朱廣生, 聶春生, 曹占偉, 袁 野

(1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076; 2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100076)

0 引 言

為實(shí)現(xiàn)臨近空間高超聲速飛行器長航時(shí)飛行，一般采用面對(duì)稱的復(fù)雜氣動(dòng)布局。一方面，要求飛行器具有高升阻比和大升力載荷，這種設(shè)計(jì)要求反映在氣動(dòng)布局上，往往使飛行器具有大的升力面、較小的迎風(fēng)橫截面積、尖化的前緣，但小尺度部件在高超聲速飛行過程中會(huì)經(jīng)歷嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱、發(fā)生燒蝕進(jìn)而影響氣動(dòng)特性；另一方面，飛行剖面設(shè)計(jì)需要考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，最大限度降低轉(zhuǎn)捩出現(xiàn)的概率以及湍流的加熱時(shí)間，從而減輕防熱設(shè)計(jì)重量；此外，為實(shí)現(xiàn)飛行器可靠、有控的飛行，需要在飛行器表面布置固定部件或活動(dòng)部件(固定部件如各類安定面，用于增大側(cè)向控制作用；活動(dòng)部件如各類空氣舵，用于飛行器穩(wěn)定飛行和調(diào)整姿態(tài)[1])，這些部件往往會(huì)造成復(fù)雜的流動(dòng)干擾和激波干擾(如激波邊界層干擾、空氣舵縫隙流動(dòng)干擾等[2-5])，導(dǎo)致較為嚴(yán)重的局部干擾加熱，這種加熱具有強(qiáng)度大、范圍窄、位置變動(dòng)小的特點(diǎn)，給飛行器防隔熱設(shè)計(jì)帶來極大難度，有時(shí)甚至需要犧牲射程和飛行性能才能解決問題。

在高超聲速飛行過程中，由于粘性滯止和激波壓縮，使得飛行器周圍空氣溫度增加，分子振動(dòng)激發(fā)并產(chǎn)生離解和電離，引起電子激發(fā)和光輻射，氣體呈現(xiàn)“非完全氣體”特性，傳統(tǒng)的完全氣體假設(shè)不再成立，由此對(duì)流場和飛行器性能產(chǎn)生的一系列影響被稱作“高溫真實(shí)氣體效應(yīng)”[6]。高溫真實(shí)氣體效應(yīng)包括化學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)和熱力學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)[7]。一方面，非平衡效應(yīng)對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生較大影響，它會(huì)改變激波層的氣體溫度以及組分分布，影響飛行器表面的氣動(dòng)加熱；另一方面，非平衡氣體到達(dá)飛行器表面，飛行器表面材料會(huì)一定程度地加快氣體原子的復(fù)合并釋放能量，產(chǎn)生附加的氣動(dòng)加熱，這就是材料的催化效應(yīng)；不同的防熱材料，催化特性不同，會(huì)影響材料表面的化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程，最終影響氣動(dòng)加熱[8]。因此，對(duì)于在臨近空間長時(shí)間高超聲速飛行的飛行器，若沒有準(zhǔn)確的氣動(dòng)熱環(huán)境數(shù)據(jù)支撐，設(shè)計(jì)出的飛行器很可能在飛行過程中因燒蝕過量而失去機(jī)動(dòng)能力甚至損毀。

獲取氣動(dòng)熱環(huán)境的手段包括工程計(jì)算、數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究[9]。工程計(jì)算只適用于特定的簡單問題；數(shù)值模擬通過求解離散化的控制方程，可以較好地模擬復(fù)雜流場獲得飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境，對(duì)外形的適應(yīng)性較強(qiáng)，但是計(jì)算結(jié)果需要有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐；試驗(yàn)研究一般分為地面風(fēng)洞試驗(yàn)和天上的飛行試驗(yàn)。地面風(fēng)洞試驗(yàn)熱環(huán)境參數(shù)可以直接測量，測量精度可以控制，是目前驗(yàn)證和校核氣動(dòng)熱環(huán)境工程方法與數(shù)值方法的最主要手段，但是受模型尺度、來流條件限制，地面風(fēng)洞試驗(yàn)無法完全模擬天上實(shí)際飛行環(huán)境，氣動(dòng)加熱存在天地差異。因此，通過真實(shí)飛行試驗(yàn)獲取的飛行器表面熱流密度是驗(yàn)證并完善氣動(dòng)加熱計(jì)算方法、建立風(fēng)洞設(shè)備流場參數(shù)關(guān)聯(lián)機(jī)制的唯一試驗(yàn)參照。

近年來，國內(nèi)氣動(dòng)熱研究領(lǐng)域的風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)技術(shù)取得了很大進(jìn)步，獲取的數(shù)據(jù)為推動(dòng)我國高超聲速氣動(dòng)熱環(huán)境預(yù)測理論和熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展起到了關(guān)鍵作用，積累了豐富的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。本文針對(duì)高超聲速飛行器研制過程中的氣動(dòng)熱試驗(yàn)和測量技術(shù)，介紹目前的進(jìn)展情況，分析不同測量技術(shù)的原理、適用環(huán)境以及存在的問題，結(jié)合我國臨近空間高超聲速飛行器研究現(xiàn)狀，對(duì)未來的發(fā)展方向給出建議。

1 臨近空間高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境特性分析

影響臨近空間高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境的因素很多，主要有飛行器外形特征以及飛行剖面、邊界層轉(zhuǎn)捩和氣動(dòng)熱環(huán)境特性等。

1.1 飛行器外形特征

臨近空間飛行器一般為高升阻比復(fù)雜氣動(dòng)外形，帶有大升力翼面、安定面和控制部件，其氣動(dòng)熱環(huán)境復(fù)雜，頭激波可能打到水平翼或安定面的前緣，使當(dāng)?shù)責(zé)崃魃?；控制部件與飛行器身部也會(huì)互相干擾，使得局部熱流升高，干擾區(qū)內(nèi)的峰值壓力和熱流往往成為制約防熱隔熱設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

1.2 飛行剖面特性

臨近空間飛行器一般長時(shí)間在30～100km的高度范圍飛行，飛行過程中氣體溫度最高可達(dá)15 000K左右，產(chǎn)生高溫真實(shí)氣體效應(yīng)；另外，當(dāng)飛行高度H>60km時(shí)，飛行器頭部和前緣開始出現(xiàn)稀薄氣體效應(yīng)，大約H>70km時(shí)，整個(gè)飛行器表面的流動(dòng)都將發(fā)展為稀薄氣體流動(dòng)。因此，要提高氣動(dòng)熱環(huán)境精確預(yù)測能力，就必須考慮非平衡與稀薄流耦合效應(yīng)的影響[10]。當(dāng)H>80km時(shí)，流場的非平衡效應(yīng)非常弱，氣動(dòng)熱考慮的重點(diǎn)是稀薄氣體效應(yīng)。

由于非平衡效應(yīng)和稀薄氣體效應(yīng)的強(qiáng)弱均與具體尺度相關(guān)，對(duì)于不同的飛行器幾何特征和飛行剖面參數(shù)，需要針對(duì)具體外形和飛行條件進(jìn)行分析研究。

1.3 邊界層轉(zhuǎn)捩特性

邊界層轉(zhuǎn)捩是臨近空間飛行器必須面對(duì)的一個(gè)難題[11]。對(duì)于高超聲速飛行的復(fù)雜氣動(dòng)布局飛行器，國外的飛行試驗(yàn)結(jié)果已經(jīng)表明：邊界層轉(zhuǎn)捩將產(chǎn)生復(fù)雜的、不確定的縱橫側(cè)向氣動(dòng)擾動(dòng)以及氣動(dòng)加熱，對(duì)飛行器的穩(wěn)定控制和防熱可靠性產(chǎn)生影響，設(shè)計(jì)不周會(huì)造成飛行失利[12]。

根據(jù)目前的認(rèn)識(shí)，對(duì)于臨近空間高超聲速大升力體外形，在相同馬赫數(shù)條件下，隨著高度增加，邊界層轉(zhuǎn)捩位置不斷后移；在相同馬赫數(shù)和高度條件下，隨著迎角增大，邊界層轉(zhuǎn)捩位置不斷前移；在相同高度和迎角條件下，隨著馬赫數(shù)增大，轉(zhuǎn)捩位置后移。

1.4 氣動(dòng)熱環(huán)境特性

計(jì)算結(jié)果表明：升力體外形的臨近空間高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境嚴(yán)酷情況集中出現(xiàn)于飛行高度40～60km范圍，氣動(dòng)加熱以層流為主；飛行高度在40km以下時(shí)，一般會(huì)發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩，但該飛行剖面的馬赫數(shù)一般相對(duì)較低、迎角較小，湍流加熱不嚴(yán)重，而且氣動(dòng)加熱的時(shí)間一般較短。

因此，在高空、高馬赫數(shù)飛行條件下，復(fù)雜流動(dòng)干擾和復(fù)雜物理化學(xué)效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)加熱的影響是臨近空間氣動(dòng)熱環(huán)境研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

2 地面風(fēng)洞氣動(dòng)熱環(huán)境測量

2.1 氣動(dòng)熱環(huán)境地面試驗(yàn)關(guān)鍵模擬參數(shù)

高超聲速流動(dòng)現(xiàn)象非常復(fù)雜，在地面風(fēng)洞條件下完全模擬真實(shí)飛行條件是不可能的。因此，需要深入分析所模擬的現(xiàn)象，區(qū)分主要因素和次要因素，抓住主要因素進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M。除幾何參數(shù)外，依據(jù)相似準(zhǔn)則，地面設(shè)備需要模擬的氣流參數(shù)還有很多，包括自由流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、總焓、密度、壁溫與來流總溫比以及流場的熱化學(xué)性質(zhì)等，僅使用單一風(fēng)洞設(shè)備不可能同時(shí)模擬上述全部參數(shù)。因此，地面模擬采用部分模擬技術(shù)，在不同的風(fēng)洞設(shè)備中模擬不同的關(guān)鍵參數(shù)。

氣動(dòng)熱試驗(yàn)研究一般在激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞中開展，主要模擬馬赫數(shù)和雷諾數(shù)；如果在低密度風(fēng)洞中開展氣動(dòng)熱試驗(yàn)，主要模擬高度和克努森數(shù)[13]。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

國內(nèi)主力激波風(fēng)洞設(shè)備主要分布于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)、中國科學(xué)院力學(xué)研究所、中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院(CAAA)等單位[14]。CARDC的2.0m激波風(fēng)洞的型面噴管出口直徑1.2m，馬赫數(shù)范圍6～24，雷諾數(shù)范圍2×105～6.7×107/m，有效試驗(yàn)時(shí)間2～18ms；CAAA的FD-20輕活塞炮風(fēng)洞，噴管出口直徑1.0m，雷諾數(shù)范圍5×105～7×107/m，有效試驗(yàn)時(shí)間25～60ms；中國科學(xué)院力學(xué)研究所的JF12大型爆轟驅(qū)動(dòng)高焓激波風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍5～9，有效試驗(yàn)時(shí)間最長達(dá)120ms，該激波風(fēng)洞是世界上主要的大型激波風(fēng)洞之一，被稱為“復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞”，用于研究馬赫數(shù)5～9范圍內(nèi)的尺度效應(yīng)、雷諾數(shù)效應(yīng)等問題。

在研究臨近空間高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境方面，高超聲速低密度風(fēng)洞的優(yōu)勢是高馬赫數(shù)、高空模擬能力強(qiáng)(特別是在飛行高度40～90km范圍)；不足是模型尺度小、熱流定量精細(xì)測量難度大。而電弧風(fēng)洞/高頻等離子體風(fēng)洞的優(yōu)勢是焓值模擬能力強(qiáng)，適合開展表面催化效應(yīng)、高溫氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱的影響研究；不足是模擬馬赫數(shù)低，溫度高，熱流測量難度大。

從國內(nèi)情況看，氣動(dòng)熱風(fēng)洞試驗(yàn)主要在激波風(fēng)洞等高超聲速脈沖設(shè)備上進(jìn)行。近年來，激波風(fēng)洞設(shè)備的發(fā)展趨勢主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：(1) 噴管口徑越來越大，能夠更好地模擬復(fù)雜外形局部流動(dòng)；(2) 馬赫數(shù)和高焓流動(dòng)的模擬能力越來越強(qiáng)。以激波風(fēng)洞研究氣動(dòng)加熱的優(yōu)勢是高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)模擬能力強(qiáng)，特別是在馬赫數(shù)6～16范圍，熱流測量技術(shù)比較成熟；但是對(duì)于臨近空間高超聲速飛行器面臨的高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)狀態(tài)，風(fēng)洞模擬能力還有待進(jìn)一步加強(qiáng)。圖1為CAAA的風(fēng)洞模擬能力。

圖1 CAAA風(fēng)洞馬赫數(shù)/雷諾數(shù)模擬能力

Fig.1Machnumber/ReynoldsnumbersimulationcapabilityofCAAAwindtunnel

2.3 風(fēng)洞試驗(yàn)氣動(dòng)熱測量技術(shù)

風(fēng)洞氣動(dòng)熱測量技術(shù)可分為傳感器點(diǎn)式熱流測量技術(shù)和非接觸式熱流測量技術(shù)。試驗(yàn)過程中要根據(jù)風(fēng)洞流場特點(diǎn)的不同，選擇不同的熱流測量技術(shù)。

點(diǎn)式熱流測量技術(shù)要求傳感器不僅能準(zhǔn)確測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪艿降臒彷d荷，還要能經(jīng)受住高溫高速氣流的劇烈沖刷，還需要對(duì)瞬態(tài)熱載荷具有極快的響應(yīng)速度。目前，常用于風(fēng)洞試驗(yàn)中測量表面熱流的傳感器主要有量熱計(jì)和表面溫度計(jì)兩類。

量熱計(jì)是基于能量平衡原理，先利用量熱元件吸收熱量，記錄溫度變化率，再計(jì)算表面熱流，如塞型銅箔量熱計(jì)，一般用于時(shí)間相對(duì)較長的風(fēng)洞測熱試驗(yàn)。其優(yōu)點(diǎn)是能夠在高熱流情況下測量，結(jié)構(gòu)簡單，抗沖刷能力強(qiáng)；缺點(diǎn)是對(duì)瞬態(tài)熱信號(hào)響應(yīng)較慢，而且由于工藝限制，尺寸不能做小，結(jié)點(diǎn)焊接難度大。電弧風(fēng)洞流場調(diào)試使用的銅塞子熱流傳感器屬于這一原理[15]。

表面溫度計(jì)的原理是先測出飛行器表面溫度隨時(shí)間變化的歷程，然后根據(jù)半無限體熱傳導(dǎo)理論計(jì)算表面熱流，一般用于瞬態(tài)風(fēng)洞測熱試驗(yàn)，如鉑膜電阻溫度計(jì)、同軸熱電偶。其中，鉑膜電阻溫度計(jì)響應(yīng)較快、靈敏度高，但不能測量很高的熱流，抗沖刷能力較弱[16]，廣泛應(yīng)用于常規(guī)激波/炮風(fēng)洞測熱；同軸熱電偶的頻響高、結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小便于安裝、高熱流測量精度高、抗沖刷能力強(qiáng)，廣泛應(yīng)用于高焓激波風(fēng)洞測熱[17]。圖2為同軸熱電偶、鉑膜溫度計(jì)和銅箔量熱計(jì)等3類傳感器在JF12高焓激波風(fēng)洞環(huán)境下的考核試驗(yàn)結(jié)果。由于流場環(huán)境極為惡劣、氣流沖刷極強(qiáng)，試驗(yàn)后僅同軸熱電偶傳感器保持完好，其他全部損毀。

圖2 JF12風(fēng)洞條件下傳感器考核試驗(yàn)

為滿足臨近空間飛行器對(duì)氣動(dòng)熱試驗(yàn)的測試需求，國內(nèi)試驗(yàn)單位針對(duì)熱流傳感器的耐沖刷性、測量精度、小型化、模型一體化設(shè)計(jì)等技術(shù)開展了大量工作。圖3為目前激波風(fēng)洞中使用的小型化熱流傳感器，已成功應(yīng)用于尖銳前緣等小尺度區(qū)域的熱流測量。針對(duì)鉑膜電阻溫度計(jì)，一方面通過改進(jìn)制作工藝，大幅度提高了熱流測量精度，另一方面設(shè)計(jì)了新的端面S形膜，提高了電阻溫度系數(shù)，增強(qiáng)了傳感器的耐沖刷性和附著力，能夠應(yīng)用于前緣[18]、端頭(如圖4所示)以及局部復(fù)雜結(jié)構(gòu)(如舵軸、激波干擾區(qū))的熱流測量(如圖5所示，試驗(yàn)熱流結(jié)果以q/q1形式給出，q1為相應(yīng)流場迎角為0°時(shí)、空氣舵前方的無干擾區(qū)測點(diǎn)的熱流測量結(jié)果)，熱流測量數(shù)據(jù)誤差能夠降低至10%以下。

圖6給出了某空氣舵風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比?？梢钥闯?，空氣舵表面熱流差異不大，但局部流動(dòng)再附線附近和舵軸區(qū)域二者差異明顯。因此，進(jìn)一步提高傳感器在復(fù)雜外形上的適用性和復(fù)雜流動(dòng)干擾區(qū)的熱流測量精度是后續(xù)發(fā)展的重要方向。

在高焓激波風(fēng)洞測熱試驗(yàn)中，可以根據(jù)催化特性的不同，將同軸熱電偶的端面鍍上不同的金屬或氧化物材料，從而在使其端面導(dǎo)通的同時(shí)，研究具有不同催化特性的壁面在解離氣體中的催化放熱現(xiàn)象。根據(jù)這一特性，中國科學(xué)院力學(xué)研究所利用鍍膜式同軸熱電偶在高焓激波風(fēng)洞中研究了高溫氣體壁面催化效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)熱環(huán)境的影響[19]，研究發(fā)現(xiàn)：在總焓155kJ/mol、駐點(diǎn)壓力9kPa的氣流中，銀表面駐點(diǎn)的熱流比氧化鋁高65%，銅表面駐點(diǎn)的熱流比氧化鋁高57%；空氣解離程度越高，壁面催化效應(yīng)產(chǎn)生的熱流越大。如圖7所示。

非接觸測量技術(shù)包括紅外熱圖、溫敏漆技術(shù)等。通過光學(xué)測量方法能夠獲得模型表面整體熱流分布，具有空間分辨率高、形象直觀的優(yōu)點(diǎn)，現(xiàn)已成為氣動(dòng)熱測量的重要手段之一。圖8為雙色磷光熱圖系統(tǒng)，通過圖像采集設(shè)備記錄模型表面的光強(qiáng)變化，根據(jù)預(yù)先得到的光強(qiáng)變化率與溫度的對(duì)應(yīng)關(guān)系，即可得到模型表面溫升分布，進(jìn)而計(jì)算出模型表面的熱流分布。

圖3 小型化熱流傳感器

圖4 一體化熱流傳感器

(c) 安裝面熱流

(d) 空氣舵縫隙熱流

Fig.5Airrudderwindtunnelheatmeasurementmodelandsurfaceheatflux

(a) 空氣舵表面極限流線分布

(b) 舵面熱流對(duì)比

(c) 舵軸熱流對(duì)比

Fig.6Comparisonofwindtunneltestresultsandnumericalcalculationresults

(a) 鍍膜后的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?從左至右：銅、銀、氧化鋁)

(b) 鍍膜同軸熱電偶測量結(jié)果

圖8 雙色磷光熱圖系統(tǒng)示意圖

Fig.8Schematicdiagramoftwo-colorphosphorescentheatmapsystem

不同于只能得到模型表面有限數(shù)量離散點(diǎn)熱流值的傳感器點(diǎn)式熱流測量技術(shù)，非接觸測量技術(shù)能夠以高空間分辨率得到較大面積區(qū)域的詳細(xì)熱流分布信息，可以更加全面地測量模型外表面氣動(dòng)熱環(huán)境，因此非常適用于氣動(dòng)熱環(huán)境分布復(fù)雜的臨近空間高超聲速飛行器表面熱流測量，可以直接觀察模型表面熱流分布，捕捉峰值熱流的準(zhǔn)確位置。如圖9所示，通過試驗(yàn)結(jié)果直接獲取了FLAP空氣舵表面的熱流分布和干擾特性。

圖9 FLAP空氣舵磷光測熱結(jié)果

近年來，國內(nèi)試驗(yàn)單位在磷光測熱技術(shù)方面取得了一定突破[20-21]。針對(duì)常規(guī)激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞流場，在單色磷光的基礎(chǔ)上，發(fā)展了雙色磷光系統(tǒng)和測量技術(shù)并形成了試驗(yàn)?zāi)芰?，基本?shí)現(xiàn)了對(duì)復(fù)雜飛行器模型的大面積區(qū)域熱流的定量測量，磷光結(jié)果與點(diǎn)測結(jié)果誤差在10%以內(nèi)(圖10)。該技術(shù)已先后應(yīng)用于邊界層轉(zhuǎn)捩研究[22]、局部干擾區(qū)熱環(huán)境研究、復(fù)雜外形飛行器熱環(huán)境研究等領(lǐng)域，取得了傳感器測熱技術(shù)難以達(dá)到的效果；但是，受發(fā)光材料、采集路徑、圖像處理等環(huán)節(jié)影響，磷光測熱技術(shù)尚不能完全滿足復(fù)雜外形熱環(huán)境分布試驗(yàn)的要求。另外，由于高焓激波風(fēng)洞中氣流沖刷嚴(yán)重，該技術(shù)未能取得應(yīng)用。因此，進(jìn)一步提高分布式熱流的識(shí)別度和測量精度，并向高焓激波風(fēng)洞中拓展應(yīng)用，是磷光測熱技術(shù)后續(xù)發(fā)展的主要方向。

紅外熱圖技術(shù)目前廣泛應(yīng)用于高超聲速低密度風(fēng)洞測熱試驗(yàn)。國內(nèi)試驗(yàn)單位重點(diǎn)針對(duì)大極角情況下模型表面溫度測量技術(shù)、紅外熱圖測量精度的提高、模型物面坐標(biāo)與紅外熱圖像素位置對(duì)應(yīng)關(guān)系等問題開展研究[23]，進(jìn)一步完善了高精度紅外熱圖熱流測量技術(shù)，目前已經(jīng)具備開展工程復(fù)雜外形局部干擾區(qū)的熱流測量能力。圖11給出了某球錐模型在低密度風(fēng)洞中的熱流測量結(jié)果，與DSMC計(jì)算結(jié)果符合較好(圖12)。

(a) 磷光測熱結(jié)果

(b) 磷光測熱與鉑膜電阻溫度計(jì)測熱結(jié)果對(duì)比

圖11 低密度風(fēng)洞球錐模型熱流測量結(jié)果

Fig.11Heatfluxmeasurementresultsofsphericalconemodelunderlowdensitywindtunnelconditions

3 飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境測量

臨近空間飛行器的外形越來越復(fù)雜，很多重要問題(如邊界層轉(zhuǎn)捩、局部復(fù)雜干擾引起的熱流增大、化學(xué)非平衡效應(yīng)、稀薄氣體效應(yīng)等)成為制約飛行器發(fā)展的瓶頸，單純靠地面風(fēng)洞試驗(yàn)和理論計(jì)算無法解決。因此，以解決不同問題為目的的飛行試驗(yàn)快速發(fā)展，如國外專門為研究高超聲速飛行條件下氣動(dòng)熱和轉(zhuǎn)捩問題而開展的Reentry-F飛行試驗(yàn)[24]、HiFire系列飛行試驗(yàn)[25]等。

圖12 低密度風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與DSMC計(jì)算結(jié)果對(duì)比

Fig.12ComparisonoflowdensitywindtunneltestresultswithDSMCcalculationresults

在飛行試驗(yàn)防隔熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，通常采用“冷壁熱流”[26]熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入，其代表了由流場決定的最嚴(yán)苛的熱載荷，剝離了材料響應(yīng)及其與環(huán)境的耦合作用。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)于驗(yàn)證高冷壁假設(shè)下的氣動(dòng)加熱工程算法、數(shù)值算法以及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的天地差異具有不可替代的價(jià)值，因此“冷壁”熱流往往是飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境測量的最終目標(biāo)[33]。但是，在高超聲速飛行時(shí)，隨著能量流入，表面材料的壁面溫度迅速升高，使得邊界層內(nèi)的溫度分布與能量傳遞不同于初始的高冷壁狀態(tài)；當(dāng)壁溫升高到一定程度，防熱材料的各類響應(yīng)機(jī)制會(huì)改變表面能量方程中的各項(xiàng)，同時(shí)也會(huì)更顯著地參與并影響高超聲速流動(dòng)及高溫氣體的傳質(zhì)過程與化學(xué)反應(yīng)，給飛行條件下的氣動(dòng)熱測量帶來了極大困難；另外，飛行試驗(yàn)嚴(yán)苛且復(fù)雜的力/熱環(huán)境，使地面風(fēng)洞中常用的瞬態(tài)熱流測量技術(shù)一般難以滿足飛行試驗(yàn)的高量程、長時(shí)間、高溫度的測試需求，無法應(yīng)用于飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱測量。

目前，飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱測量主要是基于傅里葉定律，通過測量已知熱阻不同位置處的溫度梯度，進(jìn)而計(jì)算出模型表面熱流。根據(jù)測量裝置的形式，一般分為“嵌入式”或“內(nèi)置式”兩類[33]。

3.1 “內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)

“內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)一般使用熱電偶等溫度儀表直接測量防熱層內(nèi)部溫度歷程，根據(jù)測量的溫度歷程反辨識(shí)飛行器表面凈熱流，然后根據(jù)表面能量關(guān)系推導(dǎo)獲取氣動(dòng)熱環(huán)境研究所需要的“冷壁”熱流。這種測量技術(shù)主要應(yīng)用于表面結(jié)構(gòu)換熱過程簡單、不涉及化學(xué)反應(yīng)與質(zhì)量引射的防熱方案，如美國的X-15、X-17等采用金屬熱沉式防熱的飛行器。CARDC開展的航天模型空氣動(dòng)力學(xué)飛行試驗(yàn)(MF-1模型)采用了以熱電偶測量獲得的近壁面溫度歷程反辨識(shí)表面熱流的氣動(dòng)熱環(huán)境測量方案[27]，并根據(jù)辨識(shí)得到的熱流研究了真實(shí)飛行環(huán)境下模型表面的轉(zhuǎn)捩特性。

“內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)的核心是熱流辨識(shí)算法。CARDC的錢煒祺等在氣動(dòng)熱辨識(shí)算法方面開展了大量研究工作[28-29]，建立了順序函數(shù)法和共軛梯度法這兩類表面熱流辨識(shí)算法，通過量綱分析和仿真辨識(shí)，建立了以傅立葉數(shù)作為表面熱流可辨識(shí)性判據(jù)的表面熱流辨識(shí)準(zhǔn)則；考慮了硅基材料熱解和變物性、材料表面燒蝕、材料表面輻射、三維導(dǎo)熱效應(yīng)、溫度測量偏差等因素對(duì)辨識(shí)算法精度的影響，建立了相應(yīng)的表面熱流辨識(shí)方法，能夠開展一維、二維和三維模型的辨識(shí)，方法通過了地面試驗(yàn)驗(yàn)證。利用航天飛機(jī)HRSI型防熱層(圖13a)中某點(diǎn)P的溫度測量結(jié)果進(jìn)行當(dāng)?shù)乇砻鏌崃鞅孀R(shí)，辨識(shí)結(jié)果與氣動(dòng)熱仿真結(jié)果吻合較好(圖13b)。

熱流辨識(shí)流程如圖14所示，其主要困難是熱流對(duì)溫度測量誤差極其敏感[30]。圖15給出了某飛行條件下表面熱流辨識(shí)結(jié)果(黑色、紅色曲線)與熱流傳感器直接測量結(jié)果(藍(lán)色曲線)的對(duì)比?？梢钥闯?，由飛行器防熱結(jié)構(gòu)溫度辨識(shí)出的表面熱流與飛行測量結(jié)果定性符合，但具體數(shù)值存在較大偏差。

圖13 航天飛機(jī)氣動(dòng)熱參數(shù)辨識(shí)結(jié)果

圖14 氣動(dòng)熱辨識(shí)流程[30]

圖15 熱流辨識(shí)結(jié)果與測量結(jié)果對(duì)比

Fig.15Comparisonofheatfluxidentificationresultswithmeasurementresults

分析表明：在低熱流狀態(tài)，防熱材料的熱物性參數(shù)、熱電偶的三維導(dǎo)熱效應(yīng)對(duì)表面熱流辨識(shí)精度影響較大；而在高熱流狀態(tài)，還需考慮材料熱解和表面輻射的影響。通過標(biāo)定給出較為合理的熱物性參數(shù)和表面輻射系數(shù)，并降低結(jié)構(gòu)中影響傳熱的不確定因素，是后續(xù)提高熱流辨識(shí)精度和技術(shù)成熟度的主要途徑。

3.2 “嵌入式”熱流測量技術(shù)

采用“嵌入式”熱流測量技術(shù)時(shí)，一般在防熱層內(nèi)部開孔至表面，插入獨(dú)立的熱流傳感器與外流場直接接觸，傳感器輸出溫度信號(hào)用以求解表面熱流，通?？芍苯虞敵鰺崃餍盘?hào)。目前工程上常用的熱流傳感器有圓箔式熱流傳感器、薄膜熱電堆式傳感器等(圖16)，一般尺寸較大，只能用于飛行器大面積區(qū)域的氣動(dòng)熱測量。

圖16 熱流傳感器

在長時(shí)間高超聲速飛行過程中，由于傳感器結(jié)構(gòu)與周圍飛行器防熱結(jié)構(gòu)之間的材料物性差異，會(huì)導(dǎo)致表面溫度不連續(xù)，存在溫差；同時(shí)，為了保證在高溫結(jié)構(gòu)表面生存，傳感器敏感元件需維持較低溫狀態(tài)，通常會(huì)根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)熱沉以控制自身溫度，使得傳感器與防熱結(jié)構(gòu)之間溫差變大(如圖17所示)，出現(xiàn)熱匹配問題。

圖17 表面溫度不連續(xù)示意圖

由牛頓冷卻公式可知，溫度非均勻表面的熱流密度呈現(xiàn)非均勻性(圖18)，傳感器上游被測物體表面的高溫?zé)徇吔鐚訉?duì)表面溫度較低的傳感器表面進(jìn)行附加加熱，使得熱流增大，產(chǎn)生所謂“冷點(diǎn)效應(yīng)”[31]。

針對(duì)飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱測量的熱匹配和“冷點(diǎn)效應(yīng)”問題，哈爾濱工業(yè)大學(xué)的孟松鶴、丁小恒等開展了較為深入的研究[32]，研制了一類可用于高超聲速飛行試驗(yàn)的表面熱流測試裝置(圖19)，通過一維辨識(shí)與熱沉區(qū)域分離以及多層過渡隔阻設(shè)計(jì)來克服飛行環(huán)境適應(yīng)性和機(jī)體防熱材料匹配性問題，發(fā)展了考慮結(jié)構(gòu)間傳熱和壁面溫升影響的熱流密度辨識(shí)方法，基于氣動(dòng)熱-結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算模型建立了熱流修正算法[33](圖20)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了測試有效性和結(jié)構(gòu)可靠性，已初步應(yīng)用于飛行試驗(yàn)。后續(xù)還需要積累飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)以進(jìn)行系統(tǒng)評(píng)價(jià)。

(a) 傳感器附近流場溫度云圖

圖18 靜溫250K、速度5550m/s狀態(tài)下熱流傳感器敏感端面附近流場參數(shù)

Fig.18Flowfieldparametersofheatfluxsensor’ssensitiveendfaceatstatictemperature250Kandspeed5550m/s

圖19 哈爾濱工業(yè)大學(xué)的熱流傳感器[32]

圖20 氣動(dòng)熱-結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合計(jì)算流程圖[33]

在高超聲速飛行試驗(yàn)中，高溫氣體真實(shí)效應(yīng)及壁面催化效應(yīng)對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)熱環(huán)境的影響顯著[34]。比如在美國航天飛機(jī)的STS-2飛行中，在迎風(fēng)子午線上安裝的涂有高催化材料的防熱瓦熱流明顯高于其他瓦片。圖21為某高超聲速飛行試驗(yàn)中圓箔式熱流傳感器內(nèi)部及安裝示意圖。熱流傳感器本體結(jié)構(gòu)以及被測物體由多種材料組成。傳感器敏感元件(一般為金屬銅或金屬鎳)催化特性很強(qiáng)，敏感元件周圍隔熱材料的催化特性較低，被測物體表面的催化特性直接與飛行器防熱材料相關(guān)，因此熱流傳感器附近的催化特性差異很大，會(huì)給氣動(dòng)熱測量帶來誤差。

圖21 圓箔式熱流傳感器內(nèi)部及安裝示意圖

Fig.21Internalstructureandinstallationdiagramofroundfoilheatfluxsensor

CARDC的丁明松等計(jì)算分析了飛行試驗(yàn)中傳感器催化特性差異對(duì)氣動(dòng)熱的影響[35]，給出了不同催化特性條件下的計(jì)算模型和傳感器表面熱流結(jié)果，如圖22所示(圖中NCW、PCW分別代表完全非催化條件和有限催化條件，αr為壁面催化復(fù)合系數(shù))。研究表明：(1)催化特性差異會(huì)給局部區(qū)域帶來強(qiáng)的質(zhì)量擴(kuò)散熱流，從而使總熱流發(fā)生跳變，給傳感器熱流測量帶來不可忽視的誤差；(2)材料催化特性差異越大，對(duì)熱流測量影響越大；(3)催化特性差異帶來的影響與具體的飛行工況、表面溫度、近壁面附近流場中的化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)度密切相關(guān)?？紤]到地面高焓風(fēng)洞高離解來流與天上真實(shí)飛行條件下流場的非平衡特性差異，很難通過試驗(yàn)給出系統(tǒng)的測量結(jié)果修正方法。

(a) 計(jì)算模型

(b) 傳感器測量面區(qū)域流向熱流分布

目前，國內(nèi)針對(duì)氣動(dòng)力/熱關(guān)鍵問題研究的飛行試驗(yàn)較少，氣動(dòng)熱測量偏重于辨識(shí)算法、氣動(dòng)熱影響因素等問題的理論研究，真正成功應(yīng)用于飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱測量的技術(shù)很少；另外，由于尺寸的限制，目前的熱流傳感器只能針對(duì)飛行器大面積區(qū)域開展氣動(dòng)熱測量，而對(duì)制約臨近空間復(fù)雜外形高超聲速飛行器防熱設(shè)計(jì)的局部干擾高熱流區(qū)(如圖23所示的舵軸和安裝艙體等局部區(qū)域)尚無法開展有效的氣動(dòng)熱測量。因此，小型化、耐高溫、長時(shí)間、高精度是未來高超聲速氣動(dòng)熱測量傳感器發(fā)展的重要方向。

圖23 空氣舵干擾區(qū)熱流分布

4 結(jié) 論

氣動(dòng)熱試驗(yàn)和測量技術(shù)對(duì)于高超聲速飛行器防熱設(shè)計(jì)至關(guān)重要，而要獲取高精度的氣動(dòng)熱測量數(shù)據(jù)卻并不容易，尤其是對(duì)具有復(fù)雜外形的臨近空間飛行器。研究經(jīng)驗(yàn)表明：

(1) 氣動(dòng)熱測量是一項(xiàng)既簡單又復(fù)雜的工作：簡單，是指原理簡單；復(fù)雜，是因?yàn)闇y量結(jié)果受多種因素影響，只有根據(jù)具體試驗(yàn)條件和需求來選擇測量方案和傳感器類型才能得到較好的測量結(jié)果。

(2) 地面風(fēng)洞試驗(yàn)一直是氣動(dòng)熱環(huán)境研究的重要手段。一般根據(jù)風(fēng)洞流場特性選擇不同的熱流測量技術(shù)。小型化的鉑膜電阻溫度計(jì)、同軸熱電偶和磷光熱圖技術(shù)已成功應(yīng)用于激波/炮風(fēng)洞測熱試驗(yàn)，并取得了很好的結(jié)果；但針對(duì)臨近空間飛行器的舵軸、舵縫隙等局部干擾區(qū)的高熱流測量，還需要進(jìn)一步提高模型的一體化程度和測量精度。

(3) 高超聲速飛行試驗(yàn)氣動(dòng)熱環(huán)境影響因素多、測量難度大，目前僅能針對(duì)飛行器大面積區(qū)域展開測量；傳感器的“冷點(diǎn)效應(yīng)”、表面催化特性差異、三維傳熱、表面燒蝕等均會(huì)影響測量結(jié)果。因此，傳感器實(shí)現(xiàn)小型化、耐高溫、長時(shí)間、高精度是目前急需解決的工程應(yīng)用難題。