高溫熱化學非平衡氣動熱試驗與仿真技術研究進展1)

羅仕超 張志剛 柳 軍 龔紅明 胡守超 吳里銀 常 雨莊 宇 李 賢 黃成揚

* (中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所,四川綿陽 621000)

? (中國空氣動力研究與發展中心跨流域空氣動力學重點實驗室,四川綿陽 621000)

** (國防科技大學空天科學學院,長沙 410073)

引言

高超聲速氣流通過激波壓縮或黏性阻滯減速,部分氣體動能轉化為內能,產生高溫流場.高溫導致氣體原子、分子振動能/電子能激發,氣體之間發生離解反應、電離反應和光輻射和燒蝕等一系列復雜的物理和化學現象,從而影響激波層中的組分濃度、電子密度及流場特性.圖1 為再入飛行器不同速度和高度駐點區域空氣熱化學狀態[1],了解這些現象對解決高超聲速飛行的工程問題將起重要作用.

圖1 飛行環境狀態隨速度和高度變化示意圖[1]Fig.1 Thermal environment diagrammatic sketch of different altitude and velocity[1]

氣動加熱是高超聲速飛行面臨的一個獨特又嚴峻問題.對熱環境的準確分析,將在很大程度上影響工業部門確定防熱措施、總體方案選擇及彈道設計等.高溫氣體效應特別是熱化學非平衡現象是氣動熱環境預測的關鍵因素,值得重點剖析.

首先,高溫環境下的非完全氣體性質改變了流場中激波的位置與形狀、分離區的大小等流動性質,進而影響飛行器的氣動熱特性.此外,高溫下氣體粒子振動能激發以及化學反應吸收了大量的能量,很大程度上降低了流場的溫度,對飛行器表面氣動熱影響較大.另一方面,高溫非平衡氣體到達飛行器壁面,表面材料及高溫流場發生一系列反應,例如壁面輻射、催化及燒蝕等,這些都影響著飛行器的氣動熱載荷.

本文主要綜述了高溫熱化學非平衡氣動熱試驗與仿真技術國內外相關研究現狀及發展趨勢.試驗技術涉及典型氣動熱試驗設備及測試技術,氣動熱仿真方面主要闡述了熱化學非平衡模型、輻射、燒蝕及催化效應的影響.此外,分析了高溫流場氣動熱預測方法中的關鍵科學和技術問題,并對其發展趨勢進行了討論和展望.

1 高溫氣動熱試驗研究現狀

1.1 試驗設備

地面風洞試驗是獲取飛行器表面熱環境以及驗證氣動熱預測方法的重要手段.由于試驗氣流高焓值的要求,試驗設備方面,高焓激波風洞與膨脹管風洞是開展超高速高焓氣動熱地面試驗的主要設備.

以設備模擬能力和尺寸規模而論,國外高焓激波風洞的主要代表包括美國LENSⅠ,LENSⅡ和T5 激波風洞,德國的HEG 和TH2 激波風洞,等等.僅就總壓、總溫與速度模擬能力而言,以活塞驅動運行的T5,HIEST,HEG 等模擬能力較強,最高總溫接近10000 K,最高總壓150 MPa,最高氣流速度達到6 km/s,但此類設備的試驗時間相對更短,高焓狀態下基本不足1 ms.此外,上述所有激波風洞均以反射方式運行,高焓狀態下噴管出口試驗流場均難以避免流動非平衡及氣流組分偏離問題,因此主要應用于中低焓值條件下的氣動力熱特性試驗模擬與一定范圍內的高溫效應氣動問題研究.

為開展超高速試驗模擬和超高速高溫效應問題研究,國外較早地開始了研制和建設膨脹管風洞.目前的典型代表主要包括美國的HYPULSE,LENS X,LENS XX 膨脹管風洞以及澳大利亞的X1,X2,X3膨脹管風洞.

美國LENS XX 膨脹管風洞是上述膨脹管風洞中的典型代表.該風洞使用電加熱氫氣驅動,可模擬馬赫數8～30,標準配置下氣流速度最高12.2 km/s,最高模擬高度76 km.在標準配置下總焓最高可達90 MJ/kg,在4 艙室配置下總焓最高可達120 MJ/kg.典型有效試驗時間約2 ms,最長有效試驗時間約4 ms.該風洞激波管內徑609.6 mm,噴管出口直徑為2.44 m.大尺寸的激波管使得該風洞能夠在不帶噴管時,在加速段出口獲得密度更高的超高速試驗氣流,同時仍可保持相對較大的流場均勻區,從而大幅拓展了該設備的ρL模擬范圍;帶噴管時,2.44 m 的出口直徑則可提供更大尺寸的均勻流場,滿足大尺寸模型測試需求.LENS XX 風洞的主要特征在于能夠產生干凈無污染的、速度高達十幾km/s、且重復性好、試驗時間相對較長的試驗氣流.HYPULSE激波(膨脹)風洞能夠以反射型激波風洞(RST)和膨脹風洞(SET)兩種模式運行.SET 運行模式可模擬馬赫數12～25,有效試驗時間約0.3～0.6 ms,激波管內徑152 mm.近年來,該設備通過改造,在SET模式下最高激波速度達到了12.5 km/s.該設備主要用于提供低離解度的高超聲速和超高速氣流,支持真實氣體效應和輻射氣體動力學研究.

X3 膨脹管風洞激波管內徑180 mm,是澳大利亞X 系列膨脹管中尺寸最大的設備.其采用自由活塞驅動,馬赫數范圍12～24,最高焓值約40 MJ/kg,最高速度約8.5 km/s,典型狀態有效試驗時間約0.4 ms.2018 年升級改造后的X3 膨脹管有效試驗時間增加到1 ms,可用于超燃沖壓發動機試驗.

此外,國外不少大學及研究機構也分別建設了用于超高速空氣動力研究的小型膨脹管設備,例如美國伊利諾斯州立大學HET 膨脹管,斯坦福大學6 inch 膨脹管等,日本東北大學的JX-1 自由活塞驅動膨脹管等等.

國內激波風洞主要包括以中國科學院力學研究所JF-12 激波風洞為代表的爆轟驅動激波風洞、以中國航天空氣動力技術研究院FD-21 風洞為代表的自由活塞驅動激波風洞,以及以中國空氣動力研究與發展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)Φ2 m 激波風洞為代表的高壓輕氣體驅動激波風洞.

中國空氣動力研究與發展中心超高速所的Φ2 m 高壓輕氣體驅動激波風洞(圖2),馬赫數模擬范圍5～24,來流速度1.1～3.1 km/s,總溫800～4000 K,總壓2～60 MPa,焓值0.7～4.8 MJ/kg,有效試驗時間2～18 ms.Φ2 m 激波風洞口徑和模擬參數適中,運行效率高,是國內高超聲速氣動熱試驗的主力型號試驗風洞.

圖2 Φ2 m 高壓輕氣體驅動激波風洞Fig.2 Φ2 m high pressure low molecular weight gas driven shock tunnel

中科院力學所的JF-10 激波風洞[2],高焓運行狀態可實現8400 K 總溫和80 MPa 總壓模擬,有效試驗時間2～8 ms,最高總焓模擬能力約19.5 MJ/kg,最高氣流速度5.3 km/s;JF-12 爆轟激波風洞[3-4](圖3),馬赫數模擬范圍5～9,來流速度1.5～3 km/s,總溫1500 K～3500 K,總壓2～12 MPa,最高總焓模擬能力約4.0 MJ/kg,有效試驗時間可達100 ms,具備復現飛行高度25～50 km 高超聲速飛行條件的試驗能力,為國內高溫氣體動力學關鍵基礎問題研究提供了可靠地面試驗設備.

圖3 JF-12 爆轟驅動激波風洞[4]Fig.3 JF-12 detonation-driven shock tunnel[4]

中國航天空氣動力技術研究院的FD-21 自由活塞驅動激波風洞[5](圖4),設計總焓模擬能力為6～25 MJ/kg,總溫2000 K～10000 K,總壓5～50 MPa,馬赫數6～18,來流速度3.4～5.6 km/s,有效試驗時間1～2 ms,該風洞成功開展過馬赫數10 超燃沖壓發動機點火試驗.

圖4 FD-21 自由活塞驅動激波風洞[5]Fig.4 FD-21 free piston driven shock tunnel[5]

上述按不同方式運行的激波風洞各有特點,爆轟驅動激波風洞擅長高總溫模擬、試驗時間相對較長,但總壓模擬有限;自由活塞驅動激波風洞總溫和總壓模擬能力強但有效試驗時間相對較短;高壓輕氣體驅動激波風洞則在總溫、總壓與試驗時間幾方面取得了較好的平衡.在我國中遠程導彈和航天飛行器研制中,以上激波風洞都發揮了重要作用.但限于運行原理,激波風洞設備的氣流速度一般難以超過6 km/s,總焓一般在25 MJ/kg 以下.

國內的膨脹管風洞目前主要包括中科院力學所的JF-16、中國空氣動力研究與發展中心的FD-14 X,此外中國航天空氣動力技術研究院的FD-21 以及中科院力學所的JF-22 也具備膨脹管風洞運行模式.JF-16膨脹管風洞[6]采用正向爆轟驅動,激波管內徑68 mm,噴管出口直徑272 mm,最高模擬速度10.2 km/s,有效試驗時間50～100 μs,屬于小型膨脹管設備,主要用于開展與超高速流動相關的物理問題研究.中國空氣動力研究與發展中心的高焓膨脹管風洞FD-14X(圖5)采用自由活塞驅動,激波管內徑200 mm,噴管出口直徑800 mm,氣流速度模擬范圍1.6～11.5 km/s,最高總焓可達71.6 MJ/kg,有效試驗時間0.1～1.2 ms,屬于中等尺寸膨脹管設備,主要用于開展縮尺外形的型號飛行器超高速氣動熱模擬試驗與高溫流動相關實驗研究.總體而言,與工程型號研制需求相比,現有的膨脹管設備存在尺寸較小、試驗時間較短、ρL(其中ρ是密度,L是特征長度)模擬能力有限等不足.

圖5 高焓膨脹風洞FD-14XFig.5 High enthalpy expansion tunnel FD-14X

1.2 測試技術

高焓脈沖風洞的有效試驗時間通常為ms 量級,因此需要發展具有響應迅速、靈敏度高、熱負荷小的熱流傳感器.按其工作原理,能夠滿足上述要求的熱流測量傳感器可分為兩大類:點測量技術和大面積熱流測量技術.

薄膜熱流傳感器、同軸熱電偶和原子層熱電堆(atomic layer thermopile,ALTP)傳感器技術是最常用的3 種點測量技術傳感器,具有各自的優缺點.薄膜熱流傳感器(圖6)是發展最早和應用最為成熟的技術,主要應用于流場測量精度要求高、測點密度要求高以及需要反映流場脈動信息的場合.但薄膜熱流傳感器不耐沖刷、易損壞的特點限制了在高焓高熱流以及高沖刷條件下的應用.同軸熱電偶(圖7)耐沖刷、可修型,但靈敏度較低,當前主要應用于流場環境相對惡劣、熱流相對較高的場合.

圖6 CARDC 薄膜熱流傳感器Fig.6 CARDC heat flux film sensor

圖7 CARDC 熱電偶Fig.7 CARDC thermocouple

原子層熱電堆高頻熱流傳感器(ALTP)屬于熱阻式熱流傳感器(圖8).ALTP 傳感器的顯著優勢在于測量范圍寬(10～105W/m2)、響應頻率大,其動態響應時間可達1 μs 以下,明顯優于熱電偶和薄膜傳感器,還具備靈敏度系數較高、抗干擾能力強、受側向傳熱影響小等優點,是一種新興的點測熱實驗技術.ALTP 傳感器的不足之處是探頭尺寸較大,感應片較脆弱,易損耗.

圖8 CARDC ALTP 熱流傳感器Fig.8 CARDC atomic layer thermopile heat flux sensor

大面積熱流測量技術主要包括溫敏漆技術(temperature sensitive paint,TSP)、紅外熱圖和液晶熱圖等.具有對流場無干擾、熱流分布顯示直觀、能有效捕捉到干擾區的復雜熱流分布和熱流峰值等優點,但一般系統復雜,價格昂貴,影響測量精度的因素也更多更復雜.其中,TSP 技術是一種大面積測熱技術,利用溫敏材料的發光特性隨溫度的變化而變化的特點進行模型表面溫度測量的光學測量.圖9給出了通用的TSP 發光熱圖測熱系統示意圖.目前TSP 技術已在高焓激波風洞中得到了應用[7],特定狀態下其測量精度優于7%,響應時間小于0.1 ms.在實際的風洞試驗中,通常以傳感器點測熱為主,同時綜合選用以上多種技術方法開展氣動熱測量.

圖9 CARDC TSP 測熱系統布局圖示Fig.9 Schematic illustration of TSP system

2 高溫氣動熱數值模擬研究現狀

2.1 熱化學非平衡流動理論模型

目前在熱力學非平衡研究中最常用的溫度模型為Park 雙溫度模型[8-9],盡管兩溫度模型可以解決大多數高溫問題,但也存在局限性.雙溫度模型在計算中等高超聲速[10](馬赫數為10～15) 激波脫體距離、離解反應強烈的雙錐、輻射-電離相互作用和強熱化學非平衡[11]等流動問題時,并不能給出合理的計算結果;高溫條件下,內能激發過程和化學反應過程都較為強烈,因此,研究更為精確的非平衡模型對于流場計算非常必要.

國內外相關學者對多溫度模型開展了相應研究,取得了部分研究成果.2011 年Kim 等[12]使用采用11 組分化學反應模型,Park 化學反應速率模型及包含電子溫度的3 溫度模型對圓柱繞流、RAM-C、ATV 與Stardust 等幾種不同的算例進行仿真,驗證包含電子溫度的3 溫度模型的可行性.中國空氣動力研究與發展中心張若凌[13]在2003 年對簡單外形飛行器的高溫氣體流動進行了計算,采用的熱力學模型包括單溫度、兩溫度和3 溫度模型,并在化學反應流里包括了7 組分和11 組分模型.2007 年,董維中等[14-15]開展了高超聲速非平衡流場多個振動溫度模型的數值研究,建立了考慮多個振動溫度的數值求解高超聲速熱化學非平衡流場的CFD 計算程序,對爆轟風洞球錐試驗模型高溫繞流流場進行了數值模擬,分析了分子組分振動溫度在全流場中的分布規律.2016 年,郝佳傲等[16-17]的研究表明電子能非平衡不影響激波脫體距離,兩溫度和3 溫度模型氣動物理特性計算結果存在差異,但二者電子數密度分布的趨勢和量級接近.2017 年周凱[18]對超高速來流條件下的典型試驗模型,比較分析不同熱化學反應模型對流場結構及模型壁面參數的影響機制,進一步評估各熱化學反應模型的適用范圍;對高焓流動、小尺度模型而言,熱化學非平衡模型更符合模擬要求.2018 年香港理工大學Hao 等[19]分析了高溫氣體效應對高焓雙錐外形激波/邊界層干擾層流流場的影響,通過對兩溫度模型的改進,提高了高焓復雜流場預測精度.

近年來,考慮內能能級精細分布的態-態計算方法得到了廣泛關注[20-23].態-態計算可以精細地描述各振動態的分布與松弛過程,對離解與復合化學反應是自然耦合的,不需要特別處理.常用的多溫度模型無法精細描述振動態間的演化規律,且模型中需要引入經驗參數,存在很大的不確定性;此外多溫度模型結果依賴于模型的選擇,預測結果比較發散.因此,精細的態-態計算方法對高溫非平衡流動中物理過程的分析和定量描述具有重要意義.態-態方法涉及能級間的大量基元反應,流場計算中,反應與流動耦合還需要反復計算反應速率,計算資源需求大,因此,態-態方法目前多用于簡單問題分析[24].

組元模型方面,只考慮N、O 兩種元素的純空氣模型有5 組元、7 組元和11 組元模型等.不考慮電離現象時,多用5 組元求解速度較低的高超聲速流.高溫熱化學非平衡流研究中較為常用的7 組元和11 組元模型,分別適用于速度大約在7 km/s,11 km/s 以內的范圍.考慮輻射現象時,電離反應的產物對流場精確模擬非常重要,包含更多電離反應的11 組元模型更為合適.

在化學反應動力學的研究中,研究者們提出了多種反應式集合及相應的反應速率計算常數,不同的模型之間量值有時相差達數個量級,但優劣卻很難評定.目前應用較多的代表性化學反應模型包括Dunn-Kang 模型[25]、Gupta 模型[26]以及Park 模型[27-29].

輸運系數模型方面,其所包括氣體組元和混合氣體的黏性、熱傳導及擴散系數均為化學反應混合物狀態的熱力學函數.已有大量研究表明,不同輸運系數模型將會對高超聲速飛行器壁面熱流產生影響[30].然而,由于實驗設備技術條件的限制,在高溫條件下難以直接測得氣體的輸運系數數據,而采用氣體分子動理論獲得輸運系數成為目前的主要手段.考慮計算效率等因素,現階段數值模擬中多采用混合方法,即根據溫度擬合分子動理論得到單個組分的輸運系數,多組分混合氣體的輸運系數通常采用Wilke混合率[31]、Blottner 模型和Eucken 公式[32]等.使用該輸運模型時,通常假設Lewis 數或Schmidt 數為常量.除了上述模型,國外學者采用了物理上更為復雜的SCEBD (self-consistent binary diffusion model)模型來代替Lewis 數或Schmidt 數為常數的假設,采用Gupta 混合率[26]來代替Wilke 混合率.

2.2 氣動熱仿真影響因素分析

2.2.1 熱化學模型影響

數值研究表明,熱化學模型中的熱力學模型、化學動力學模型及輸運模型對高超聲速流場的氣動熱有重要影響[33].

2001 年曾明等[34-35]初步驗證了熱化學模型、氣體模型對高超聲速流場氣動熱環境影響.2013 年董維中等[36]開展了熱化學非平衡模型和表面溫度對氣動熱計算影響研究,研究表明:7 組分模型和11 組分模型計算的熱流分布幾乎沒有差別,5 組分模型計算的熱流值偏差達10%,雙溫度模型計算的熱流值高于單溫度模型計算的熱流值;熱流計算中,表面溫度通常取接近真實飛行情況溫度分布.2018 年楊建龍等[37]采用Gupta 化學反應模型和Park 雙溫度控制模型,數值研究組元模型及電離效應對高超聲速飛行器熱化學非平衡氣動熱環境影響.研究表明,5 組元熱化學非平衡不考慮電離作用,流場溫度和壁面熱流密度偏大.11 組元熱化學平衡強電離流場溫度最低;強電離工況下11 組元熱化學反應模型能實現流場氣動熱流密度載荷的可靠預測.Yang 等[38]基于HLLC 格式得到類似組分模型對流場熱流影響規律.

2017 年張子健等[39]研究高溫下空氣分子振動激發對高超聲速氣動熱的影響.發生振動激發后,由于雷諾數的增大會導致邊界層厚度減小,結合速度增大和溫度減小等多個物理量的變化(圖10),共同對邊界層內的摩擦阻力和氣動熱產生影響.基于完全氣體的結果對比發現,振動激發使壁面摩阻升高,壁面熱流降低.

圖10 邊界層溫度和速度剖面 (x=150 mm)[39]Fig.10 Profiles of temperature and velocity in boundary layer at x=150 mm[39]

溫度模型方面,為研究電子能非平衡對流場表面氣動加熱等影響,2016 年郝佳傲等[16]建立考慮電子能非平衡3 溫度模型數值計算方法.結果表明,在極高溫條件下各能量模態迅速平衡,電子能非平衡不影響壁面對流傳熱.Kianvashrad 等[40]對比了Park雙溫度模型及化學凍結振動-平動非平衡溫度模型對高溫流場氣動熱影響.結果表明,化學凍結振動-平動非平衡溫度模型能更精準預測雙錐流場分離泡尺度,但對熱流峰值影響較小.

2019 年叢彬彬等[30]研究了不同熱化學模型與輸運模型對壁面壓力與熱流的影響.熱力學模型包括完全氣體、熱力學平衡和非平衡模型,化學模型包括凍結和非平衡化學模型,輸運模型包括經典的Wilke/Blottner/Eucken 模型與更加復雜的Gupta/SCEBD 模型.圖11 計算結果表明:對于低焓來流,計算結果主要受到分子內能分布的影響,輸運模型對計算結果的影響不大;對于高焓來流,一方面計算結果受到化學反應與壁面催化的影響較大,另一方面不同輸運模型對計算結果的影響也更加明顯.

圖11 不同輸運模型對壁面熱流計算的影響[30]Fig.11 The influence of transport models on the wall heat transfer rate[30]

針對火星和地球大氣分子熱力學和化學行為的差異性,Moreira 等[41]基于有限體積法分析了火星再入情況下的非平衡效應,Ma∞=9.89 工況下,電離效應較弱,選用8 組分模型可以準確預測流場參數.2018 年楊肖峰等[42]采用理論分析和數值模擬兩種手段,研究探測器進入過程高超聲速流動的分子振動激發、離解反應及熱力學和化學非平衡等真實氣體效應,獲得不同氣體模型條件下的高超聲速氣動加熱規律.分析認為,探測器進入火星大氣層激波層內發生CO2氣體為主的大規模離解,在極高溫環境下O2和CO 也將離解;相同來流條件下CO2介質高超聲速氣動加熱強于空氣介質,但真實的火星進入熱載荷因大氣稀薄而弱于地球再入環境.

中國空氣動力研究與發展中心為了評估國家數值風洞模擬軟件HyFLOW 在高超聲速氣動熱特性預測方面的計算能力,李鵬等[43]對LENS 風洞試驗返回器模型進行了數值模擬.結果表明,高溫熱化學非平衡流場模擬與評估方面,HyFLOW 軟件氣動力計算精度高,不同壁面催化條件下的氣動熱預測能力與國外同類軟件相當,可信度高.

2.2.2 氣體輻射加熱影響

隨著飛行器速度增大,新型高超聲速飛行器將面臨嚴酷的氣動加熱環境,飛行器總氣動加熱將由對流加熱和輻射加熱兩種機制共同決定.通常情況下輻射加熱可以忽略,但以第二宇宙速度返回、部分具有低空高速特征的再入飛行器的輻射加熱不能忽視,這兩類再入飛行器的輻射加熱對熱防護設計具有重要的影響[44].

隨著高溫熱化學非平衡流動和高溫氣體輻射特性計算方法發展,國外已經發展形成相對成熟的高溫非平衡/平衡流場與輻射場耦合/非耦合數值模擬軟件,并在航天工程中獲得廣泛應用[45-46].如美國NASA研制的LAURA/LORAN,DPLR/NEQAIR,歐洲研究機構研制的URANUS/PARADE,俄羅斯科學院研制的NERAT+ASTEROID 計算程序等.國內在此方面的發展相對滯后,模擬輻射氣體動力學耦合效應數值分析程序的工程化應用還不夠成熟[47].

目前已定性得知影響輻射加熱的關鍵因素為飛行速度,40 km 以上的高空,高溫激波層產生的輻射加熱隨速度增加而增強.Doihara 等[48]研究了低軌道飛行OREX 飛行工況下的對流項和輻射項熱流,發現此時輻射熱流量不到對流熱流的1/20.Fujita 等[49]研究結果表明,對于超軌道再入飛行而言,輻射熱流達到幾MW/m2,幾乎和對流熱流相等.

2015 年高鐵鎖等[50]基于輻射傳輸方程,考慮高溫氣體組分的主要輻射機制,計算分析高溫流場氣體輻射加熱對返回艙熱環境的影響.分析表明,在同一飛行彈道條件下,返回艙大底半徑尺寸對氣動加熱的影響較大,在再入熱環境嚴酷區,輻射加熱對物面總熱流的貢獻達30%;產生輻射加熱效應的主要機制是高溫流場中O 和N 原子產生連續譜和線狀譜以及N2的第一正帶系;物面催化效應對輻射加熱影響不大.隨后,該研究團隊重點研究攔截彈側面的光學窗口附近流場的光譜輻射特征及其隨飛行參數的變化規律[51].2015 年董維中等[52]考慮流場的非平衡效應、催化效應、表面熱輻射效應、燒蝕效應以及熱防護層內部的熱傳導效應,建立了表面溫度分布與氣動熱的耦合計算方法,完善了高超聲速飛行器氣動物理流場計算軟件AEROPH_Flow.

2017 年陳思員等[53-54]針對高超聲速再入飛行器駐點的輻射加熱特性開展了研究,采用高溫空氣輻射加熱的四光譜帶模型,同時計算方法中考慮了非平衡輻射加熱及其“截斷效應”.計算結果表明,在低空高速再入階段,輻射加熱比較明顯,熱防護設計需要考慮輻射加熱.輻射熱流沿球頭駐點至球頭外邊緣逐漸減小,影響輻射加熱的主要因素有頭部半徑、飛行高度和飛行速度.

火星大氣輻射加熱方面[55],隨著未來火星探測任務需求的不斷提高,再入器必將具備更大尺寸和更快的進入速度,必然會面臨嚴重的氣體輻射加熱問題.2021 年聶春生等[56]通過求解帶輻射源項的三維熱化學非平衡Navier-Stokes (N-S)方程,發展了兼顧計算精度和效率的流動輻射計算方法,分析了氣體輻射與非平衡流場耦合效應對探路者進入火星大氣流場和熱流的影響.結果表明:高溫流場中的CO組分會產生較強的氣體輻射加熱,輻射熱流與對流熱流的比值為15%～45%,靠近肩部區域比值最大;氣體輻射對非平衡流場的冷卻效應使激波脫體距離減小;與非耦合方法相比,采用耦合方法得到的輻射熱流降低約12%～25%.

2.2.3 壁面催化效應影響

高溫化學非平衡效應下空氣中的分子會發生顯著的離解甚至進一步的電離,流場中原子和離子將在飛行器表面材料催化下發生復合反應釋放熱量.具體體現在催化復合作用改變壁面附近各組分的質量分數梯度分布,引起流場中輸運特性的改變,進而顯著改變壁面熱流密度的分布[57].

研究表明,擴散熱流相對傳導熱流對壁面催化效率更加敏感,是影響氣動熱的主要機制,但熱流并不隨催化效率增加而線性增大[58].在V∞=8 km/s 情況下,飛行器關鍵部位防熱材料表面的催化復合效應最高將帶來近30%～50%的氣動熱載荷[21].因此,高溫熱化學非平衡條件下為合理地預測高超聲速飛行器壁面的熱流密度分布,需要考慮壁面催化效應.

在現階段CFD 方法中,催化效應常以邊界條件形式給出,完全催化和完全非催化是最容易實現的兩種壁面催化邊界條件,且國內外學者已進行了大量的研究.其中,2011 年苗文博等[59]針對RAM-CII外形高超聲速飛行器的研究表明,在Ma∞=25.9,H=71 km 的來流條件下,完全催化熱流將比完全非催化熱流高約40%.2018 年丁明松等[60]研究結果表明,局部催化特性、材料分布方式差異會導致熱流跳變,初步判斷該熱流跳變與流場中高能粒子沿流向的流動和擴散作用有關,局部區域熱流可能遠遠高于飛行器完全催化表面的熱流結果,因此將飛行器在完全催化和完全非催化壁面邊界條件下的數值模擬結果作為實際飛行過程中表面熱流的上、下限這一簡化處理方式,是值得商榷的.

2020 年周凱等[61]選擇不同飛行馬赫數及高度條件,采用完全催化和非催化兩種條件對球錐模型壁面熱流率進行數值模擬計算,研究壁面催化效應對氣動熱的影響規律.固定飛行高度時,壁面催化效應對氣動熱的影響隨馬赫數增加而加強;固定飛行馬赫數時,在50 km 高空以上壁面催化效應對氣動熱的影響隨高度增加而減弱,李旭東等[62]基于ELECTRE 球錐外形得到類似壁面催化對氣動熱影響相關結論.完全非催化、完全催化邊界條件均不能反映實際發生的壁面催化過程,實際飛行中均為有限催化情況,因此為精確預測壁面熱流密度,現階段的研究多集中在有限催化邊界條件,以反映真實的壁面催化效應.

催化復合反應速率常數計算是有限催化邊界計算模型的關鍵,根據催化復合反應速率常數計算方法的不同,現有的有限化學反應速率催化模型可以分為兩類:(1)特定催化效率模型;(2)催化反應方程耦合求解的非平衡催化模型.

特定催化效率模型相對簡單,且有大量防熱材料催化系數試驗數據支持,因此應用相對廣泛.對于此模型關鍵在于催化復合系數的取值,早期學者多采用取為常數的催化復合系數進行研究.2021 年莫凡等[63]選取了LENS 系列激波風洞下標模返回艙的實驗數據,驗證了部分特定催化效率模型的合理性(如圖12 所示).

圖12 返回艙壁面熱流與壓強分布[63]Fig.12 Heat flux and pressure distribution on the capsule wall[63]

第2 類有限催化模型方法相對復雜,這類模型不再將催化熱流的計算歸結為對催化復合系數的擬合,而是直接求解化學反應速率,從而得到催化反應速率與組分濃度.一系列基于反應過程和微細觀參數的有限速率催化模型建立,能夠有效預測反應各催化復合過程對氣動加熱的影響.

2019 年王國林等[64]在超高速流動-傳熱耦合模型的基礎之上,嵌入表面相互作用模型,進而建立了完善的非平衡流場/表面催化/熱傳導多場耦合模型與求解策略.對比計算結果,耦合傳熱分析能夠有效避免非耦合計算帶來的過度高估的結果,而有限速率催化反應模型可有效提升結構熱響應精度和防熱系統精細化設計的能力.

2020 年楊肖峰等[65]在高超聲速氣動熱與結構傳熱耦合數值模擬的研究基礎上,針對化學非平衡效應和氣固界面高溫化學效應耦合,提出了通過對氣動加熱按物理過程的貢獻進行分解來改進熱壁修正方法的新思路.針對火星大氣建立了壁面吸附、Eley-Rideal 結合速率受控的CO2兩步催化復雜壁面邊界模型[66].基于70°球錐試驗模型,開展了考慮壁面催化效應的高超聲速非平衡氣動加熱數值模擬研究.研究表明,壁面CO2結合和O2結合并存,且存在相互競爭關系,壁面催化加熱量隨催化效率增大而單調增加.2021 年李芹等[67]建立了包括物理/化學吸附、Eley-Rideal (ER) 機制、Langmuir-Hinshelwood (LH) 機制的有限速率4 步表面多相催化模型,分析了物理和化學吸附位覆蓋率對高焓空氣圓柱繞流表面催化反應速率和氣動熱的影響.研究表明,四步有限速率催化模型基于真實的物理過程,能夠對金屬材料表面的催化系數預測準確,對圓柱表面的氣動熱預測與實驗結果相近.

可以看出,有限壁面催化反應機制的模化已經取得了很大進展,但是這些模型都不同程度地帶有各自的局限性、不確定性和經驗性.高溫氣體壁面有限催化模型的構建依賴于對高溫條件下氣固兩相反應機制的深刻認識.從目前的研究現狀來看,要達到這一點,需要在參考試驗結果的基礎上,越來越多地考慮分子動力學數值模擬,并將二者有效結合.

2.2.4 壁面燒蝕效應影響

早期的燒蝕特性研究主要以戰略導彈再入為背景,針對碳基、硅基和熱解類燒蝕材料體系,建立了有/無液相產物、輕質熱解類熱防護材料燒蝕模擬計算方法.由于早期材料防熱機制相對單一(碳基材料以氧化升華為主、硅基材料以熔融流失為主、熱解類材料以熱解引射為主),上述常規分析方法在防熱設計中發揮了重要作用.隨著我國自主研發的新型熱防護材料呈現出多樣化、組分復雜化和結構輕量化特征,基于C/C,C/SiC 和超高溫陶瓷的多組分改性使得材料的耐溫性和抗氧化性能大幅提高,熱防護材料的氧化燒蝕機制向多樣化和復雜化發展,增加了材料高溫燒蝕行為的預測難度.

采用燒蝕復合材料熱防護系統的高超聲速飛行器高馬赫數飛行時,氣動加熱初期,燒蝕復合材料依靠自身的熱容吸熱消耗掉熱傳導進入材料內部的熱量.碳基、硅基材料內部不發生熱解,熱傳導效應導致材料內部溫度上升;高分子聚合物材料溫升條件下熱解,熱解氣體引射進入邊界層中,阻塞進入材料內部的部分氣動加熱熱量.此外,熱解氣體與邊界層中的O2等發生一系列復雜的化學反應,影響到流場的化學反應和熱力學特性,進一步影響高超聲速飛行器的氣動熱環境.

國外針對燒蝕效應對高超聲速飛行器氣動熱環境的影響開展了一系列的研究[68],早在1997 年,Olynick 等[69]首次將輻射平衡壁面與燒蝕效應耦合,研究了返回艙以12.6 km/s 的再入速度進入地球大氣后,碳基酚醛(PICA)類熱防護材料的燒蝕效應對返回艙氣動熱的影響.研究表明,返回艙駐點熱流和溫度隨再入時間呈先上升后下降的規律,且二者峰值出現在V∞=11 km/s,H=60 km 的彈道點上,同時與未燒蝕結果對比,燒蝕效應使得返回艙駐點溫度峰值下降約13%,熱流峰值下降約33%.2015 年Martin 等[70]針對常用的PICA 類燒蝕材料,基于最新燃燒研究中的反應速率,建立了包括38 組分、158 反應的化學動力學模型.Martin 研究團隊認為此模型可以更準確地描述地球大氣再入條件下,PICA類熱防護材料燒蝕化學反應過程及其對飛行器表面氣動熱環境的影響.

近年來,國內也興起了針對熱防護材料燒蝕效應下飛行器氣動熱的影響研究.其中,孫學文等[71]基于熱化學燒蝕理論,采用多場耦合策略,建立了碳/碳復合材料在高超聲速環境下的雙向耦合模型,對其傳熱及燒蝕響應進行預測,分析不同時刻材料模型的溫度、燒蝕速率以及燒蝕外形的變化.周印佳等[72]建立了再入飛行器燒蝕熱防護系統與瞬態溫度耦合響應一體化預測方法,能夠有效預測各類典型外形飛行器熱防護材料包括瞬態溫度響應、氣動熱、燒蝕后退在內的動態響應變化.該方法適用于缺少高精度材料熱響應模型的初步設計階段.龍麗平等[73]以碳基材料端頭帽燒蝕過程為例,發展了端頭帽繞流、燒蝕和結構傳熱耦合計算方法.通過氣動、燒蝕和結構熱響應計算程序的耦合和迭代,實現了對端頭帽再入燒蝕過程的實時動邊界模擬,并在飛行試驗條件下,得到了與測量數據基本吻合的結果.

新型熱防護材料氧化燒蝕機制建模方面,國外在多尺度建模、表征以及預測方面開展了一系列研究,為熱防護系統的設計提供了較好的支撐作用.國內相關研究工作起步較晚,現有的理論模型能對試驗結果進行定性說明,缺乏成熟的新型材料熱響應預測模型,在計算規模和計算準確度上與國外先進水平相比還有較大差距.

3 發展趨勢分析

國外的超高速高焓脈沖風洞比較注重高參數模擬能力,特別是高總溫、高總壓同時模擬.美國的LENS 系列激波風洞體系最為完備,綜合試驗模擬能力領先,其LENSⅠ激波風洞、LENSⅡ激波風洞與LENS XX 膨脹管風洞通過優勢互補,組成了覆蓋高超聲速與超高速領域能力最強的地面試驗設備體系.特別是LENS XX 膨脹管風洞模擬能力與設備規模均代表了目前世界上超高速試驗設備的最高水平.

國內現有的激波風洞設備經過幾十年的發展取得了長足進步,各個單位采取了不同的運行方式,各有特點,但綜合模擬能力仍與國外先進設備存在差距.部分設備,或總壓模擬能力不足,或有效試驗時間較短,或總溫與速度模擬能力欠缺,同時與未來超高速飛行氣動特性問題試驗研究的需求相比還存在明顯不足,缺乏模擬超高速復雜流動現象的大型、高參數設備.例如,中國空氣動力研究與發展中心FD-14 X 達到中等尺寸規模,但高焓狀態試驗時間不足0.5 ms,此外由于采用自由活塞驅動導致高焓流場重復性并不理想,同時超高速狀態下ρL模擬能力有限.中科院力學所近期建成的JF-22 爆轟驅動超高速高焓激波風洞,大口徑、高總溫和超高速條件綜合模擬能力得到顯著提升.氣動熱實驗相關設備的發展趨勢[74-75]主要體現在以下兩個方面:(1)口徑越來越大,主要為了解決尺度效應、復雜外形局部模擬等問題;(2)參數模擬能力越來越高,特別是高總溫、高總壓同時模擬能力.

測試技術方面,高超聲速高焓流動試驗具有流動速度快、激波強度大、試驗時間短和氣流總溫高并含有帶電粒子等特點.氣動熱環境點測量技術目前仍以薄膜熱流傳感器和同軸熱電偶為主.總體而言這兩者都是較為傳統的脈沖風洞測熱手段,多年以來其測試理論與測試方法并未發生本質上的變革與創新,技術發展主要體現在提高兩種傳感器熱物性參數精度、提高同軸熱電偶的低熱流測量能力、優化溫度-熱流數據處理與修正技術,以及提高兩種傳感器對局部熱環境測試的適應能力.

例如對薄膜熱流傳感器而言,研究提高薄膜的附著力和基體材料參數一致性,研究多層(保護)膜工藝以提高傳感器絕緣隔離或抗沖刷能力,以及研究傳感器的小型化等.對同軸熱電偶而言,主要是研究形成更薄的內外極間的絕緣層以形成質量更小的熱偶結點.同時,對于兩種測試技術的熱流數據處理方法,早期較多使用熱電模擬網絡和簡化的Cook-Federlman 方法,后來隨著計算機處理能力的增強,逐步更多的使用數值求解方法以減小三維熱傳導效應以及傳感器溫度靈敏度或熱物性參數隨模型表面溫升變化等因素的影響,提高熱流數據計算精度.此外,其他點測熱技術如ALTP 傳感器測熱方法、輻射熱流傳感器測熱方法等在雖然目前還不是激波風洞中的主流測試技術,但其技術優點和應用潛力也不可忽視,應當持續關注.

傳統點測熱技術始終難以提供大面積高分辨率的熱流分布,特別是對于難以預測的復雜干擾區的熱環境分析和熱流峰值的有效捕捉存在困難.為此發展了諸多大面積測熱技術.其中TSP 技術更適合于激波風洞等高超聲速脈沖風洞的試驗條件,目前已成為 NASA 蘭利研究中心氣動熱設備的基本定量測試手段,同時也在AEDC 的9 號風洞[76]、CUBRC的LENS 激波風洞及歐洲和俄羅斯的大型激波風洞中都得到廣泛應用.TSP 技術的發展重點在于進一步提高系統測熱精度和提高數據后處理效率.

數值計算方面,采用高精度、高分辨率的差分形式求解N-S 方程是連續流區氣動熱預測技術的重要發展方向,同時網格效應、物理化學模型、計算格式、限制器以及湍流模型等數值計算理論的完善將進一步增強對復雜工況的氣動熱預測的準確性.高溫流場氣動熱模擬規律領域,重點關注以下4 類問題:(1)國內缺乏自主提出的化學反應動力學模型,對熱力學溫度模型的修正完善也有待進一步發展;(2)輻射加熱計算的精準度和通用性暫不能完全滿足工程要求,輻射基礎數據和計算模型的適用性和可靠性都需要進一步驗證完善;(3)材料表面催化特性數據匱乏,受限于國外相關實驗數據,為精確預測壁面熱流密度,需重點發展基于反應過程和微細觀參數材料的表面有限催化反應模型;(4)材料燒蝕熱解產物、微燒蝕產物、氧化產物以及各種大氣反應組分的化學動力學建模問題尚未解決,新型材料高溫燒蝕環境下氣動熱預測精度有待提升.

4 結論

本文對高溫熱化學非平衡氣動熱試驗及仿真技術、關鍵科學技術問題和研究進展等進行了敘述和分析,結論和展望如下.

(1)國內系列高焓脈沖風洞能夠解決大部分工程領域高溫氣動熱問題,隨著新型高超聲速飛行器飛行速域、空域不斷拓展,需要發展口徑越來越大、參數模擬能力越來越高的地面模擬高焓試驗設備,為超高速條件下高溫流場氣動熱預測研究提供支撐.試驗與測量技術能力方面,氣動熱測試手段還有待進一步研究完善,傳感器測量范圍拓寬及其測量精度提升是將來的發展方向.

(2)目前,國內針對高溫流場的CFD 研究已經取得了一系列較大進展,但高溫化學非平衡效應對飛行器氣動熱影響機制尚需進一步發掘;高超聲速飛行器材料表面與高溫空氣之間的氧化、催化和燒蝕反應動力學機理目前并未完全掌握,即使是純氣體情況下的熱力學特性、松弛過程、輸運特性和化學動力學過程等仍然處于深入探索中.

(3)風洞試驗和數值計算是研究預測飛行條件下氣動熱環境兩種不可或缺的重要技術手段.針對新一代高超聲速飛行器趨于復雜氣動熱環境,需建立多種手段相結合的氣動熱預測技術.同時,高溫條件下的風洞試驗、飛行條件下氣動熱數據關聯方法需進一步驗證確認.