of high temperature heat-pipe and contrastive model

通过研究,建立了模拟高超声速飞行器受热高温区的气动热环境模拟方法,再现了在大气层内高速飞行时,高温区的气动加热环境,在此基础上,对高温热管模型和普通复合材料模型进行了地面模拟气动加热测试,数据分析表明,高温热管模型相比于普通复合材料模型,高温驻点区域温度下降和柱面低温区温度上升,表明热管能将高超声速飞行器头部高热流区热量疏导表面低热流区,验证了热管在高超声速飞行器头部热防护中应用机理。通过进一步的技术攻关,有望在高超声速飞行器热防护设计中得到工程应用。

[1]SILVERSTEIN C C.A feasibility study of heat-pipe-cooled leading edges for hypersonic cruise aircraft[R].NASA CR 1857,1971.

[2]NIBLOCK G A,REEDER J C.Four space shuttle wing leading edge concepts[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1974,11(5)：314-320.

[3]ANON.Study of structural active cooling and heat sink systems for space shuttle[R].NASA CR 123912,1972.

[4]CAMARDA C J.Analysis and radiant heating tests of a heat-pipe-cooled leading edge[R].NASA TN D-8468,1977.

[5]GLASS D E.Heat-pipe-cooled leading edges for hypersonic vehicles[R].NASA Langley Research Center July 12-13,2006.

[6]杨世铭,陶文铨.传热学(第三版)[M].北京：高等教育出版社,1998.

[7]姜贵庆,刘连元.高速气流传热与烧蚀热防护[M].北京：国防工业出版社,2003.