高超声速飞行器气动热耗散、输运和再利用管理技术

第1章 绪论 高超声速飞行器是指马赫数大于5，以火箭式、吸气式或组合式发动机为动力系统，在大气层内飞行或出入大气层的飞行器。高超声速技术是研究高超声速飞行器设计和制备的技术，在军事领域，可以衍生出新型战术打击武器和战略威慑力量；在民用领域，可以发展出先进的天地往返运输系统，高效地开发和利用空间资源。因此，高超声速飞行器技术是21世纪航空航天领域的制高点，是衡量一个国家国防力量及空间利用能力的重要标志，代表国家的综合国力和科技水平。 高超声速工程始于20世纪50年代美国的空天飞机（NASP）计划，经历了多次的技术演化和发展思路调整。早期的高超声速飞行器以单级入轨为发展目标，但随着空天飞机计划的受挫，以及相关技术研究的不断深入，各国逐渐意识到单级入轨存在较大的难度，因此调整了各自的高超工程计划，转而开始各项关键技术的研制及演示验证，如美国后续开展的Hyper-X计划进行了超燃冲压发动机演示验证、开展的HyTech计划进行了碳氢燃料超燃冲压发动机演示验证等。图1-1列举了世界各国主要的高超声速飞行器研究计划及研究目标［1］，图1-2为美国部分典型高超声速飞行器。 目前，高超声速飞行器逐渐由小尺寸导弹武器向大尺寸飞机和天地往返运载器发展，由巡航类飞行器向加速类入轨飞行器发展，由两级入轨方案向单级入轨方案发展。随着高超声速工程的发展，出现了飞行包线宽、飞行器尺度大及动力形式复杂的特点，技术难度越来越高，由此引发了很多新问题和新技术方向，其中，复杂严苛的力/热环境是制约高超声速飞行器发展的关键因素之一，而热管理技术是高超声速飞行器工程的关键技术之一。 图1-1 世界主要国家的高超声速飞行器计划 图1-2 典型的高超声速飞行器 1.1 高超声速飞行器热环境基本特点 高超声速飞行器在大气层中高速飞行时，周围空气受到强烈压缩和剧烈摩擦，大部分动能转化为热能，致使空气温度急剧升高，而高温气体通过对流传热的形式向飞行器表面传递，称为气动加热。如图1-3所示，高超声速来流遇到飞行器壁面，会形成激波，气体经过激波压缩后，速度急剧降低而温度急剧升高，此时一部分动能转换为热能；飞行器壁面的气体因为黏性作用，形成边界层，来流经过边界层时，速度进一步降低而温度进一步升高，壁面边界层内产生很大的速度梯度，来流的部分动能转换为热能；*终，边界层内的高温气体通过热对流、热传导、热辐射等一系列复杂传热过程，与低温壁面间进行热量交换，直至与飞行器壁面向外的热辐射及向内的热传导，达到热平衡状态。 图1-3 激波、边界层及流场 严重的气动加热会给飞行器带来诸多危害，如影响结构材料的力学性能、降低结构承载能力、引起气动热弹性问题、影响舱内设备仪器的正常使用等。高超声速飞行器特殊的飞行状态和构型设计，决定了其所面临的气动加热尤其严重，传热过程非常复杂。在飞行状态方面，飞行包线很宽，飞行速度和高度的范围很大，如速度从0Ma到20Ma，高度从地面到入轨，导致气动加热具有较强的时变非线性；另外，相较于航天飞机等垂直起飞的轨道飞行器，大部分高超声速飞行器在大气层中飞行时间更长，气动热的累积效应非常突出。在构型设计方面，高超声速飞行器为了提升进气性能并降低气动阻力，通常具有尖锐的机体前缘和进气道唇口，如X43前缘设计半径仅为0.76mm，导致局部关键区域热流密度很大、温度很高；另一方面，为了保证发动机推力与气动阻力的匹配，通常采用机体/发动机一体化设计，发动机进、排气系统与机体融为一体，发动机外部流场和内部流场之间存在强耦合关系，导致发动机燃烧对飞行器机体的传热过程具有重要影响。 高超声速飞行器的任务能力在不断提升和扩展，如定向能武器等大功率设备的装载，增强了针对先进电源和供电技术的需求，而随着机载设备的大功率趋势，舱内的散热和热管理问题会非常严重。美国空军支持了一系列飞行器供电和热管理技术研究项目，如INVENT（Integrated Vehicle Energy Technology）计划、NGTPAC（Next Generation Thermal， Power and Controls）计划及INPPAT（Integrated Propulsion， Power and Thermal）计划等，旨在促进飞行器大功率供电及热管理技术的发展。 综上所述，高超声速飞行器面临的热环境具有如下四个主要特点［2］。 （1）热源复杂。高超声速飞行器热源主要包括穿越大气层或在大气层内飞行时产生的气动热、动力系统工作时产生的燃烧余热以及内部大功率设备的散热。飞行器内、外各热源之间存在热量传递和相互影响，导致飞行器面临复杂的热量载荷。 （2）热载荷大。一方面，飞行器高速飞行时表面会产生大量的气动热，前缘、进气道唇口等尖锐部位的热流密度甚至可达兆瓦每平方米级以上；另一方面，巡航类高超声速飞行器飞行时间长，甚至可达数小时，累积的总热量值即热载荷大。 （3）热载荷时变非线性强。宽包线尤其是天地往返的高超声速飞行器，飞行高度和速度范围大，飞行状态和动力系统工作状态随时间变化剧烈，因此产生的内、外热载荷具有很强的时变非线性。 （4）内、外热载荷相关性强。高超声速飞行器通常采用机体/发动机一体化设计，气动热、燃烧热和设备热共享界面、相互传递、相互影响，内、外热载荷具有强烈的一体化管理需求，热管理系统涉及防热、气动、结构和推进等学科的复杂协同设计。 总之，高超声速飞行器面临的热环境具有热源复杂、气动加热严重、时变非线性强、热载荷相互影响及传热过程复杂等特点；同时，随着天地往返、可重复使用、航班化运输甚至太空旅行需求的发展，高超声速飞行器面临热防护系统低冗余、温度控制高精度、余热利用高效率等设计需求；另外，高超声速飞行器热管理系统与总体、结构及动力等系统之间的耦合性强、设计约束多，上述因素对热管理技术的发展提出了严峻挑战。 1.2 高超声速气动热管理技术研究现状 高超声速飞行器的热管理是指通过跟踪和控制热能的产生、耗散、输运和再利用全过程，采用热能精细化管理技术，有效改善飞行器防热/控热水平，保证飞行器安全并提升飞行器总体设计能效比。如上所述，高超声速飞行器的热源包括气动热、燃烧热和设备散热，本书主要针对气动热开展管理技术研究。目前，气动热管理技术大致可分为气动降热、热耗散、热输运和热再利用技术。 1.2.1 气动降热 高超声速飞行器气动热能的产生与飞行弹道（高度、速度、攻角等）及飞行器构型（气动外形、变几何构型等）密切相关，可以分别通过改变弹道和构型控制气动热的产生。飞行速度越大，高度越低（空气越稠密），则产生的气动热越大，因此减少在低高度下高速飞行的时间，可有效降低气动热。但是，现有飞行器的弹道设计中，主要以任务航程、动力匹配等作为主要目标，气动热作为设计目标的性价比较低，通常作为设计约束，因此，若要通过改变弹道高度、速度特性实现气动降热，需要更加精细的弹道设计技术。 高超声速飞行器为了减小阻力，提高气动性能，一般都具有尖锐前缘，而尖锐前缘将引起严重的气动加热。为了降低前缘等关键部位的气动热，可以适当增大前缘半径，尖锐前缘将产生紧贴壁面的附体激波，而钝化构型将增加激波与壁面间的距离，产生脱体激波，减弱气动加热。常见的前缘钝化分为减材和增材钝化技术，前者对气动性能的影响较大，而后者会增加结构质量。在钝体前缘的基础上，可以采用支杆和逆向射流等流体控制手段，将激波推离壁面，通过改变激波的形状和位置，达到减阻降热的目的［3］（图1-4）。另外，可以针对飞行器壁面构造出合适的微结构，通过改变边界层流动状态减阻降热。但是，基于表面微结构的减阻降热技术涉及湍流及微小尺度流动换热，机制非常复杂，如针对纵向微结构，有学者认为微结构中产生的二次涡增加了近壁面区域流动的稳定性，进而降低了流动阻力［4］，也有学者认为微结构对壁面流体的阻滞增大了黏性边界层的厚度，减小了边界层平均速度梯度，进而降低了气动阻力［5］。 图1-4 典型减阻降热技术：钝化、支杆和喷流 总之，通过弹道规划来实现气动降热具有较大的难度，而基于飞行器构型变化或壁面微结构的减阻降热技术具有较好的效果，但具有各种缺点，如钝化技术影响气动性能、减阻支杆易烧蚀、逆向射流稳定性差、表面微结构技术复杂机制还不明确等。因此，可靠、高效的减阻降热技术还需要进一步的研究。 1.2.2 热耗散技术 高超声速飞行器表面产生的气动热，大部分被热防护系统阻隔，无法进入机体内部，在机体表面通过热辐射等形式进行耗散。热耗散技术根据热防护系统的形式分为被动式、半主动式和主动式三种，被动式耗散技术主要利用耐高温结构及相应隔热结构阻止热量进入机体内部，而半主动和主动技术则需要利用冷却工质隔离或消耗热量，以期达到热能耗散的目的。 被动热防护结构根据防热功能分为隔热式、热沉式及辐射式结构。隔热式结构通过在飞行器结构外层增加低热导率的隔热材料层，降低防热结构的导热性能，阻止热量进入结构内部；热沉式结构主要依靠结构和材料自身的热沉吸收气动热，将气动热转化为材料内能，达到热防护效果；辐射式结构则主要利用防热结构表面的高发射率，将大部分气动热以辐射的形式耗散在机体之外，进而达到热防护效果。随着防热技术的发展，现有的热防护系统概念通常具有隔热、热沉和辐射的综合防热功能。总之，热防护结构通常由耐高温层、隔热层和黏结层组成，其中，耐高温层的表面涂覆高发射率的涂层，可增强热辐射效率，隔热层由导热系数极低（如气凝胶材料的导热系数与空气相当）的隔热材料组成，降低热量向机体内部传递的能力，增强了辐射耗散。目前，成熟的热防护系统概念主要为NASA在航天飞机及后续的高超工程中研制的柔性隔热毡、刚性陶瓷瓦及金属防热瓦等［6］。图1-5为两种典型热防护概念示意图，图1-5（a）为典型金属防热瓦——二代超合金蜂窝板，图1-5（b）为典型陶瓷防热瓦——氧化铝增强防热瓦。 图1-5 典型热防护概念