发散冷却关键问题的实验和数值研究

发布时间：2020-07-14 07:52

【摘要】：随着高超声速飞行器技术的发展,飞行器前缘结构和发动机燃烧室壁面所承受的热环境越来越严峻,研发高效的主动热防护技术成为当务之急。发散冷却以多孔介质为载体,具有冷却能力强、冷却剂消耗量小、可以实现主动控制等优点,在飞行器关键部件的热防护方面具有巨大的应用前景,因此受到了科研工作者广泛的关注。但是目前关于发散冷却的研究仍存在一些难点和不足,如:前缘类结构表面气动热/力载荷分布极不均匀,如果采用均匀的多孔骨架或均匀的注射压力,则会出现驻点冷却不足而下游冷却过度的现象。针对这种剧烈变化的热/力载荷,如何优化发散冷却系统,来实现冷却剂的按需供应,最终达到“在减少冷却剂用量的同时,加强高载荷区域的冷却特性、获得合理的冷却效果”的目的?此外,使用液态水作为冷却工质时,相变发散冷却过程难于控制,而且会出现结冰现象、温度震荡现象等,这给冷却系统的稳定性提出了挑战。因此,深入探讨液态水的瞬态相变发散冷却特性,并尝试对水改性或寻找其他可替代的液体冷却工质很有必要。本文采用实验和数值研究的方法,针对发散冷却系统所受的气动热/力特性和优化设计等关键问题进行探索,主要工作总结如下:(1)通过梯度孔隙率设计来优化发散冷却多是停留在理论方面,缺乏有效的实验数据支撑。本文在低速高温主流工况下,成功完成了梯度孔隙率材料的发散冷却实验和数值研究。使用具有梯度孔隙率的多孔材料,并加工了两个楔形鼻锥试验件,选用空气为冷却工质,利用红外热像仪拍摄试验件表面的温度分布,并结合数值模拟结果,对多孔介质内部的温度分布和冷却剂的流动特性进行分析,研究和揭示了孔隙率分布对气体发散冷却特性的影响机理。在此基础上,采用液态水为冷却工质,探索了不同孔隙率分布下伴随相变的发散冷却特性,并进一步比较了有无相变对发散冷却特性的影响机理。研究结果展示了梯度孔隙率设计对驻点处冷却效率的优化特性,并指出了有无相变时冷却行为的差异性,其重要的实验数据为后续梯度孔隙率的优化设计提供了综合性的参考。(2)考虑真实流场中激波干扰的影响,开展了超音速条件下激波干扰对前缘表面气动热/力特性及发散冷却特性影响的数值研究。基于进气道唇口前缘典型的气动热/力环境特征,设计了简化的激波干扰模型。在地面电弧风洞环境下,数值研究了有激波干扰时前缘表面的气动热/力载荷分布,结果表明激波的入射引起前缘表面热力载荷同时沿流向及展向剧烈变化。选用氮气为冷却工质,研究了激波干扰作用下,不同发散冷却方案的流动和换热特性,为今后发散冷却系统的地面考核实验提供参考。(3)针对前缘类结构驻点处局部冷却效率低,以及由于变工况或激波干扰导致高热流区域难捕捉的问题,本文提出了一种自适应型局部激活发散冷却的方案,即:升华-发散组合冷却方案。在多孔基体表面覆盖一层低熔点的不可渗透性材料,通过表面涂层的升华来自适应激活发散冷却。采用镍基高温合金多孔平板作为基体,聚四氟乙烯作为涂层材料,在高温风洞中开展了实验研究,初步验证了该组合冷却方案的可行性及高效性。(4)针对液态水相变发散冷却瞬态过程中的不稳定现象和结冰现象,本文提出通过添加无水丙二醇对液态水进行改性。以烧结多孔平板为试验件,开展了四种不同浓度丙二醇水溶液的瞬态相变发散冷却特性实验研究,记录了不同冷却剂注入率下试验件表面温度及注射压力的变化。通过实验结果的分析和比较,揭示了丙二醇浓度、注入率对瞬态相变冷却特性的影响。
【学位授予单位】：中国科学技术大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V244.1
【图文】：

位置分布,热流密度,弦向,位置分布

其中飞行器的头锥、翼前缘和进气道唇口前缘等关键部位受热较为严重。特别的，逡逑高超声速飞行器以吸气式推进为动力，为了降低气动阻力，飞行器前缘被迫采用逡逑尖锐外形（图１．１），其气动加热效应更为严重。逡逑．美国ＨＴＶ－２邋，逡逑图ｕ高超声速飞行器分布设计应用案例逡逑从外形上来说，飞行器设计成尖锐前缘意味着阻力的减小，但是其负荷的气逡逑动热峰值却比钝头体大，这是因为热流密度与前缘半径平方根的倒数成正比［１８］，逡逑当半径减小时，热流密度迅速增大，如图１．２所示，当前缘半径小于１．５英寸时，逡逑热流密度几乎直线上升。除了影响热流密度最大值外，尖锐前缘的半径还影响弦逡逑长位置上热流密度的分布。如图１．３所示。其中深灰色区域为高超声速飞行器前逡逑缘的热流分布，中间线为驻点处的热流；灰色区域为航天飞机轨道器纯头前缘的逡逑热流分布。由图可见：尖锐前缘气动加热的影响是剧烈的，在驻点具有极高的热逡逑流

气动加热,热载荷,加热时间,热流

逡逑重要的气动加热参数－热载荷，以此表示对系统总的加热量。图１．４为直径为ｌｆｔ逡逑的参考圆球，沿三种轨迹飞行气动加热的比较，即飞船再入段、单级入轨飞行器逡逑（ＳＳＴＯ）上升段，以及航天飞机再入段。可以看出，对于飞船来说气动加热环逡逑境恶劣，再入热流较大，但加热时间短，热载荷相对较小；航天飞机气动加热环逡逑境也恶劣，再入热流较大，但加热时间较长，热载荷相对较大，并要求气动外形逡逑稳定；而单级入轨器气动加热加热环境恶劣复杂，特别是上升阶段，在大气层内逡逑加速到高马赫数，不仅热流大，而且作为高超声速飞行加热时间长，热载荷较大，逡逑并要求气动外形稳定。因此根据飞行任务的不同，需要采用不同的防热方式。逡逑＾逦ＳＳＴＯ邋ＡＢ逦

密度分布,前缘,飞行器,唇口

逡逑动的飞行器飞行马赫数范围如图１．５所示。不同的发动机也可以组合使用以满足逡逑不同的推力需求。逡逑＼邋■邋＇＊逦：逦破逡逑Ｉ－逡逑■逦Ｉ＾ＨｙｃｔｏｃａｂｏｏＦｕ＊逡逑＃逦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逡逑图１．５不同发动机推动的飞行器飞行马赫数范围逡逑相比于头锥前缘和翼前缘部位单纯的气动加热问题，在进气道的唇口前缘很逡逑有可能受到飞行器前体激波的二次冲击加热，导致千扰壁面附近的热负荷更加严逡逑重。图１．６给出了美国ＮＡＳＡ设计的一个吸气式高超音速飞行器（单级入轨器逡逑Ｓｉｎｇｌｅ－Ｓｔａｇｅ邋ｔｏ邋Ｏｒｂｉｔ）在典型的爬升阶段，马赫数为１５时飞行器各个部位的热流逡逑密度分布（２００８尸１。从图中可看到，飞行器进气道的唇口前缘（ｃｏｗｌ）局部区域逡逑由于激波与激波的相互作用（采用典型的四道激波相交于唇口的设计形式），热逡逑流密度高达邋５００００邋Ｂｔｕ／ｔｆ－ｓｅｃ邋（５７０ＭＷ／ｍ２）。逡逑图１．６某单级入轨器在典型爬升阶段各部位的热流密度分布图逡逑另一方面，吸气式飞行器运行过程中，超燃冲压发动机的燃烧室内燃气温度逡逑高、气流冲刷严重、且环境呈氧化特性，对现有的热防护系统也提出了很高的要逡逑求。当飞行器以马赫数８在海拔２７ｋｍ高空飞行时

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