金屬尖化前緣模型主動式熱疏導性能試驗研究

夏吝時，楊凱威，孔維宣，景昭，鄒樣輝，楊馳

金屬尖化前緣模型主動式熱疏導性能試驗研究

夏吝時，楊凱威，孔維宣，景昭，鄒樣輝，楊馳

（北京航天長征飛行器研究所 高超聲速飛行器防隔熱技術中心，北京100076）

為了更好地解決高超聲速飛行器舵、翼前緣及頭錐等氣動熱環境惡劣區域的熱防護問題。采用主動式熱疏導技術，以高溫液態合金為工質，設計并制作具有主動式熱疏導功能的尖化前緣金屬試驗模型（=5 mm）。根據模型外尺寸設計加工一套石英燈仿形加熱器和熱流測試模型，開展地面熱環境模擬試驗。試件在前緣中心溫度530 ℃左右時具有瞬態啟動特性。前緣中心和大面積中心最大輻射熱流密度分別為1000 kw/m2和580 kw/m2，試件在該環境中長時間受熱狀態下仍具有較好的熱疏導能力。試驗后試件無工質泄漏和結構破壞，具有一定的可重復使用性。可以此熱疏導方式結合現有成熟熱防護技術進一步開展工程設計與應用。

主動式熱疏導；高溫液態合金；尖化前緣；仿形加熱器

具有高超聲速飛行、高機動變軌和快速響應能力的飛行器在臨近空間長航高速飛行或再入大氣層時，舵、翼前緣及頭錐等局部區域所經受的氣動熱環境較其他位置更為惡劣，尤其位于飛行器外表面的空氣舵是調整飛行姿態和飛行軌跡的重要部件，必須保證其在長時間飛行過程中的氣動維形和結構安全。主動式熱管組合結構和熱疏導概念的提出，能夠快速有效地將熱量從舵、翼前緣及頭錐等氣動加熱嚴重的高溫區輸運至飛行器背風面的大面積低溫區，在國內外已得到廣泛的理論研究和試驗驗證[1-4]。在此基礎上，通過防熱、熱控及結構一體化設計，可在提高低溫區散熱效果的同時，緩解高溫區材料和結構的熱承載負擔，使高超聲速飛行器的可重復使用結構防熱一體化技術有望得以實現。利用主動式熱疏導技術與現有成熟飛行器熱防護系統相結合[5]，將具有更高的工程應用價值。文中研究使用石英燈仿形加熱器對具有主動式熱疏導功能的金屬尖化前緣模型的熱疏導性能進行試驗研究。

1 試驗模型

試驗模型由吸熱段和散熱段兩部分組成。其中吸熱段為前緣半徑=5mm的尖劈外形，主要受熱區域為尖前緣的高溫區和大面積低溫區，材料為代號GH3128的鎢、鉬固溶強化鎳基合金。散熱段為316不銹鋼制作的翅片管結構，如圖1所示。吸熱段和散熱段通過焊接方式連接，內部為傳熱工質流道。工質為高溫液態合金，其熔點低于室溫，在工作溫度區域內能夠保持液態單一相態，且與所選用的壁面材料有較好的相容性。

圖1 試驗模型

2 試驗設備

該次試驗在北京航天長征飛行器研究所固安防隔熱實驗中心的預試驗系統常壓石英燈設備上進行。設備由模塊化仿形石英燈加熱器、110 kW電功率調節器（220 V/500 A）、風冷降溫設備、溫度測量與控制系統[6]組成，如圖2所示。針對金屬模型尖化前緣外形設計的仿形加熱器內部采用特殊燈陣布局[7]，能夠保證試驗過程中到達尖前緣和大面積的輻射熱流密度具有一定的峰值和梯度分布。

為了測量試件表面的輻射熱流密度，按照試驗模型吸熱段尺寸設計加工了相同外形的熱流測試模型[8]，并在模型表面安裝了若干經改良和標校過的塞塊式熱流傳感器。熱流測試模型如圖3所示。

圖2 石英燈試驗系統

圖3 熱流測試模型照片

3 試驗方案

試件安裝采用垂直懸掛方式，加熱面尺寸大于試件受熱面的模塊化仿形加熱器包罩在試件吸熱段外表面。在試驗過程中，使用風冷降溫設備對試驗模型散熱端的翅片管進行強制風冷，實測風速為5 m/s。試驗過程中測點位置如圖4所示，其中主要外表面溫度測點位置為：1#位于尖前緣中心，4#位于舵面中心，9#、10#、11#、12#分別為散熱段左、右兩側管路與吸熱段尾部接口焊縫處，25#、26#、27#、28#位于散熱段左、右管路中間處，37#、38#、39#、40#位于散熱段左、右管路頂部對稱布置。

圖4 測點位置

試驗分三個階段開展。第一階段使用熱流測試模型對加熱器熱輸出能力進行考核，以尖前緣中心位置熱流傳感器測量值代表前緣峰值熱流密度，以大面積幾何中心位置熱流傳感器測量值代表大面積區域峰值熱流密度，使用熱流測試模型獲取110 kW電功率調節器全工況電壓輸出條件下對應的輻射熱流值。第二階段在不確定試驗模型焊縫強度可靠性的情況下，以尖前緣中心處溫度為判據，對試驗模型進行750 ℃左右工況啟動性能摸底測試。第三階段待試驗模型完全冷卻后，以尖前緣中心輻射熱流密度為標準，開展1000 kW/m2工況熱疏導性能測試。

4 試驗與結果討論

4.1 熱流測量

使用110 kW電功率調節器作為模塊化仿形石英燈加熱器的電功率輸入設備，采用快門式瞬態熱流測試方法對如圖3所示的熱流測試模型按電壓間隔20 V進行了表面輻射熱流測試[9]，獲取了加熱器工作電壓80~180 V的實測數據。對實測數據進行了線性擬合，如圖5所示。利用得到的擬合公式使用插值法得到了電功率調節器0~220 V輸出范圍內試件表面尖前緣1#和大面積4#測點對應位置處的輻射熱流值，如圖6所示。由于石英燈加熱器具有良好的熱環境加載重復性，在第二、三階段測試過程中，可依據對應電功率調節器輸出電壓獲得相同測點處的溫度和熱流密度對應關系。

圖5 熱流密度-電源電壓實測值

圖6 熱流密度-電源電壓對應關系

4.2 啟動性能測試

第二階段試驗過程中，沒有使用風冷降溫設備，測點采樣率為1 Hz。1#測點在第203 s第一次出現脈動現象，在1000 s之后維持在740 ℃左右，持續時間大于600 s，各溫度測點隨時間變化的實測數據如圖7所示。可以看出，在持續受熱狀態下，吸熱段測點1#和4#溫度明顯高于散熱段各測點，散熱段各測點間溫度較為接近。取試驗時刻1250 s測點溫度數據（如圖8所示），對照圖4按散熱段測點位置垂直方向低到高順序將各主要測點溫度進行對比。數據表明，左、右兩管路上溫度變化趨勢相同，溫度值略有偏差，其中最大偏差約30 ℃，出現在左、右兩管路左側中心位置。說明液態工質達到啟動溫度后，在左右兩側翅片散熱管內工作正常，較好地將吸熱段獲取的熱量疏導至散熱段。

圖7 溫度-時間實測值

圖8 左右散熱段溫度分布

從開始加熱的0時刻至203 s為初始階段，在此過程中取第160，165，170 s時刻模型最左側散熱段溫度測點，按從吸熱段尖前緣位置沿工質熱疏導方向至散熱段頂部順序排列的溫度分布如圖9所示。數據表明，初始階段內，受熱段溫度隨時間持續升高的過程中，散熱段溫度測點數據無明顯變化，說明模型內工質未達到啟動狀態。

在203~204 s間隔內，散熱段左管左側溫度測點數值瞬間升高（右側及右管相同），此時1#測點溫度約530 ℃，如圖10所示。伴隨著啟動后的熱疏導過程，試件發生如圖11所示的規律性循環脈動。隨后一段時間內，各測點數值趨于一致。由此判斷模型內工質啟動，進入熱疏導工作模式。

圖9 初始階段測點溫度分布

圖10 啟動時刻測點溫度分布

循環晃動，實線為初始位置

在1#測點740 ℃持續600 s以上的穩定階段內，1250，1255，1260 s時刻散熱段左管左側溫度分布如圖12所示。在垂直由低向高的方向上，溫度分布均溫性良好，溫度值總體呈下降趨勢。說明試件具有較好的熱疏導能力。

圖12 穩定階段測點溫度分布

4.3 高溫熱疏導性能測試

第三階段開啟風冷降溫設備，測點采樣率為1 Hz。受熱段溫度測點1#和4#隨時間變化曲線如圖13所示，最高溫度對應的熱流密度分別為：1148 ℃時為1000 kW/m2，1058 ℃時為580 kW/m2。

圖13 溫度-時間實測值

從圖14所示的各測點溫度分布中可以看到，試驗開始后第334 s時刻試件內工質處于未啟動狀態，334~664 s區間內工質啟動， 994~1594 s（結束時刻）區間內各測點溫度值變化穩定。在垂直由低向高的方向上，散熱段溫度分布均溫性良好，溫度值總體呈下降趨勢，各測點隨時間變化趨勢基本一致。對應受熱段前緣1#測點峰值溫度1148 ℃時刻散熱段末端的平均溫度為912 ℃，此時溫差為222 ℃，全程最大溫差為229 ℃。測點1#溫度超過1000 ℃的280 s試驗過程中，試件工作正常，無工質泄露和結構破壞。說明試件重復使用過程時，在前緣1000 kW/m2的熱環境下仍然具有較好的熱疏導性能。

圖14 測點溫度分布

試驗過程中發現，前緣溫度大于800 ℃后的脈動頻率和位移幅度較第二階段更快更大。當全部測點平均溫度超過800 ℃后，金屬試件表面已呈現明顯被燒紅特征，說明液態工質在熱疏導過程中溫度較高。待試件完全冷卻后觀察，結構無破壞，焊縫等連接部位無工質泄露情況，吸熱段和散熱段表面均存在氧化層，大面積處上表面形成了2 mm左右凸起的鼓包。試件在兩次試驗前和本次試驗后照片如圖15所示。

圖15 試驗模型照片

5 結語

使用石英燈仿形加熱器成功開展了金屬尖化前緣試驗模型的主動式熱疏導性能研究試驗，對試驗過程和數據進行分析得到以下結論。

1）針對尖化前緣試驗模型設計的石英燈仿形加熱器具有較強的加熱能力，能夠使具有較好熱疏導性能的金屬試驗模型尖前緣溫度和熱流密度達到1148 ℃和1000 kW/m2的試驗狀態。

2）模型內部填充的液態金屬合金工質具有瞬態啟動性能，表現為尖化前緣溫度在530 ℃左右時散熱段平均溫度在1 s內由室溫突升至約500 ℃。

3）金屬尖化前緣試驗模型具有較高熱疏導能力，能夠承受前緣1000 kW/m2和大面積中心580 kw/m2的靜態熱輻射試驗環境，在長時間受熱狀態下具有一定的結構等溫性。

4）金屬尖化前緣試驗模型具有可重復使用性，可以此主動式熱疏導技術結合現有成熟熱防護材料進一步開展工程設計與應用[10-13]。

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Experimental Study on the Active Heat Transfer Performance for Leading Edges of Metallic Model

XIA Lin-shi, YANG Kai-wei, KONG Wei-xuan, JING Zhao, ZOU Yang-hui, YANG Chi

(Hypersonic Vehicle Thermal Protection & Insulation Technology Center, Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China)

To solve the thermal protection of hypersonic vehicle rudder and wing leading edge and nosecones, etc, in severe aerodynamic thermal environment.A metallic experimental model of the=5 mm leading edge was designed and fabricated with high temperature liquid alloy according to the active heat transfer technology. A set of profiled quartz lamp heater and heat flux test model was designed and manufactured to carry out thermal environment simulation test on thermal environment on the ground.The metallic experimental model had transient start characteristics at 530℃ of leading edge center. The maximum radiant heat flux at the center of the leading edge and the surface was 1000 kw/m2and 580 kw/m2respectively. The model had the advantages of good heat conduction ability. The specimen had no medium leakage and structure damage after test, they had certain repeatability.It can be used to further engineering design and application in combination with existing mature thermal protection technology.

active heat transfer; high temperature liquid alloy; leading edge; profiled heater

10.7643/ issn.1672-9242.2017.10.016

TJ07；TG174

A

1672-9242(2017)10-0082-05

2017-05-31；

2017-07-01

中國運載火箭技術研究院2016年創新基金課題“高超聲速飛行器端頭/尖化前緣主動式熱防護技術研究”

夏吝時（1984—），男，碩士，工程師，主要研究方向為飛行器地面防隔熱試驗及試驗技術。