潘利生 郝亨隆 姚子康 郭 媛 慕浩凡 李 敏 魏小林

1 中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點實驗室,北京 100190

2 中國科學(xué)院大學(xué)工程科學(xué)學(xué)院,北京 100049

3 北京建筑大學(xué)環(huán)境與能源工程學(xué)院,北京 100044

1 引言

隨著科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展,人們的探索邊界不斷擴大,諸如臨近空間、極端氣候等各類復(fù)雜場景下的空中作業(yè)頻次越來越高,高航速、遠航程、長壽命、高穩(wěn)定性的飛行器研發(fā)成為重中之重.飛行器高馬赫數(shù)飛行時壓縮空氣和黏性摩擦帶來的高氣動熱環(huán)境以及前緣和尾翼因激波產(chǎn)生的高阻力環(huán)境是制約高速飛行器發(fā)展的重要因素.高馬赫數(shù)下,飛行器前緣溫度可達2000 ℃以上,平均熱流可達3000 kW/m2以上,如圖1 所示.除此之外,高速飛行器的發(fā)動機燃燒室以及搭載的電子設(shè)備等部件的穩(wěn)定性、強度、壽命及可用頻次會受所處環(huán)境溫度的顯著影響,研發(fā)可靠高效的冷卻與減阻系統(tǒng)將是未來高速飛行器研發(fā)的重要基礎(chǔ),也是飛行器走向更靈活、更快、更強將要面臨的巨大挑戰(zhàn)(Glass 2008,Thornton 1996).

2 飛行器減阻降熱機理

2.1 被動式防熱原理

被動式防熱方法一般是利用材料本身的高耐熱特性和導(dǎo)熱特性將高熱流區(qū)域的熱量吸收或傳導(dǎo)出去.這種方式不涉及工質(zhì)引射與邊界層形貌控制,不需要改變飛行器的氣動外形,整體結(jié)構(gòu)簡單穩(wěn)定,成本低,是當下高速飛行器使用最廣泛的防熱方式.

常見的被動式防熱方法包括隔熱涂層、被動燒蝕等.現(xiàn)役的隔熱涂層材料,隔熱效果、熱力學(xué)性能、耐腐蝕性能等都較為常規(guī);先進的熱障涂層陶瓷材料主要包括稀土陶瓷材料與自愈合材料,這些材料具備優(yōu)異的隔熱性能以及熱物理性能,應(yīng)用前景廣闊(劉嘉航 等 2022).燒蝕結(jié)構(gòu)主要用于飛行器表面氣動加熱十分嚴重的部位,通過燒蝕引起自身質(zhì)量損失,吸收并帶走熱量.工程中常用的燒蝕材料主要包括輕質(zhì)多孔材料、本體低密度材料、薄壁耐燒蝕材料等,現(xiàn)代燒蝕材料不斷向耐高溫、低密度、抗氧化碳率的方向發(fā)展(馬秀萍 等 2018,Liang et al.2018).

2.2 主動式減阻降熱原理

飛行器前緣、發(fā)動機燃燒室以及搭載的高功率電子設(shè)備等關(guān)鍵部分都是典型的高熱流區(qū)域,隨著高速飛行器技術(shù)向高速域、多功能方向發(fā)展,常規(guī)的被動式防熱已經(jīng)難以滿足飛行器的減阻降熱需要.主動式降溫與減阻方法是通過冷卻工質(zhì)直接帶走高熱流區(qū)域的熱量或在高熱流區(qū)域與材料表面形成流體隔層以達到防熱的目的.噴霧冷卻、發(fā)汗冷卻、對流冷卻、再生冷卻、氣/液膜冷卻等都是常見的主動冷卻方式,其中氣/液膜冷卻主要應(yīng)用于飛行前緣,由于這種方式需要引射工質(zhì),這會改變前緣流動邊界層形貌,進而獲得一定的減阻效果.主動冷卻技術(shù)冷卻原理的本質(zhì)是單相/相變工質(zhì)的流動換熱特性,下面詳細介紹該方面的研究進展.

2.2.1 單相工質(zhì)流動換熱特性研究

根據(jù)工質(zhì)作用時的不同環(huán)境,可將流動換熱特性簡單分為內(nèi)流與外流兩種情況.

對于管內(nèi)流動 (內(nèi)流) 來說,簡單的充分發(fā)展流體 (與主流方向垂直的方向上無速度分量)的對流換熱理論已經(jīng)十分成熟,對于該類問題,流速場方程和溫度場方程在數(shù)學(xué)上均可簡化為熱傳導(dǎo)方程的形式,加入邊界條件后,通過求解相應(yīng)數(shù)學(xué)方程即可得到較為準確的數(shù)值解(過增元2000).光滑直管內(nèi)單相流動的Nu 數(shù)可以按Dittus-Boelter 公式直接計算,光滑彎曲管內(nèi)則可以先用直管方法求解換熱系數(shù),然后考慮彎曲管道的影響對換熱系數(shù)進行修正.對于近空間飛行環(huán)境,當管內(nèi)結(jié)構(gòu)復(fù)雜時,與主流方向垂直的方向上速度分量不為零,此時求解N-S 方程才能獲得流速場數(shù)值解,溫度場則更加復(fù)雜.然而,隨著計算機科學(xué)的發(fā)展,相關(guān)問題已不再是困難,在1998 年,Prithiviraj &Andrews (1998)利用三維、同體坐標控制容積與分布阻力對換熱器內(nèi)復(fù)雜的殼程流動與傳熱進行了模擬計算,并在k-ε模型的基礎(chǔ)上獲得相關(guān)修正數(shù)學(xué)模型.

外流情況主要是流動工質(zhì)與固體壁面的相互作用.為了研究工質(zhì)與固體壁面相互作用的特性,學(xué)者們最常用的是二維切向氣膜物理模型,它能夠提供一個均勻的流場結(jié)構(gòu),結(jié)構(gòu)簡單且壁面冷卻效果非常好.

國內(nèi)外學(xué)者就該種形式的流動換熱機理提出了大量數(shù)學(xué)模型,早在1965 年，Stollery 和El-Ehwany (1965)便提出了亞聲速噴流條件下的氣膜模型.如圖2 所示,氣體從噴管射出,繞流物面結(jié)構(gòu)被分成勢流區(qū)、壁面射流區(qū)、邊界層區(qū)三個區(qū)域.在勢流區(qū)內(nèi),射流工質(zhì)與壁面不發(fā)生直接的相互作用;在壁面射流區(qū),速度剖面的形狀接近壁面射流的情形;而在更遠處的邊界層區(qū),內(nèi)流與噴流充分混合,速度剖面與充分發(fā)展的湍流邊界層的速度剖面類似.

Stollery 和El-Ehwany (1965)等的模型預(yù)測到遠場冷卻效率的衰減趨勢,但其在近噴口處主流邊界層與噴流分離,這明顯是不合理的,因此該模型無法對近噴口處的流場進行分析.Kanda等(1994)提出了結(jié)合湍流邊界層區(qū)和可壓縮氣體模型的氣膜冷卻模型,如圖3 所示,主要由近噴管處的混合層區(qū)和下游遠場處的湍流邊界層區(qū)構(gòu)成.相比于Stollery 的模型,該模型沒有壁面射流區(qū),忽略了冷卻噴流邊界層,這是因為冷卻噴流邊界層厚度遠小于噴流噴管縫高和混合層厚度.O'Connor 和Haji-Sheikh (2017)在此基礎(chǔ)上提出了更加完整的模型,對噴口附近噴流、主流及混合層存在的區(qū)域進行了詳細的區(qū)分,對流場結(jié)構(gòu)做了更加細致的描述.

圖3 結(jié)合可壓縮混合層與湍流邊界層區(qū)物理模型(Kanda et al.1994)

隨著計算機技術(shù)的不斷進步以及各種湍流模型的不斷完善,關(guān)于超聲速氣-固耦合作用的數(shù)值研究工作不斷發(fā)展并成為近幾年相關(guān)研究的主要內(nèi)容.這方面研究主要集中在基于已有的實驗數(shù)據(jù)來對氣-固耦合問題尋找一個合適的湍流計算模型.對于在大氣層內(nèi)高速飛行的飛行器來說,氣體可以看作連續(xù)介質(zhì),空氣源充足,氣膜冷卻具有良好的冷卻效果.Yang 等(2003)采用數(shù)值計算程序?qū)Ω唏R赫數(shù)層流和湍流下的氣膜冷卻效果分別進行了研究,通過比較實驗測試的湍流模型,計算結(jié)果與相關(guān)氣膜冷卻實驗較為符合.同時,還利用該模型研究了噴流參數(shù)對冷卻效果的影響,結(jié)果表明,增加噴流流率能明顯提高冷卻效率,且這一收益在層流流態(tài)下更高,而噴口縫高對冷卻效果的影響不大.王建等(2008)采用SSTk-ε模型對超聲速氣膜冷卻問題進行了數(shù)值計算,結(jié)果表明風(fēng)吹比是對冷卻效率的影響最大的控制參數(shù).Konopka 等(2011)采用大渦模擬研究超聲速氣膜冷卻問題,發(fā)現(xiàn)推遲氣膜轉(zhuǎn)捩可在一定程度上提高冷卻效果.而跨越空天界限或鄰近空間飛行則是另外一種情況,空氣的力學(xué)行為不再符合連續(xù)介質(zhì)假設(shè),此時的氣-固耦合問題更加復(fù)雜.Li 等(2016,2016,2019) 和孫學(xué)舟等 (2020)基于分子動力學(xué)模擬,建立了從稀薄流到連續(xù)流較為完整的氣-固作用數(shù)值計算方法,對再入大氣層高速飛行器表面的氣-固耦合過程進行了詳細的研究,獲得了飛行器表面結(jié)構(gòu)的動態(tài)熱力響應(yīng)與變形行為數(shù)據(jù).

此外,冷卻工質(zhì)的種類對流動換熱效果也有比較大的影響.Niranjan 等(2005)對此進行了研究,在球頭模型駐點處設(shè)置了一個迎向來流的噴流噴口,研究了多種不同的冷卻氣體工質(zhì),結(jié)果發(fā)現(xiàn)輕質(zhì)氣體在非駐點區(qū)具有比重質(zhì)氣體更好的冷卻效果,重質(zhì)氣體則對駐點區(qū)冷卻效果更好,但引入噴流后造成阻力系數(shù)增加了12%～ 25%.

2.2.2 相變工質(zhì)流動換熱特性研究

相對于管內(nèi)單相流動,涉及工質(zhì)相變的兩相流動則要復(fù)雜得多.目前管內(nèi)換熱關(guān)聯(lián)式的研究還不成熟,國內(nèi)外學(xué)者們提出了適用于不同條件下的換熱關(guān)聯(lián)式,面對不同的工程問題,選擇恰當?shù)年P(guān)聯(lián)式即可.早在1916 年,Nusselt 就提出了大空間垂直壁上層流膜狀冷凝理論解(賈利梅2020).之后學(xué)者們通過考慮不同的影響因素對該理論進行了修正,如Bromley 和Leroy (1952)考慮了液膜過冷的影響;Rohsenow (1956)在液膜過冷的基礎(chǔ)上考慮了液膜對流的影響;Gregorig 等(1974)考慮了層流到湍流的過渡區(qū)液膜表面波動的影響;陳于等(2014)給出了當液膜為湍流時的換熱準則關(guān)聯(lián)式.對于水平管道內(nèi)的兩相流動,若蒸汽流速很小,則重力依然占主導(dǎo)作用,管內(nèi)氣態(tài)工質(zhì)液化后依然沿著管壁向下流動,因此Nusselt 的理論解依然適用,只需調(diào)整關(guān)聯(lián)式中部分系數(shù)即可.以上理論最大的缺陷在于未考慮氣液界面剪切力對流動換熱的影響.管內(nèi)強迫對流兩相換熱過程中,氣液剪切力是除重力之外又一大主導(dǎo)力.在蒸汽流速較大的情況下,剪切力會增加液膜的速度,減小液膜的厚度,從而增強換熱,干度或流速越大,剪切力對換熱的增強作用越明顯.同時由于液體張力,氣液比例的影響,管內(nèi)的兩相流動將出現(xiàn)不同的流型狀態(tài),目前公認的主要流型有: 泡狀流、分層流、塞狀流、波狀流、環(huán)狀流、彈狀流和霧狀流等.這些不同的流型狀態(tài)使得管內(nèi)兩相流動換熱理論更加復(fù)雜,Berenson 等(1968)提出了較為準確的霧狀流和波狀流的傳熱計算經(jīng)驗公式,Tandon 等(1982)提出了較為準確的環(huán)狀流傳熱計算經(jīng)驗公式.關(guān)于其他類型流動,目前還沒有較為準確計算關(guān)聯(lián)式.除此之外,管內(nèi)氣液兩相流換熱關(guān)聯(lián)式會因工質(zhì)不同、工況不同產(chǎn)生較大差異,局限性較大.因此,在采用混合工質(zhì)或新型工質(zhì)的相關(guān)工程技術(shù)中不能一味地依靠關(guān)聯(lián)式,開展目標工質(zhì)的換熱實驗非常重要.

噴霧冷卻、液膜冷卻、發(fā)汗冷卻等都是外流情況下的兩相流動,這些情況下相變工質(zhì)的流動換熱特性更加多樣化,相關(guān)物理模型、數(shù)學(xué)模型以及流動換熱關(guān)聯(lián)式也更加復(fù)雜.

噴霧冷卻是冷卻工質(zhì)在一定壓力下形成的霧狀兩相流與固體壁面、高熱流熱源的相互作用,其機理非常復(fù)雜,包括壁面與液膜/液滴間的直接熱傳導(dǎo)、壁面與液膜/液滴間的對流換熱、氣液相變換熱、沸騰傳熱、與飛濺液滴間的熱量交換,以及很小一部分的壁面輻射,同時工質(zhì)的流動情況也相當復(fù)雜(Yang et al.1993,Labergue2015,司春強 等 2012,張雨龍 等 2017),因此一般采用實驗方法對噴霧冷卻進行研究.實驗中可調(diào)節(jié)的變量主要有噴霧冷卻工質(zhì) (包括各類混合工質(zhì))、噴霧控制參數(shù) (工質(zhì)質(zhì)量流率、霧化壓力、液滴粒徑、速度、液滴數(shù)密度以及液滴數(shù)量通量)、噴霧器的空間位置及姿態(tài)、待冷卻表面的幾何形貌等,各變量對噴霧冷卻過程換熱能力的影響不盡相同(Wang et al.2018,Guo et al.2009,李麗榮 等 2015,謝寧寧 2012,侯燕 等 2012).此外,還有學(xué)者發(fā)現(xiàn)在工質(zhì)中加入納米添加劑對噴霧冷卻性能影響也較大.對于噴霧冷卻的數(shù)值研究也在不斷推進中,學(xué)者們根據(jù)流體力學(xué)基本理論,結(jié)合水平集法 (level set,LS)、流體體積函數(shù)法 (volume of fluid,VOF) 等建立數(shù)學(xué)模型,并對方程組進行簡化和數(shù)值求解,來研究噴霧冷卻過程的換熱情況,并對噴霧冷卻的霧態(tài)噴流的物理過程 (液滴軌道、液滴粒徑、液滴對液膜的擊打、一次成核、二次成核以及液膜的流動與傳熱過程) 進行數(shù)值模擬(張亞東 等 2020).

液膜冷卻主要是分層兩相流與固體壁面的相互作用,在熱流過大的情況下也存在沸騰換熱.自20 世紀60 年代以來,學(xué)者們根據(jù)試驗數(shù)據(jù)和能量守恒發(fā)展出相當數(shù)量的經(jīng)驗或半經(jīng)驗公式,如Stechman 半經(jīng)驗公式(Howell et al.2011,Stechman et al.1968)、Ambrosini 經(jīng)驗公式(Ambrosini et al.1995)等,這些公式可以在限定的條件下計算液膜傳熱系數(shù).但這些經(jīng)驗公式中均未考慮液膜的傳質(zhì)及流動的變化對換熱情況的影響,存在很大的局限性.伴隨數(shù)值方法的廣泛應(yīng)用,學(xué)者們對壁面液膜冷卻的建模逐漸完整(Jacob et al.2016,Miranda &Naraghi 2011),在此基礎(chǔ)上對該種形式的流動換熱特性的研究也愈發(fā)深入,楊薇和孫冰(2011)綜合考慮發(fā)動機內(nèi)部化學(xué)反應(yīng)、蒸發(fā)、卷吸、對流、導(dǎo)熱、輻射等因素,推導(dǎo)了液膜長度和厚度的計算方法,研究了液膜冷卻的冷卻特性,分析了液膜流量對熱流密度、冷卻效率的影響.楊海洋等(2017)開發(fā)了一種新的液膜冷卻分析模型,該模型采用Whalley 和Hewitt (1978)給出的公式對氣相流動的范寧摩擦系數(shù)進行修正,以此計算出氣液兩相界面間的摩擦系數(shù),進而通過雷諾比擬獲得氣液兩相界面的對流換熱系數(shù).該研究中還考慮了發(fā)汗效應(yīng)、自由湍流度效應(yīng)、熱輻射、液膜夾帶效應(yīng)等影響,最終計算的液膜長度與Morrell (1951)實驗結(jié)果的誤差在14.6%以內(nèi).

發(fā)汗冷卻不僅涉及復(fù)雜的兩相流動,還涉及多孔介質(zhì)滲流.其核心物理問題是滲流工質(zhì)流動邊界層的干擾和控制,屬于存在壁面質(zhì)量輸入的流道流動問題.目前的研究主要集中在: 發(fā)汗多孔新材料的研究,發(fā)汗冷卻劑工質(zhì)的研究,多孔介質(zhì)強化換熱技術(shù),微尺度流動換熱規(guī)律的研究,飛行器前緣熱防護實驗研究,發(fā)動機壁面熱防護實驗研究,組合冷卻實驗研究.由于計算手段的局限性,早期關(guān)于發(fā)汗冷卻的研究主要采用實驗與理論相結(jié)合的方式探索經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式.1954年,在一份NACA 報告中認可的兩種經(jīng)驗理論“Friedman Theory”和“Film Theory” (Donoughe &Livingood 1954),這兩個理論可用于特定雷諾數(shù)范圍下湍流邊界層內(nèi)的傳熱效應(yīng)計算.Ames 等(1968)給出了固體壁面上游層流邊界層發(fā)汗冷卻的無量綱經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式.Ren 等(1998)通過應(yīng)用無量綱經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式,研究了發(fā)汗冷卻對湍流邊界層的影響.關(guān)于邊界層的研究數(shù)量龐大,其中不乏對于多孔介質(zhì)壁面的邊界層研究,但得到廣泛認可的關(guān)聯(lián)式較少.

胡皓瑋等(2021)建立了二維多孔介質(zhì)內(nèi)流動沸騰實驗臺,對微米級多孔通道內(nèi)部流動沸騰現(xiàn)象及氣泡行為進行研究,并記錄了不同區(qū)域中,流動沸騰的典型特征及氣泡生長規(guī)律,為深入理解多孔介質(zhì)內(nèi)流動沸騰機理提供了范本.計算機高速發(fā)展后,CFD 方法成為研究發(fā)汗冷卻的主要手段之一.Piomelli 等(1989)對發(fā)汗冷卻通道流動問題采用大渦模擬計算,模擬中多孔介質(zhì)表面采用經(jīng)驗關(guān)聯(lián)式來進行處理.Liu 等(1998,2013)將N-S 方程在柱坐標下展開,研究了二維層板發(fā)汗冷卻過程對噴管內(nèi)流場的影響,結(jié)果顯示在超音速區(qū)域發(fā)汗冷卻降低了主流膨脹的效果.Hu 等(2020)建立了改進的多相混合模型預(yù)測不同工況下相變發(fā)汗冷卻的效果,并針對可能失效的工況提出相應(yīng)優(yōu)化方案.

外流情況下的兩相工質(zhì)流動換熱特性的機理研究非常復(fù)雜.這些不同形式的冷卻方法在本質(zhì)上都存在一定的共通性,例如發(fā)汗冷卻與噴霧冷卻都涉及膜冷卻理論.除此之外,極端情況下(激波等特殊因素) 的兩相流動換熱特性也是值得關(guān)注的研究方向.

3 應(yīng)用于飛行器的減阻降熱技術(shù)

為滿足高速飛行器日益增大的降溫與減阻需要,基于對相關(guān)減阻降熱機理研究的不斷深入,國內(nèi)外學(xué)者針對飛行器關(guān)鍵部件開發(fā)了高效可靠的降溫與減阻技術(shù),下文一一簡述這些關(guān)鍵技術(shù)的研究進展情況.

3.1 應(yīng)用于飛行器外結(jié)構(gòu)的主動式減阻降熱技術(shù)

在高速飛行過程中,飛行器外結(jié)構(gòu)的熱流集中于迎風(fēng)頭部及機翼前緣,這是壓縮空氣和黏性摩擦帶來的.減小飛行器前緣壓縮空氣的激波阻力和表面的黏性摩擦阻力,可以有效改善飛行器外部的高氣動熱環(huán)境,從本質(zhì)上降低進入外結(jié)構(gòu)的熱流.因此,對于飛行器外結(jié)構(gòu)來說,降溫與減阻是密不可分的.

3.1.1 主動流動控制技術(shù)

主動流控技術(shù)是一種重要的減阻降熱技術(shù),通過向高溫區(qū)流場加注冷卻工質(zhì)或者設(shè)置特定構(gòu)型,從而改變流場形貌,同時獲得減阻和降溫的效果.目前,迎風(fēng)凹腔、能量沉積、加裝減阻桿、逆向噴流等都是常用的基于流場控制的減阻方案,如圖4 所示(卓長飛 等 2014).

迎風(fēng)凹腔是最早提出的方案,其操作簡單,可以改進駐點氣動加熱環(huán)境和阻力環(huán)境,缺陷在于凹腔內(nèi)流場不穩(wěn)定,減阻效果難以控制.Saravanan 等(2009)在馬赫數(shù)為8 的來流條件下,凹腔構(gòu)型使導(dǎo)彈表面最大傳熱率降低了35%至40%,在零攻角時,凹腔深度與直徑比值為4 的構(gòu)型使阻力系數(shù)降低了5.12%,而比值為2 的構(gòu)型反而使阻力系數(shù)增加了8.88%.

其余三種方案均是針對頭部激波進行操作以改變激波流場結(jié)構(gòu)來達到減阻降溫目的,能量沉積方法一般采用電極放電或激光等形式向飛行器前緣邊界層內(nèi)注入能量,通過改變飛行器前緣的激波結(jié)構(gòu)和流場結(jié)構(gòu)來減小波阻,最高可使波阻減小70%,同時降低飛行器駐點溫度.韓路陽等(2022)指出,能量沉積減阻效應(yīng)成因主要有兩個: 一是,局部溫度升高導(dǎo)致局部流場物理性質(zhì)改變,聲速增加,馬赫數(shù)降低;二是,低密度尾跡與鈍體弓形激波耦合對激波的改善,其中等離子體的高溫低密度區(qū)域可有效改善弓形激波的形貌,這也是其減阻效應(yīng)的重要形成因素.但能量沉積的能源效率隨來流速度的不穩(wěn)定性限制了其進一步發(fā)展.

減阻桿技術(shù)是將一根長桿安裝于飛行器頭部,用于刺破高馬赫數(shù)飛行導(dǎo)致的弓形激波,將其變?yōu)樾奔げ◤亩_到顯著減阻效果,如圖5 所示.經(jīng)過對減阻桿構(gòu)型詳細的研究,Menezes 等(2002,2003)指出,零攻角下帶圓盤的減阻桿的減阻率最高,頭部傳熱率減少可達50%,平頭型減阻桿可實現(xiàn)55%的減阻率,并且當來流攻角處于較小值時,減阻率一般大于40%.然而,減阻桿會導(dǎo)致飛行器前端衍生局部熱斑、非定常脈動等問題(姜維 等 2011,Jiang et al.2009).

圖5 減阻桿頭部橫向射流紋影圖(Jiang et al.2009)

逆向射流技術(shù)通過在飛行器前端主動噴射流體工質(zhì)的方式,達到減阻降溫效果,是綜合效果最優(yōu)異的減阻降溫方式,其實驗?zāi)Ｐ腿鐖D6 所示.國內(nèi)外學(xué)者分別著眼于噴流方式、噴孔結(jié)構(gòu)和噴流工質(zhì)開展研究.

圖6 逆向射流實驗?zāi)Ｐ?Shang et al.2001)

主流的噴流方式包括吸氣型和吹氣型.Riebe (1955)、焦予秦等(2008)、Alqadi 等(2013)的研究均證明了吹氣、吸氣裝置能夠使升力系數(shù)明顯增大,提升機翼的氣動性能.Duraisamy 和Baeder (2013)首次在翼尖渦的控制實驗中運用振蕩吹氣與直接吹氣進行比較分析,發(fā)現(xiàn)翼尖的振蕩吹氣可加快翼尖渦的擴散從而達到減阻目的.Tindell 和Willis (1997)通過試驗研究了不同射流工況對激波邊界層的影響,發(fā)現(xiàn)吹氣可顯著改善下游流場參數(shù),對激波/邊界層干擾控制具有很好的效果.噴孔結(jié)構(gòu)也能在一定程度上影響射流的減阻效果,Berry 等 (2008)研究了Hyper-X 多種開孔模型對邊界層轉(zhuǎn)捩的控制效果,如圖7 所示.研究表明,鋸齒槽構(gòu)型或單排大孔可以有效地強制邊界層轉(zhuǎn)捩.噴流工質(zhì)的性質(zhì)是決定逆向射流減阻降溫效果的另一大關(guān)鍵因素.Warren (1960)在馬赫數(shù)為5.8 的來流條件下,通過對比氫氣和氮氣兩種逆向噴流工質(zhì),發(fā)現(xiàn)氮氣產(chǎn)生穩(wěn)定流場的臨界噴流系數(shù)較高.Jagadeesh 和Shang (2001)研究了以空氣為工質(zhì)的射流情形,證明空氣射流可以獲得較好的減阻與降溫效果.Sriram 和Jagadeesh 等(2009)在馬赫數(shù)為5.9 的風(fēng)洞,對多孔逆向噴流方案進行了實驗研究,考察了多種冷卻工質(zhì) (氮氣和氦氣),發(fā)現(xiàn)多噴孔構(gòu)型在全表面上的降溫效果均優(yōu)于單一噴孔值,盡管氦氣在遠離駐點區(qū)的降溫效果更好,但綜合降溫結(jié)果不如氮氣.此外,通過不同逆向射流總壓比下的流場紋影 (如圖8 所示),可看出逆向射流對流-固邊界層形貌具有很大的影響.姚子康(2023)對以CO2為工質(zhì)的射流情形進行了數(shù)值模擬,結(jié)果表明射流有效地將前緣的激波推離,球頭總阻力下降20.5%;在相同工況下,CO2射流的降溫性能最優(yōu),氮氣射流次之,空氣最差;減阻能力剛好相反,空氣射流的減阻性能最優(yōu),氮氣射流次之,CO2射流相對較差.

圖7 Hyper-X 前體吹氣模型(Berry et al.2008)

圖8 不同逆向射流總壓比時流場紋影(Sriram &Jagadeesh 2009)

等離子體射流也是逆向射流技術(shù)的重要組成,具有響應(yīng)速度快、射流速度高、射流能量高等優(yōu)勢,可有效影響噴口處流場狀態(tài).馬正雪等(2012)和王林等(2012)對高速流場等離子體合成射流的逆向噴流特性進行了研究,發(fā)現(xiàn)高動量射流產(chǎn)生的渦環(huán)、逆流產(chǎn)生的低壓區(qū)以及高溫低密度等離子體射流降低了當?shù)伛R赫數(shù),有效改善了頭部激波形貌 (如圖9 所示),降低了激波阻力,還設(shè)計了整套的供能與控制系統(tǒng),實現(xiàn)合成射流激勵器系統(tǒng)完全自維持工作.陳加政等(2021)進行等離子體合成射流對超聲速流動的流場控制和減阻效果研究,發(fā)現(xiàn)在射流峰值情況下可使球頭阻力降低32%.張旭東等(2022)進行了等離子體逆向射流減阻特性研究,發(fā)現(xiàn)在一個放電周期內(nèi)合成射流使球頭平均阻力下降37.67%,最大減阻效果可達76.03%.除干擾激波外,等離子體合成射流激勵還被用于抑制流動分離、控制內(nèi)流、改善傳熱等方向(吳云和李應(yīng)紅 2015,Duong et al.2021).

圖9 等離子體逆向噴流實驗中球頭受控流場演化(馬正雪 等 2022)

在逆向射流技術(shù)中,冷卻工質(zhì)的選擇至關(guān)重要.以空氣為工質(zhì)的逆向射流技術(shù)已發(fā)展較成熟且減阻降溫效果優(yōu)異,但在跨域高速飛行器上,冷卻空氣的過量使用會嚴重影響發(fā)動機效率.大多噴流流控技術(shù)系統(tǒng)均需設(shè)置一臺增壓泵才能實現(xiàn)良好的減阻降溫效果,這極大地增加了主動流控系統(tǒng)的自重,成為實際應(yīng)用的屏障.因此,開發(fā)自身能量密度大、冷卻效果佳的噴流工質(zhì)及噴流技術(shù)將極大地提升主動流控技術(shù)水平.

3.1.2 新型流動控制技術(shù)

近年來隨著學(xué)科交叉的不斷深入,涌現(xiàn)出大量新型流動控制技術(shù).主要有轉(zhuǎn)捩控制、磁流體動力學(xué)控制、邊界層燃燒.

轉(zhuǎn)捩控制是通過向邊界層內(nèi)引射氣體工質(zhì),延緩邊界層轉(zhuǎn)捩,使飛行器表面邊界層長時間保持在層流狀態(tài)以減小摩擦阻力.Miró和Pinna (2020)研究了質(zhì)量引射的氣體組分對高速邊界層轉(zhuǎn)捩的影響,發(fā)現(xiàn)當以連續(xù)的方式向邊界層內(nèi)注入質(zhì)量時,輕質(zhì)氣體可以增加邊界層的厚度,有效延遲邊界層的轉(zhuǎn)捩,而重質(zhì)氣體則具有相反的效果.

磁流體動力學(xué)控制 (MHD) 是通過向飛行器前方激波層的等離子體區(qū)施加磁場,使得激波層中產(chǎn)生感應(yīng)電流,由于洛倫茲力的作用,等離子體流動減速,增加了激波脫體距離 (如圖10 所示),從而降低了壓縮空氣時的氣動熱對飛行器前緣的影響,與無磁場情況相比,該機制最高可降低50%以上的熱流(Müller et al.2019,梁偉 等 2021).

圖10 MHD 原理示意圖(梁偉 等 2021)

邊界層燃燒減阻降熱方法主要應(yīng)用于巡航類飛行器,其原理是飛行器表面防熱材料在長時間的氣動加熱下,會發(fā)生燒蝕、裂解等化學(xué)反應(yīng),生成物進入邊界層后會與其中的氧氣混合,導(dǎo)致邊界層內(nèi)發(fā)生燃燒現(xiàn)象,這種現(xiàn)象導(dǎo)致壁面附近形成溫度較低的氣態(tài)層,使得邊界層變厚,摩擦阻力減小,同時對高溫主流的傳熱具有一定的阻隔作用,從而可降低飛行器的表面熱流(鄭星等 2021).

3.2 應(yīng)用于發(fā)動機的降溫技術(shù)

發(fā)動機燃燒室壁面直接與高溫燃氣接觸,是高速飛行器上熱流最大的部件,熱流密度可以達到兆瓦級,唯有主動式的冷卻方式才能滿足相應(yīng)的散熱需求.對流冷卻、噴霧冷卻、發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻等都是常用的主動冷卻方式.如圖11 所示,它們均利用冷卻工質(zhì)的升溫或相變來吸收高熱流壁面?zhèn)鬟f的熱量,再通過管路將吸熱后的工質(zhì)輸送到飛行器熱沉或外部環(huán)境.

圖11 典型主動熱防護法示意圖

3.2.1 再生冷卻

1903 年由Tsioikovsky 首次提出了再生冷卻技術(shù)方案,它是一種典型的對流冷卻方式,首先應(yīng)用于火箭發(fā)動機推力室,距今已經(jīng)有一百多年的歷史.此后,再生冷卻技術(shù)方案在其他各類發(fā)動機中均有應(yīng)用,在超燃沖壓發(fā)動機領(lǐng)域效果最為突出.超燃沖壓發(fā)動機工作時,內(nèi)外部都充斥著高溫氣體,無法引入外流對發(fā)動機壁面進行冷卻;其次,考慮超燃沖壓發(fā)動機的工作特性,在工作過程中需要噴射燃料進行燃燒.在再生冷卻過程中,發(fā)動機殼體可以依靠自身碳氫燃料的裂解吸熱進行冷卻,燃料首先被用作冷卻劑,然后再被用作推進劑噴入燃燒室進行燃燒,顯然,再生冷卻技術(shù)非常契合超燃沖壓發(fā)動機的特殊工作熱環(huán)境(袁鑫 等2017).

具有再生冷卻結(jié)構(gòu)的發(fā)動機,燃燒室外壁用換熱面板覆蓋,碳氫燃料作為冷卻工質(zhì)在換熱面板的冷卻通道中流動,從發(fā)動機尾部流入,由發(fā)動機首部流出 (如圖12).因此,再生冷卻的本質(zhì)是單相/相變工質(zhì)的管內(nèi)流動換熱,相關(guān)研究前文已詳細闡述.一般發(fā)動機再生冷卻通道內(nèi)會附著一層催化劑,催化劑可以在碳氫燃料吸熱過程中加速燃料裂解,生成氣態(tài)的烴組分并吸收大量的熱量,起到有效的熱防護作用.這些氣態(tài)烴組分噴射到燃燒室中,既滿足了超燃沖壓發(fā)動機的散熱需求,也有利于燃料與來流充分混合燃燒.1996 年,普惠公司開展HySET 計劃,并獲得了美國官方的資金支持.其中,研制主動冷卻的換熱面板是該計劃的重要組成部分,該計劃中,科研人員對381 × 152 mm2的換熱面板進行了試驗,將該換熱面板用于以JP-7 為燃料的超燃沖壓發(fā)動機再生冷卻系統(tǒng)中,并在馬赫數(shù)為7 的模擬試驗條件下進行了試驗,結(jié)果達到了預(yù)期冷卻目標.隨后,該計劃又在換熱面板的縮尺、低成本制造、面板耐久性等方面進行設(shè)計與試驗.2006 年4 月,GDE-2 完成了馬赫數(shù)為5 條件下的再生冷卻驗證試驗;同年7 月,在NASA 蘭利研究中心完成了更加全面的試驗,該次試驗中采用了完全一體化的燃油系統(tǒng),能使發(fā)動機作為一個完整的閉環(huán)系統(tǒng)進行工作.GDE 驗證機的成功試驗表明,再生冷卻系統(tǒng)可以滿足高馬赫數(shù)下超燃沖壓發(fā)動機苛刻的熱防護要求(Faulkner 2003,Wishart et al.2003).

圖12 超燃沖壓發(fā)動機再生冷卻示意圖(袁鑫 等2017)

然而,高速飛行器作業(yè)過程中,工況改變頻率高,這會導(dǎo)致再生冷卻系統(tǒng)出現(xiàn)冷源不足的問題.這對于燃料的熱沉能力提出了很高的要求,在限定的熱流與工質(zhì)流速下,單位質(zhì)量燃料能夠吸收的熱量越高,那么其作為熱沉的冷卻能力就越強.除此之外,燃料的流動換熱特性對于再生冷卻效果也有重大影響.以甲烷為例,其質(zhì)量流量的降低會導(dǎo)致再生冷卻通道中的兩相不穩(wěn)定性.Song 等(2021)基于實驗相關(guān)性研究了傳熱情況,研究了再生冷卻通道 (RCC) 中亞臨界甲烷的傳熱特性.Wang 等(2022)通過改變工況、化學(xué)路線并結(jié)合化學(xué)動力學(xué)對燃料的冷卻能力進行了優(yōu)化研究.結(jié)果表明,通過適當?shù)膬?yōu)化可以有效地提高碳氫燃料的再生冷卻能力.以正癸烷為例,在典型工作條件下,總熱沉為2.5 MJ/kg.在473 K 和0.042 m/s 的入口條件下,以乙烯和氫為最終裂解產(chǎn)物的工程化學(xué)路線可獲得5.3 MJ/kg 的最大熱阱,同時,降低壁面溫度以減少碳沉積.當然“燃料”概念的范圍不僅僅只有烴類,因此一些特殊發(fā)動機的再生冷卻熱沉可能具備更佳的冷卻效果,例如Mg/CO2粉末火箭發(fā)動機中以CO2作為熱沉的再生冷卻系統(tǒng)具備更優(yōu)的傳熱性能,這是由CO2自身的物理性質(zhì)決定的(Wei et al.2021).

3.2.2 射流預(yù)冷

由于沖壓發(fā)動機只有在馬赫數(shù)大于3 時才能工作(李剛團 等2006),渦輪發(fā)動機的工作馬赫數(shù)則在3 以下.為解決渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機之間的銜接問題,必須開發(fā)更高馬赫數(shù)的渦輪發(fā)動機,然而在這種工況下空氣來流的溫度很高,超過了常規(guī)渦輪發(fā)動機所能承受的極限.射流預(yù)冷技術(shù)是在高溫空氣進入發(fā)動機的壓氣葉輪之前,加裝噴霧裝置,通過霧化冷卻工質(zhì)的相變吸熱效應(yīng)對進氣道中的高溫空氣進行降溫,拓展渦輪發(fā)動機的工作極限(Mehta et al.2012),圖13 展示了其工作原理.射流預(yù)冷本質(zhì)上是一種噴霧冷卻方法.Lin 等(2018,2019)將進氣預(yù)冷段與壓氣機stage35 相連接,并在進氣道中設(shè)置了噴霧點進行噴霧射流仿真,監(jiān)測了水滴蒸發(fā)降溫過程中壓氣機入口與出口的性能指標變化,結(jié)果顯示射流條件的改化能夠優(yōu)化壓氣機的特性,深入研究發(fā)現(xiàn),水滴粒徑和噴射速度對水滴的蒸發(fā)起決定性作用.Zhou 等(2016)的研究發(fā)現(xiàn)低壓環(huán)境有利于增大噴霧錐角,能夠改善冷卻工質(zhì)的霧化特性,進而提高霧滴蒸發(fā)速率,增強冷卻效果.同時當環(huán)境壓力降低時,大部分冷卻工質(zhì)的沸騰溫度也會降低,相變潛熱也將升高,一定程度上提高了噴霧冷卻的換熱能力.胡峰等(2022)對有機混合工質(zhì)進行射流預(yù)冷時的冷卻特性進行了數(shù)值研究,結(jié)果表明采用乙醇/水作為冷卻工質(zhì)可以實現(xiàn)較好的預(yù)冷效果.

圖13 射流預(yù)冷工作原理圖(陸禹銘 2022)

由于相變吸熱的高效性,噴霧冷卻方法還常用于冷卻高算力CPU/GPU、激光和相控陣雷達等大功率電子設(shè)備.相關(guān)研究成果表明,使用氟化物冷卻工質(zhì)能夠獲得超過100 W/cm2的冷量,使用水可以獲得超過1000 W/cm2的冷量(Pais et al.1992).

3.2.3 發(fā)汗冷卻

發(fā)汗冷卻應(yīng)用于各類飛行器發(fā)動機噴管、燃燒室和推力室、渦輪發(fā)動機葉片等部件.發(fā)汗冷卻過程中,液體在多孔介質(zhì)內(nèi)部對流換熱時發(fā)生相變,以氣液兩相流的形式滲出多孔表面,由于相變的不穩(wěn)定性及多孔介質(zhì)內(nèi)兩相流動的非均勻性,相變發(fā)汗冷卻的規(guī)律比單相發(fā)汗冷卻復(fù)雜得多.Foreest 等(2009)開展了以液態(tài)水為工質(zhì)的相變發(fā)汗冷卻研究,該團隊通過風(fēng)洞實驗測試了氧化鋁陶瓷多孔頭錐在3028 K、5.45 MPa 來流下的冷卻效果,實驗結(jié)果表明,相比于一般氣態(tài)冷卻工質(zhì),液態(tài)水具備更佳的冷卻效果.該團隊還發(fā)現(xiàn)了相變發(fā)汗冷卻的遲滯現(xiàn)象,并說明了液態(tài)水在低壓下的結(jié)冰情況.Shi 和Wang (2011)通過數(shù)值方法研究了材料熱導(dǎo)率、多孔介質(zhì)孔隙和顆粒參數(shù)對相變發(fā)汗過程的影響,并給出了計算對應(yīng)熱流下所需冷卻劑量的方法.Wang等(2014)和 Shen 等 (2016)設(shè)計實驗對液態(tài)發(fā)汗冷卻進行了實驗研究 (發(fā)汗結(jié)構(gòu)與實驗過程如圖14),實驗結(jié)果表明,減小駐點處多孔厚度,可以有效提高駐點處冷卻效率,指出當冷卻工質(zhì)恰好以液態(tài)流過多孔結(jié)構(gòu)時,所需的驅(qū)動力最小、冷卻效率也最高.

圖14 前緣發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)與液態(tài)水發(fā)汗冷卻實驗過程(Wang et al.2014,Shen et al.2016)

Zhang 等(2020)對超聲速條件下碳化硅多孔材料的相變發(fā)汗冷卻進行研究,并在低壓風(fēng)洞中進行實驗,探究了相變發(fā)汗冷卻中的結(jié)冰現(xiàn)象的影響因素,發(fā)現(xiàn)在不均勻孔隙下,較大尺寸孔隙附近更易結(jié)冰,同時主流壓力對多孔表面溫度有很大影響.即使相關(guān)試驗開展比較困難,關(guān)于發(fā)汗冷卻技術(shù)的研發(fā)也在不斷推進,結(jié)合其優(yōu)良的冷卻性能,未來必能在主動冷卻技術(shù)領(lǐng)域大放異彩.

3.2.4 氣膜冷卻

氣膜冷卻的優(yōu)勢在于能夠承受極端高溫環(huán)境,非常適合作為燃燒室壁面的冷卻方法,已被應(yīng)用于火箭發(fā)動機和高速飛行器發(fā)動機的熱防護(Shine &Nidhi 2018).

George 等(1990)研究了冷卻工質(zhì)的入口壓力和入口高度對超聲速氣膜冷卻的影響,研究發(fā)現(xiàn),當冷卻工質(zhì)入口壓力與主流入口壓力相同時,氣膜冷卻表現(xiàn)出最佳的冷卻性能,并且入口高度的增加有利于氣膜冷卻效率的提高.Han 等(1998)研究了孔隙高度、質(zhì)量流率、冷卻長度、噴射角度對氣膜冷卻效果的影響.Sahoo 等(2005)研究了空氣、CO2和He 對大鈍度球錐的氣膜冷卻效果,研究結(jié)果表明,除駐點外,分子量越輕,氣膜冷卻效果越好,還發(fā)現(xiàn)氣膜冷卻在降熱的同時也可以減阻.一些學(xué)者采用直接數(shù)值模擬和實驗,研究了多種氣體的氣膜冷卻特性,研究結(jié)果表明,氦氣和氫氣在冷卻效率和降低表面摩擦阻力方面表現(xiàn)最好(Zhang et al.2020).

由于現(xiàn)代飛行器飛行速度越來越高,飛行器外結(jié)構(gòu) (尤其是頭部、翼前緣等位置) 的熱流密度逐漸接近發(fā)動機燃燒室壁面,因此這些應(yīng)用于發(fā)動機的降溫技術(shù)在高速飛行器外結(jié)構(gòu)上也具備廣闊應(yīng)用前景.

3.3 基于余熱利用的整體熱防護系統(tǒng)設(shè)計及相關(guān)技術(shù)

基于高速飛行器外結(jié)構(gòu)及發(fā)動機等區(qū)域的熱流無法避免,如何合理地將這些有害熱分散至內(nèi)部熱沉體系,或者排入外界,甚至加以利用成為一項重要課題.同時,由于應(yīng)用于高速飛行器高熱流部件降溫的冷卻技術(shù)種類繁多,技術(shù)思路也不盡相同,為了獲得以長航程、高航速為目的的綜合冷卻系統(tǒng)架構(gòu),有必要對各部分冷卻系統(tǒng)的統(tǒng)籌機制進行深入的研究.

傳統(tǒng)的飛行器熱管理系統(tǒng)以燃油作為最主要的熱沉,裂解式的航空燃油具有比熱容大、性質(zhì)穩(wěn)定、代償損失小以及不影響飛行器隱身性能等優(yōu)點,非常適合作為熱管理系統(tǒng)的熱沉物質(zhì),這種熱管理系統(tǒng)也被稱作燃油熱管理系統(tǒng).近年來,諸多研究人員就高速飛行器燃油熱管理系統(tǒng)進行了大量的仿真計算與優(yōu)化設(shè)計工作(Reeve &Finney 2015,高峰和袁修干 2009,王佩廣 等2007).龐麗萍等(2019)開發(fā)了一種基于改進遺傳算法,并以消耗性冷卻劑為工質(zhì)的高速飛行器熱管理系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化方法,實現(xiàn)在常規(guī)工況下的系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計.唐玫等(2022)針對高速飛行器提出了一套統(tǒng)籌燃油熱沉、內(nèi)外部熱源、沖壓空氣熱沉與消耗性冷卻工質(zhì)制冷系統(tǒng)及熱防護系統(tǒng)的熱管理系統(tǒng),如圖15 所示.該系統(tǒng)可以實現(xiàn)全飛行包線內(nèi)飛行器高熱流區(qū)熱量及溫度的控制.

圖15 綜合熱管理系統(tǒng)(唐玫 等 2022)

前文提到的再生冷卻技術(shù)本身也是一種利用燃油作為熱沉的發(fā)動機熱管理方案,然而在高馬赫數(shù)下,發(fā)動機功率過高,再生冷卻所需要的熱沉 (燃油) 也變得非常多,這將導(dǎo)致一次飛行過程中燃燒消耗的燃油量小于飛行器需要的熱沉燃油量,不僅造成了燃油額外損耗,還導(dǎo)致飛行器負載加大.Qin 等(2010)建立了基于布雷頓循環(huán)的冷卻系統(tǒng),如圖16 所示,該冷卻方法將一部分熱量轉(zhuǎn)化成電能,一定程度上緩解了燃油熱沉的吸熱壓力,為發(fā)動機燃燒室壁面的熱防護提供了新思路.

圖16 Qin 等建立的熱能利用系統(tǒng)(Qin et al.2010)

姜培學(xué)等(2021)針對高速飛行器面臨的冷卻與供電兩方面需求,提出一種以超臨界CO2為循環(huán)工質(zhì)的高溫發(fā)電與高效熱防護一體化系統(tǒng)并做了相關(guān)計算與分析,如圖17 所示.計算結(jié)果表明,相較于蓄電池、燃料電池等機載供電設(shè)備,在相同供電量的情況下,一體化系統(tǒng)的質(zhì)量遠遠小于其他兩種,并且這種優(yōu)勢隨著飛行時間的提高而更加明顯.

圖17 帶回?zé)岬某R界布雷頓循環(huán)一體化系統(tǒng)(姜培學(xué) 等 2021)

李新春和王中偉(2016)提出了集成熱電發(fā)電裝置的超燃沖壓發(fā)動機熱管理系統(tǒng),將熱電發(fā)電系統(tǒng)與發(fā)動機壁面結(jié)構(gòu)相結(jié)合,并采用?分析法對超燃沖壓發(fā)動機壁面熱量的利用潛力進行分析,結(jié)果表明,發(fā)動機壁面熱量再利用潛力巨大,值得進一步挖掘.Cheng 等(2018)采用熱電發(fā)電機 (TEG) 對燃燒室壁面的廢熱進行能量轉(zhuǎn)化,利用燃燒室高溫壁面與燃油熱沉間形成的溫差直接發(fā)電,機制如圖18,該裝置獲得了18.38%的最大轉(zhuǎn)換效率.

圖18 熱電發(fā)電機制(Cheng et al.2018)

Guo 等(2023,2022)提出了一種將超臨界二氧化碳 (SCO2) 閉式布雷頓循環(huán)和燃料蒸汽輪機相結(jié)合的新型功率和熱管理系統(tǒng) (PTMS),其系統(tǒng)構(gòu)成如圖19.新的PTMS 可以滿足高超音速飛行器馬赫數(shù)為6～ 7 的冷卻要求,并避免了超燃沖壓發(fā)動機冷卻通道中的焦化和報廢.與僅基于燃料蒸汽輪機的PTMS 相比,新型PTMS 利用超燃沖壓發(fā)動機的廢熱來產(chǎn)生更多的電力.

圖19 新型熱管理系統(tǒng)(Guo et al.2023)

目前國內(nèi)外學(xué)者已發(fā)展了多種基于余熱利用的整體熱防護系統(tǒng),但這些方案仍存在一些局限性,缺乏耦合其他冷卻技術(shù)的綜合能源統(tǒng)籌方案.

4 結(jié)論

統(tǒng)籌全文不難發(fā)現(xiàn),現(xiàn)代高速飛行器的減阻降熱方式從被動式走向半主動式、主動式.研究飛行器減阻降熱機理的實驗方法與數(shù)值計算方法日趨完善,通用性較高的基礎(chǔ)理論也基本建立,然而實際高速飛行中邊界條件復(fù)雜、功能單元間的相互作用高度非線性.因此,把握各種基礎(chǔ)理論的適用條件,開發(fā)專屬于高速飛行器減阻降熱技術(shù)的基礎(chǔ)理論模塊勢在必行.主動式的減阻降熱技術(shù)種類繁多,飛行器各重要部件都有其相應(yīng)的降熱方案,總體上向著冷卻目標多樣化、減阻降熱方案系統(tǒng)化、控制體系高度集成化的方向發(fā)展.隨著各類降熱系統(tǒng)的不斷成型,飛行器的綜合熱管理系統(tǒng)也在向著簡構(gòu)型、高回報不斷進步與發(fā)展.

高速飛行器作為未來空中作業(yè)的主要技術(shù)手段,其減阻降熱技術(shù)的研究與開發(fā)是該領(lǐng)域永恒的主旋律.結(jié)合研究現(xiàn)狀、工程應(yīng)用需求及發(fā)展趨勢,筆者就飛行器減阻降熱的研究方向提出如下建議.

(1) 高速飛行器作業(yè)環(huán)境復(fù)雜、運動狀態(tài)多變,減阻降熱系統(tǒng)面臨強非穩(wěn)態(tài)工況.過載、旋轉(zhuǎn)、高馬赫數(shù) (激波) 等復(fù)雜工況下相變工質(zhì)的流動換熱特性,以及這些復(fù)雜工況劇烈瞬態(tài)變化對相變工質(zhì)減阻降熱效果的影響規(guī)律都是未來工作中需要深入研究的內(nèi)容.

(2) 針對不同的減阻降熱場景,選擇合適冷卻工質(zhì),并對該工質(zhì)對應(yīng)的減阻降熱系統(tǒng)進行優(yōu)化設(shè)計是一項非常重要的工作內(nèi)容,而在近臨界區(qū)域,工質(zhì)物性多變,對該工作的開展非常不利.因此,有必要研究減阻降熱過程中工質(zhì)相態(tài)的變化,工質(zhì)物性變化對減阻降熱效果的影響機制.

(3) 隨著各類冷卻技術(shù)的不斷開發(fā),面向的冷卻目標趨向多樣化,以及熱能梯級利用的概念不斷深化,設(shè)計統(tǒng)籌多重冷卻技術(shù)、具備高效余熱利用能力的一體化綜合熱防護系統(tǒng)勢在必行.質(zhì)量輕、收益高、架構(gòu)簡單、集成度高的綜合熱防護系統(tǒng)將成為一大研究熱點.