疏導式熱防護結構試驗及數值分析

孔維萱，楊凱威，夏吝時，高瑩瑩，景 昭

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

0 引 言

熱防護設計是制約高速再入飛行器發展的關鍵技術之一。再入飛行器在前緣和局部凸起部位需要承受極強的氣動加熱，這種苛刻的熱環境對傳統熱防護結構提出了嚴峻的挑戰。傳統的燒蝕型熱防護，在燒蝕過程中結構氣動外形不斷發生變化，給氣動力的計算和飛行器的精確控制帶來很大困難，可重復使用性能差；隔熱型和對流冷卻型熱防護，針對局部超高溫的結構效率很低，難以長時間承受局部高熱流。疏導式熱防護方式是有望突破高速再入航天系統熱防護瓶頸的重要手段，脈動熱管即是一種疏導式熱防護方式，將其與傳統燒蝕防熱材料相結合、布置在飛行器舵/翼前緣等位置，能夠有效提高熱防護效果、減小燒蝕帶來的外形變化、解決尖銳局部的熱防護問題，為未來高升阻比飛行器防熱設計提供了一種新的思路和方法。

脈動熱管是20 世紀90 年代由日本學者Akachi[1]提出的一種新型熱管。脈動熱管工質在管內形成氣液相間的柱塞，加熱段的氣泡或氣柱與管壁之間的液膜因受熱不斷蒸發，導致氣泡膨脹并推動氣-液柱塞流向冷凝端冷凝收縮，在冷、熱端之間形成壓差。氣-液柱塞的交錯分布，在管內產生強烈的往復震蕩，其震蕩頻率遠高于傳統熱管內的氣-液循環頻率，工質與管壁間的對流換熱在強烈脈動流的作用下受到強化。

脈動熱管以其優越的傳熱性能及結構特點受到學者們的廣泛關注，目前已成功應用到一些領域中，但其在航空航天領域的應用仍有待研究及改進。本文開展布置有脈動熱管的疏導式熱防護結構地面原理性試驗，分析了兩種熱載荷條件下熱防護結構的熱疏導性能，并以此為依據獲得了脈動熱管疏導式熱防護結構的等效設計參數，完成了疏導式熱防護結構在翼盒單元模型中的應用性評價。

1 原理試驗

1.1 試驗模型

疏導式熱防護試件為尖楔形結構，由加熱段和散熱段兩部分組成。加熱段為前緣半徑R=5 mm、半楔角10°的尖劈，外層采用GH3128 的鎢鉬固溶強化鎳基合金、內部布置脈動熱管。散熱段為加熱段內部的脈動熱管外伸的冷端，管壁材料為316 不銹鋼，脈動熱管內部充裝鈉鉀合金工質，管壁布置有翅片強化散熱。將加熱段分為前緣的高溫區和大面積低溫區，試件區域劃分示意及實物照片如圖所示。

1.2 試驗方案

試驗在常壓石英燈設備上進行，試驗系統如圖2所示，由模塊化仿形石英燈加熱器、110 kW 電功率調節器（220V/500A）、風冷降溫設備、溫度測量與控制系統[4]組成。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[3]，試驗仿形石英燈燈陣如圖3 所示，可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。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。

圖1 原理試驗模型Fig.1 Diagram of Test Model

圖2 原理試驗系統示意Fig.2 Diagram of Test System

熱流測試及正式試驗的測點位置如圖4、表1 所示。加熱段分為前緣區和大面積區，測點分別為1#～3#和4#～8#，其中1#位于尖前緣中心、4#位于大面積中心。過渡段測點編號為9#～12#，其中9#和11#為加熱端出口、10#和12#為散熱端出口。散熱段測點為13#～42#，其中41#和42#位于頂端拐角處。

1.3 熱載荷條件

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如圖4[4]，在模型表面對應測點位置安裝了經標校的塞式熱流傳感器。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熱流測試模型按電壓間隔20 V 進行了表面輻射熱流測試[5]。獲取了加熱器工作電壓在80～180 V 范圍內的表面輻射熱流實測數據，表面輻射熱流的實測值及其與電壓對應關系如圖5 所示。

圖5 原理試驗輻射熱流-電壓值對應曲線Fig.5 Thermal Load Voltage

由于石英燈加熱器具有良好的熱環境加載重復性，可以由輸出電壓換算獲得加載熱流值。對實測數據進行了線性擬合，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，對應工況1、工況2 的前緣和大面積熱載荷條件如圖6所示。

圖6 原理試驗熱載荷曲線Fig.6 Thermal Load Heat Flux

1.4 試驗結果及分析

首先采用工況1 條件對試件進行熱加載，0～200 s逐步增加控制電壓、熱載荷增至580 kW/m2，隨后保持該熱載荷超過1000 s，未采用風冷降溫。工況1 條件下各測點溫度隨時間的變化曲線如圖7 所示，典型時刻不同測點之間的溫度變化如圖8 所示。

圖7 原理試驗工況1 表面溫度隨時間的變化曲線Fig.7 Temperature Curves of Condition 1

圖8 原理試驗工況1 不同時刻溫度分布情況Fig.8 Temperature Distribution of Condition 1

由圖7 可知，試驗開始的前200 s 各測點表面溫度由室溫增至約400 ℃，之后的持續受熱條件下各測點溫度并未繼續增高、而是保持在600～700 ℃直至卸載（保持時間超過1000 s）。

圖8 能清晰地反應疏導熱防護結構的啟動過程：160 s 時刻加熱、過渡及散熱各段存在明顯溫度差異；203～204 s 時刻、當加熱段表面溫度達到528 ℃時，過渡及散熱各測點迅速達到與加熱段相同的溫度水平，說明疏導式熱防護結構內部的脈動熱管啟動，工質通過熱-壓轉換實現了熱流的高速傳遞，實現了試件各區域的溫度平衡；后續時間熱流持續加載，由于疏導式熱防護結構正常工作，試件加熱、過渡及散熱各段溫度差異小，表面溫度整體保持在較低水平，1255 s 時刻溫度約750 ℃。

完成工況1 試驗后，進行較高熱載的工況2 試驗。工況2 熱載特點為：在200 s 之前熱流密度升至1000 kW/m2、并在之后保持至少1000 s，在試件散熱段設置風冷設備強制散熱。工況2 條件下各測點溫度隨時間的變化曲線如圖9 所示，典型時刻不同測點之間的溫度變化如圖10 所示。經過300 s 的熱流加載，當加熱段溫度達到500 ℃時試件內部脈動熱管啟動，試件加熱、過渡及散熱各段溫度達到基本平衡，試件各區溫度保持在500～600 ℃約500 s，之后隨著熱流密度的持續加載，試件表面溫度出現了持續增高，但即使此時試件各區仍保持了較好的溫度平衡。

圖9 原理試驗工況2 表面溫度隨時間的變化曲線Fig.9 Temperature Curves of Condition 2

圖10 原理試驗工況2 不同時刻溫度分布情況Fig.10 Temprature Distribution of Condition 2

在580 kW/m2和1000 kW/m2兩種熱流密度條件下，疏導熱防護結構未發生工質泄露及結構破壞，試件內部的脈動熱管均正常啟動并保持不少于1000 s 的持續工作，脈動熱管啟動溫度為550～600 ℃，借助脈動熱管工質的熱-壓轉換機制，在試件冷-熱端之間實現了高效傳遞，疏導式熱防護結構表現了較好的熱疏導性能。

2 防熱結構設計

2.1 當量設計參數

將疏導式熱防護結構應用于熱防護設計，需要總結、歸納當量設計參數。首先用等效熱阻的形式表示疏導式熱防護結構的熱傳遞特征，其表達式可寫為

式中Thot，Tcold分別為加熱段和散熱段溫度；Q為熱流密度；L為熱流傳遞方向的當量厚度；λ為熱導率。由此，等效熱導率可表示為

式中Twall為試驗關注區域表面溫度。依據上述試驗測得的溫度響應數據，將等效熱導率寫成式（2）的形式，并表示為表面溫度的函數，圖11 和圖12 為等效熱導率關于不同變量的變化曲線，通過擬合獲得各特征段等效熱導率關于溫度的關系式如表2 所示。

圖11 壓減表面溫度、等效熱導率曲線Fig.11 Effective Thermal Conductivity

圖12 等效熱導率關于表面溫度的變化關系Fig.12 Effective Thermal Conductivity Varies with Temperature

表2 等效熱導率關于溫度的擬合關系式Tab.2 The Equations of Effective Thermal Conductivity

2.2 應用效果評價

選取翼盒單元為典型結構，分別針對是、否采用脈動熱管進行疏導式熱防護兩種情況進行三維溫度場模擬計算，以評價疏導式熱防護在典型結構中的防熱性能。翼盒單元計算模型如圖13 所示，原始結構及無疏導情況的翼盒結構材料熱物性按碳化硅考慮，有疏導情況的翼盒結構材料熱物性按表2 中公式給定。分別在翼盒前緣和迎風面提熱流密度邊界條件，加載區域如圖13 所示，前緣及迎風面的熱載荷隨時間的變化曲線如圖14 所示，熱流密度峰值分別為1900 kW/m2和770 kW/m2。

圖13 翼盒單元計算模型網格及載荷加載示意Fig.13 Mesh and Thermal Load of Wing Box Model

圖14 翼盒單元計算模型熱載荷曲線Fig.14 Thermal Load Curves of Wind Box Model

圖15 為有、無疏導結構在熱流峰值時刻的翼盒單元溫度分布計算結果，圖16 給出有、無疏導結構情況下迎、背風關鍵點溫度隨時間的變化曲線。

圖15 翼盒單元有、無疏導結構熱流峰值時刻溫度分布Fig.15 Temperature Distribution of Wing Box Model

圖16 翼盒單元典型位置有、無疏導溫度變化曲線對比Fig.16 Temperature Curves of Wing Box Model

由圖15 可知，在采用疏導式熱防護后，翼盒單元內部工字梁區域溫度整體提高、翼前緣蒙皮與工字梁連接區域溫度由原來的2083 ℃降低至1563 ℃、迎背風監測點溫差由原來的1268 ℃降低至507 ℃。由此可見，在1000～2000 kW/m2熱流條件下，在翼盒單元結構中采用布置脈動熱管的疏導式熱防護，能夠有效將翼前緣和迎風面等高熱載區域的熱量疏導至背風面區域，有效降低結構最高溫度，疏導熱防護結構的熱疏導特性及熱防護效果在翼盒結構的熱防護設計中極具意義。

3 結 論

a）完成了具有尖楔外形的疏導式熱防護結構原理性地面試驗，在580 kW/m2和1000 kW/m2兩種熱流密度條件下，布置有脈動熱管的疏導式熱防護試件正常啟動并保持正常工作不少于1000 s，試驗獲得了加熱、過渡及散熱各段的溫度測量數據。

b）疏導式熱防護結構內部的脈動熱管啟動溫度為550～600 ℃，在580 kW/m2持續熱流條件下，脈動熱管具有較好的熱疏導性能，試件達到熱平衡、試件各區域保持良好的等溫性；在1000 kW/m2持續熱流條件下，脈動熱管仍能正常工作、試件各區域溫度差異小，但試件熱平衡被破壞、隨著時間的推移表面溫度逐漸升高。

c）依據疏導式熱防護結構的地面試驗結果，對結構的等效熱物性進行了擬合，獲得了不同特征階段等效熱導率關于溫度的變化關系式，穩定段結構等效熱導率達1500 kW/(m·K)。

d）采用等效熱導率對翼盒單元的三維溫度場模擬分析，驗證了布置疏導式熱防護結構的防熱效果，在1000～2000 kW/m2熱流條件下，采用疏導式熱防護后的翼盒單元局部最高溫度降低24.96%、冷-熱端溫差降低60.02%，顯著提高了翼盒單元在局部高熱條件下的服役能力。