【摘要】：隨著高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展,飛行器前緣結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壁面所承受的熱環(huán)境越來越嚴(yán)峻,研發(fā)高效的主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)成為當(dāng)務(wù)之急。發(fā)散冷卻以多孔介質(zhì)為載體,具有冷卻能力強(qiáng)、冷卻劑消耗量小、可以實(shí)現(xiàn)主動(dòng)控制等優(yōu)點(diǎn),在飛行器關(guān)鍵部件的熱防護(hù)方面具有巨大的應(yīng)用前景,因此受到了科研工作者廣泛的關(guān)注。但是目前關(guān)于發(fā)散冷卻的研究仍存在一些難點(diǎn)和不足,如:前緣類結(jié)構(gòu)表面氣動(dòng)熱/力載荷分布極不均勻,如果采用均勻的多孔骨架或均勻的注射壓力,則會(huì)出現(xiàn)駐點(diǎn)冷卻不足而下游冷卻過度的現(xiàn)象。針對這種劇烈變化的熱/力載荷,如何優(yōu)化發(fā)散冷卻系統(tǒng),來實(shí)現(xiàn)冷卻劑的按需供應(yīng),最終達(dá)到“在減少冷卻劑用量的同時(shí),加強(qiáng)高載荷區(qū)域的冷卻特性、獲得合理的冷卻效果”的目的?此外,使用液態(tài)水作為冷卻工質(zhì)時(shí),相變發(fā)散冷卻過程難于控制,而且會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象、溫度震蕩現(xiàn)象等,這給冷卻系統(tǒng)的穩(wěn)定性提出了挑戰(zhàn)。因此,深入探討液態(tài)水的瞬態(tài)相變發(fā)散冷卻特性,并嘗試對水改性或?qū)ふ移渌商娲囊后w冷卻工質(zhì)很有必要。本文采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究的方法,針對發(fā)散冷卻系統(tǒng)所受的氣動(dòng)熱/力特性和優(yōu)化設(shè)計(jì)等關(guān)鍵問題進(jìn)行探索,主要工作總結(jié)如下:(1)通過梯度孔隙率設(shè)計(jì)來優(yōu)化發(fā)散冷卻多是停留在理論方面,缺乏有效的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。本文在低速高溫主流工況下,成功完成了梯度孔隙率材料的發(fā)散冷卻實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究。使用具有梯度孔隙率的多孔材料,并加工了兩個(gè)楔形鼻錐試驗(yàn)件,選用空氣為冷卻工質(zhì),利用紅外熱像儀拍攝試驗(yàn)件表面的溫度分布,并結(jié)合數(shù)值模擬結(jié)果,對多孔介質(zhì)內(nèi)部的溫度分布和冷卻劑的流動(dòng)特性進(jìn)行分析,研究和揭示了孔隙率分布對氣體發(fā)散冷卻特性的影響機(jī)理。在此基礎(chǔ)上,采用液態(tài)水為冷卻工質(zhì),探索了不同孔隙率分布下伴隨相變的發(fā)散冷卻特性,并進(jìn)一步比較了有無相變對發(fā)散冷卻特性的影響機(jī)理。研究結(jié)果展示了梯度孔隙率設(shè)計(jì)對駐點(diǎn)處冷卻效率的優(yōu)化特性,并指出了有無相變時(shí)冷卻行為的差異性,其重要的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為后續(xù)梯度孔隙率的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了綜合性的參考。(2)考慮真實(shí)流場中激波干擾的影響,開展了超音速條件下激波干擾對前緣表面氣動(dòng)熱/力特性及發(fā)散冷卻特性影響的數(shù)值研究�；谶M(jìn)氣道唇口前緣典型的氣動(dòng)熱/力環(huán)境特征,設(shè)計(jì)了簡化的激波干擾模型。在地面電弧風(fēng)洞環(huán)境下,數(shù)值研究了有激波干擾時(shí)前緣表面的氣動(dòng)熱/力載荷分布,結(jié)果表明激波的入射引起前緣表面熱力載荷同時(shí)沿流向及展向劇烈變化。選用氮?dú)鉃槔鋮s工質(zhì),研究了激波干擾作用下,不同發(fā)散冷卻方案的流動(dòng)和換熱特性,為今后發(fā)散冷卻系統(tǒng)的地面考核實(shí)驗(yàn)提供參考。(3)針對前緣類結(jié)構(gòu)駐點(diǎn)處局部冷卻效率低,以及由于變工況或激波干擾導(dǎo)致高熱流區(qū)域難捕捉的問題,本文提出了一種自適應(yīng)型局部激活發(fā)散冷卻的方案,即:升華-發(fā)散組合冷卻方案。在多孔基體表面覆蓋一層低熔點(diǎn)的不可滲透性材料,通過表面涂層的升華來自適應(yīng)激活發(fā)散冷卻。采用鎳基高溫合金多孔平板作為基體,聚四氟乙烯作為涂層材料,在高溫風(fēng)洞中開展了實(shí)驗(yàn)研究,初步驗(yàn)證了該組合冷卻方案的可行性及高效性。(4)針對液態(tài)水相變發(fā)散冷卻瞬態(tài)過程中的不穩(wěn)定現(xiàn)象和結(jié)冰現(xiàn)象,本文提出通過添加無水丙二醇對液態(tài)水進(jìn)行改性。以燒結(jié)多孔平板為試驗(yàn)件,開展了四種不同濃度丙二醇水溶液的瞬態(tài)相變發(fā)散冷卻特性實(shí)驗(yàn)研究,記錄了不同冷卻劑注入率下試驗(yàn)件表面溫度及注射壓力的變化。通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果的分析和比較,揭示了丙二醇濃度、注入率對瞬態(tài)相變冷卻特性的影響。
【學(xué)位授予單位】：中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V244.1
【圖文】：

其中飛行器的頭錐、翼前緣和進(jìn)氣道唇口前緣等關(guān)鍵部位受熱較為嚴(yán)重。特別的，逡逑高超聲速飛行器以吸氣式推進(jìn)為動(dòng)力，為了降低氣動(dòng)阻力，飛行器前緣被迫采用逡逑尖銳外形（圖１．１），其氣動(dòng)加熱效應(yīng)更為嚴(yán)重。逡逑．美國ＨＴＶ－２邋，逡逑圖ｕ高超聲速飛行器分布設(shè)計(jì)應(yīng)用案例逡逑從外形上來說，飛行器設(shè)計(jì)成尖銳前緣意味著阻力的減小，但是其負(fù)荷的氣逡逑動(dòng)熱峰值卻比鈍頭體大，這是因?yàn)闊崃髅芏扰c前緣半徑平方根的倒數(shù)成正比［１８］，逡逑當(dāng)半徑減小時(shí)，熱流密度迅速增大，如圖１．２所示，當(dāng)前緣半徑小于１．５英寸時(shí)，逡逑熱流密度幾乎直線上升。除了影響熱流密度最大值外，尖銳前緣的半徑還影響弦逡逑長位置上熱流密度的分布。如圖１．３所示。其中深灰色區(qū)域?yàn)楦叱曀亠w行器前逡逑緣的熱流分布，中間線為駐點(diǎn)處的熱流；灰色區(qū)域?yàn)楹教祜w機(jī)軌道器純頭前緣的逡逑熱流分布。由圖可見：尖銳前緣氣動(dòng)加熱的影響是劇烈的，在駐點(diǎn)具有極高的熱逡逑流

逡逑重要的氣動(dòng)加熱參數(shù)－熱載荷，以此表示對系統(tǒng)總的加熱量。圖１．４為直徑為ｌｆｔ逡逑的參考圓球，沿三種軌跡飛行氣動(dòng)加熱的比較，即飛船再入段、單級(jí)入軌飛行器逡逑（ＳＳＴＯ）上升段，以及航天飛機(jī)再入段。可以看出，對于飛船來說氣動(dòng)加熱環(huán)逡逑境惡劣，再入熱流較大，但加熱時(shí)間短，熱載荷相對較��；航天飛機(jī)氣動(dòng)加熱環(huán)逡逑境也惡劣，再入熱流較大，但加熱時(shí)間較長，熱載荷相對較大，并要求氣動(dòng)外形逡逑穩(wěn)定；而單級(jí)入軌器氣動(dòng)加熱加熱環(huán)境惡劣復(fù)雜，特別是上升階段，在大氣層內(nèi)逡逑加速到高馬赫數(shù)，不僅熱流大，而且作為高超聲速飛行加熱時(shí)間長，熱載荷較大，逡逑并要求氣動(dòng)外形穩(wěn)定。因此根據(jù)飛行任務(wù)的不同，需要采用不同的防熱方式。逡逑＾邐ＳＳＴＯ邋ＡＢ邐

逡逑動(dòng)的飛行器飛行馬赫數(shù)范圍如圖１．５所示。不同的發(fā)動(dòng)機(jī)也可以組合使用以滿足逡逑不同的推力需求。逡逑＼邋■邋＇＊邐：邐破逡逑Ｉ－逡逑■邐Ｉ＾ＨｙｃｔｏｃａｂｏｏＦｕ＊逡逑＃邐Ｗｉｄｅ邋ｌ＾ｈ＾ｅｒａｔｉｏｎ邋（Ｈｙｄｒｏｇｅｎ）逡逑卜邋二：逡逑０邋１０邋２０逡逑Ｍａｃｈ邋Ｎｕｍｂｅｒ逡逑ＷＦ邋ＸＣＴ？Ｖ＜ｎｃｎＭＩ？２逡逑圖１．５不同發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)的飛行器飛行馬赫數(shù)范圍逡逑相比于頭錐前緣和翼前緣部位單純的氣動(dòng)加熱問題，在進(jìn)氣道的唇口前緣很逡逑有可能受到飛行器前體激波的二次沖擊加熱，導(dǎo)致千擾壁面附近的熱負(fù)荷更加嚴(yán)逡逑重。圖１．６給出了美國ＮＡＳＡ設(shè)計(jì)的一個(gè)吸氣式高超音速飛行器（單級(jí)入軌器逡逑Ｓｉｎｇｌｅ－Ｓｔａｇｅ邋ｔｏ邋Ｏｒｂｉｔ）在典型的爬升階段，馬赫數(shù)為１５時(shí)飛行器各個(gè)部位的熱流逡逑密度分布（２００８尸１。從圖中可看到，飛行器進(jìn)氣道的唇口前緣（ｃｏｗｌ）局部區(qū)域逡逑由于激波與激波的相互作用（采用典型的四道激波相交于唇口的設(shè)計(jì)形式），熱逡逑流密度高達(dá)邋５００００邋Ｂｔｕ／ｔｆ－ｓｅｃ邋（５７０ＭＷ／ｍ２）。逡逑圖１．６某單級(jí)入軌器在典型爬升階段各部位的熱流密度分布圖逡逑另一方面，吸氣式飛行器運(yùn)行過程中，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室內(nèi)燃?xì)鉁囟儒义细�、氣流沖刷嚴(yán)重、且環(huán)境呈氧化特性，對現(xiàn)有的熱防護(hù)系統(tǒng)也提出了很高的要逡逑求。當(dāng)飛行器以馬赫數(shù)８在海拔２７ｋｍ高空飛行時(shí)

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