高超聲速飛行器多物理場耦合及熱防護技術研究綜述

鄭玲，左益芳，孟繁童，曾鵬云

（重慶大學 機械傳動國家重點實驗室，重慶 400044）

1 國內流熱固多場耦合問題研究進展

飛行器在以高超聲速飛行時，空氣層會在其前端被強烈壓縮，并與飛行器劇烈摩擦，進而產生一個高溫高壓的熱環境，這就是常說的氣動加熱現象。新一代高超聲速飛行器（飛行速度大于5馬赫）對速度的追求不斷提高，其氣動加熱問題也隨之變得愈加突出。高超聲速飛行所導致的氣動加熱現象將引起結構溫度場的變化，進而改變結構的剛度、應力及模態，這些難點都極大地增加了高超聲速飛行器設計的難度。此外，高超聲速飛行器飛行時，飛行器內部結構的熱響應與外部流場的氣動加熱現象之間存在強烈的耦合作用。因此，有必要建立基于流場、熱場及結構場多物理場耦合分析的數值方法。

高超聲速飛行器的多場耦合特性給研究人員帶來了極大的困難，早在 1958年，Roger就提出了氣動熱彈性問題，并對各物理量間的耦合關系進行分析，如圖1所示[1]。

通過只考慮各物理因素的強耦合關系，并忽略其弱耦合關系將問題進行簡化，而簡化的前提需要滿足以下基本假設：結構變形所導致的氣動熱變化很??；動氣動彈性耦合為弱耦合，表現為氣動熱和氣動彈性系統的特征時間不同，而前者較長；靜氣動彈性耦合也為弱耦合，即由熱負荷和穩態壓力引起的靜態彈性變形對結構的溫度場影響很小?？紤]到實際情況時，前兩個假設條件通常較容易實現，而最后一個假設條件在涉及影響流體特征的大變形下就不再成立了。

圖1 氣動熱彈性問題中各物理量的耦合關系

1.1 氣動力及氣動熱的數值模擬

氣動力、氣動熱及結構場的耦合屬于多學科融合、交叉的科學前沿問題，各物理場的耦合模型和機理均未完全解決，且其物理過程十分復雜并具有高度的非線性特征，故多只能采用數值計算的方式求解。

在對氣動力、氣動熱及結構場的耦合模擬計算中，氣動力/熱的準確計算是極其重要的一環。

對氣動力的計算中，現在主要有工程算法和計算流體動力學（CFD）兩大類，兩種算法各有其優缺點。工程算法主要包括活塞理論[2]、非線性活塞理論[3-5]、激波膨脹波理論、牛頓法等，工程算法的特點是效率較高，但精度不夠理想。數值方法主要是通過對Euler方程，N-S方程及其變體形式求解來計算氣動力。Nydick[6]和Selvam[7]在計算高超聲速壁板顫振的非定常氣動力時，分別采用了Euler方程、N-S方程及活塞理論等方法并比較了幾種算法的計算結果。張偉偉等將幾種算法結合起來用于計算高超聲速飛行器機翼的非定常氣動力。

氣動加熱現象的影響因素十分復雜，這也使得對氣動熱的計算相更加復雜。針對氣動熱的計算問題，國內外目前主要有三種計算方法：1）純工程算法；2）純數值算法，直接對N-S方程進行處理，將其簡化再求解；3）基于普朗特邊界層理論，邊界層內利用工程算法進行估計，而邊界層外則采用無粘數值解的形式。三種方法在計算精度和計算效率之間互有取舍。李建林等采用工程算法計算了升力體和乘波體型飛行器的氣動熱，與數值算法所得到的結果對比得出，兩種算法的計算結果比較接近，說明工程算法能滿足估算的要求[8]。呂麗麗等利用邊界層理論，通過計算三維Euler方程并利用解的局部相似性求得了鈍錐和純雙錐有攻角的再入表面熱流，與國外文獻中的N-S方程數值解及風洞試驗結果進行對比，其結果符合得很好。黃飛等人分別采用了N-S和DSMC方法針對高超聲速巡航飛行器進行研究[9]。潘沙等人針對氣動熱數值模擬中的網格收斂性和相關性進行了分析研究，閆超、李哲君等人研究了 CFD計算中網格效應和數值格式對氣動熱熱流的影響[10]。

1.2 流熱固多場耦合問題

國內外在對高超聲速飛行器流熱固耦合問題的研究中，所用到的研究方法和手段大致可以用圖2描述。目前，除了工程算法和數值模擬之外，還可利用飛行試驗或風洞試驗對高超飛行器的氣動加熱問題進行研究。其中，飛行試驗當然是綜合評價能力最好的手段，但其致命缺陷也很明顯：成本太高，且周期很長[11]。風洞試驗是通過對縮比模型進行試驗得到原尺寸模型的一些飛行規律。由于飛行器的外形設計和飛行性能的要求越來越高，需要考慮更多復雜因素之間的耦合，這對通過風洞試驗正確預測飛行規律提出了嚴峻考驗。工程算法往往被用于總體設計之初，用來估算一些重要參數的理論參考值，定性地分析一些普遍的飛行規律和趨勢。新一代超聲速飛行器的飛行能力大大提高，從而不可避免地產生了很多非線性問題，此時就必須利用數值計算來模擬研究高超聲速飛行器的相關問題。

數值模擬是研究高超聲速飛行器問題的重要研究手段，在計算精度、開發時間、研究成本等方面具有很大優勢，在國內得到極大的發展。氣動加熱/結構傳熱的數值模擬技術一般分為兩類，一類是傳統氣動加熱/結構傳熱的耦合交替迭代的方法；另一類是流場與結構溫度場一體化計算的方法。

圖2 研究氣動熱耦合問題的方法

對于這種流場與結構場傳熱雙向耦合的數值模擬的耦合方式可分為緊耦合和松耦合兩種。在數值模擬計算中，計算流場的特征時間要比計算結構傳熱的特征時間小約3～4個數量級。對于流場與結構傳熱耦合計算的共同特征時間，緊耦合采用的是流場的特征時間，而松耦合采用的是結構場的時間步長。李鵬飛[13]等人采用緊耦合模擬了類航天飛機前身結構與高超聲速流場的耦合傳熱過程，并用繞無限長圓柱的氣動加熱計算驗證了此算法。夏剛[12]等人用松、緊耦合對比的方法模擬了高超聲速二維圓管繞流的過程，并分析了不同耦合方式的優點和缺點。通過對比發現，松耦合的計算效率相對較高，而且在計算精度方面和緊耦合的有相近的效果。

關于流場與結構溫度場的一體化計算方法，指的是把流場與結構溫度場看作一個物理場，并且同時考慮流場與結構溫度場的熱學性質，把交界面上的邊界條件作為整個物理場的內部邊界。在流場與結構溫度場一體化計算方面國內一部人開展了研究，耿湘人[14]等人建立了一套能有效進行流場和固體結構溫度場計算且不需要反復進行耦合迭代的一體化計算的方法，并通過對高焓高超聲速氣流繞二維不銹鋼圓管的流動、氣動加熱以及結構熱響應問題的計算驗證了算法的可靠性。季衛棟[15]等人發展了力/熱/結構多場耦合計算的數值模擬方法，用于定常/非定常的氣動加熱/結構傳熱分析的一體化數值計算。對于穩態問題的求解，一體化計算方法無需進行交替迭代，對網格的敏感性比耦合算法小。

2 國內外熱防護問題研究進展

由于高超聲速飛行器在以極高的速度飛行時會出現明顯的氣動加熱現象，而這又導致了飛行器設計過程中的另一個關鍵性技術難題——熱防護問題。如當飛行器在海拔 27 km的高空以8馬赫的速度飛行時，飛行器外殼的機翼前緣、鼻錐結構、進氣道等位置的高溫熱負荷將最高近2600 K[16]。值得注意的是，不同高超飛行器的設計目標、任務需求、氣動外形、飛行軌跡和工作環境都有所不同，即使同一飛行器其不同部位的熱流、熱載荷的大小和持續時間也不盡相同，所以高超飛行器通常也可能采取幾種不同類型的結構和布局。按照現有技術，可將高超飛行器熱防護系統分為三類，即被動熱防護系統，半主動熱防護系統及主動熱防護系統。

2.1 被動熱防護系統

被動熱防護系統主要是材料設計和結構設計的有機結合，通過熱量吸收、輻射散熱的方式把熱量排除。其防熱形式主要可以分成三種：熱沉結構、熱結構和隔熱結構。

1）熱沉結構的工作機理是依靠自身的熱容來吸收熱量，并將其儲存到結構中。它的優勢在于結構簡單，而且不會影響氣動外形，缺點在于它的防熱效率不高。

2）熱結構的工作機理是外蒙皮用耐高溫材料，表面涂層具有高輻射率特性，以輻射的形式向周圍發散出大量熱能。優點是結構可保持氣動外形不變，不受熱脈沖持續時間的限制，缺點是可承受的總熱量有限。

3）隔熱結構的工作機理是結構表層會將大部分熱量輻射, 然后隔熱層再阻隔掉大部分剩余熱量，最后次層結構以熱沉方式將剩余小部分能量存儲。隔熱結構擁有熱沉結構和熱結構二者的特征[17]。

被動熱防護系統典型的具體方案有剛性陶瓷防熱瓦、柔性毯式防熱、高導熱碳復合材料防熱、蓋板式防熱等。剛性陶瓷纖維隔熱瓦的優點是導熱率低、密度較小，具有一定的隔熱作用。第一代剛性陶瓷隔熱瓦是1972年洛克希德公司研制的全石英纖維剛性陶瓷隔熱瓦；第二代剛性陶瓷隔熱瓦是1978年NASA研制的耐火纖維復合材料隔熱瓦（FRCI）；第三代剛性陶瓷隔熱瓦為1980年研制的高溫特性材料（HTP）和 1985 年美國宇航局下屬 AMES 研究中心在研制出另一種高溫使用材料——氧化鋁增強熱屏蔽瓦（AETB）[18]。我國在借鑒了美國的成功經驗后，在剛性陶瓷纖維隔熱瓦的研究水平上得到很大提高。哈爾濱工業大學的武勇斌博士等人采用料漿涂覆燒結法在陶瓷隔熱瓦表面制備了一種 SiO2-B2O3-MoSi2-SiB4涂層，利用X 射線衍射儀、X 射線光電子能譜儀檢測了涂層性能，檢驗了波長在2.5～20 μm 范圍內不同溫度下表面的輻射率，檢驗其光譜。發現隨著溫度的上升，發射率也會升高[19]。柔性毯式防熱是輕質柔性棉被式防熱結構，第一代柔性防熱材料由聚芳酰胺纖維編織而成；第二代柔性防熱材料由石英纖維組成；第三代陶瓷隔熱氈采用SiO2、Al2O3和硼硅酸鋁作為隔熱材料的新型可改制性柔性氈[20]。碳基復合材料具有熱導率低、密度小、耐高溫、耐腐蝕，強度大等特點，蓋板式防熱結構是蓋板材料和隔熱材料復合制成的防熱結構，具有承載和防熱的作用，Pichon等人提出了蓋板式陶瓷防熱結構。該結構陶瓷蓋板起到防熱作用，隔熱功能由內部絕熱氈起到隔熱作用，機身蒙皮和骨架起到支撐作用[21]。

2.2 半主動熱防護結構

僅依靠耐溫材料的發展來保證超高聲速飛行器的熱防護已經遠遠不能滿足現代超高飛行器的要求了，必須結合主動冷卻技術給飛行器提供更高的熱防護能力。半主動防熱系統介于主動防熱和被動防熱之間，通過工作流體和氣流（空氣）的作用帶走大部分的能量。對于需要長時間工作和熱流密度較高的情況，這種放熱系統具有很大的優勢，按照其結構形式可大致分為熱管結構和燒蝕結構兩種。

熱管結構主要用于周圍區域加熱程度較輕而局部加熱程度嚴重的部分。熱量在強加熱區域將工質汽化為蒸汽液，加熱過的蒸汽液又流到較冷端經過冷凝液化從而釋放熱量，最后冷凝了的工質通過毛細作用滲透管壁重新回到強加熱區完成一次工作循環。熱量就在這一循環過程中被管壁吸收，從而起到對強加熱區域進行熱防護的作用。Glass等研究了某種鉬錸合金熱管的加工過程，這種材料主要用于機翼前沿單個D型界面的制作，材料的性能通過在真空的環境中，利用電磁加熱的方法進行測試。結果顯示，熱管可以穩定地啟動和正常地運行，從而證明了熱管用于翼前沿熱防護系統的可行性[22]。Sun等設計了翼前緣結構模型，這種模型的特點在于其內部嵌有高溫熱管，根據實驗重點分析了熱管的使用可能對整體結構溫度的分布產生的作用。實驗現象表明，內嵌的高溫熱管結構實現了將熱量從高溫區域轉移至低溫區域[23]。

另一種半主動放熱結構是燒蝕結構，對于飛行器外部表面加熱嚴重的區域，這種結構有著巨大的優勢。這種材料會通過自身的燒蝕來吸收熱量，并且也能傳遞熱量，因此能減少熱量的散發，達到保護飛行器內部材料的效果。由于防熱材料在燒蝕過程中被損耗，因此這種結構只能作為一種一次性結構，使用之后要重新修復才能再次使用。此外，飛行器的氣動外形可能會隨著燒蝕材料的損耗而改變，從而其氣動特性也可能隨之發生變化。對利用燒蝕結構進行熱防護的導彈彈頭來說，燒蝕物會隨著氣流流動而向下流動，從而可能會對其視覺傳感器區域產生干擾進而產生偏差，而氣動外形的改變又可能是導彈落點的精度產生一定偏差[24-25]。

2.3 主動熱防護結構

由于被動熱防護和半被動熱防護的防護能力有限，二者僅適用于時間較短、熱流密度不高的氣動環境，必須通過主動熱防護技術來為高超飛行器提供保障。主動熱防護系統通過冷卻劑的流動幾乎將所有熱量帶走，從而防止高溫傳至被保護部件。主動熱防護分為薄膜冷卻、發汗冷卻和對流冷卻三種形式[26]。

薄膜冷卻是指在被保護件上端設置冷卻劑噴口，利用壓力泵將冷卻劑噴出，使冷卻劑覆蓋在被保護件表面，從而將熱流帶走，達到絕熱的目的。目前對高超飛行器氣膜熱防護的研究主要針對速度小于10 Ma，且氣膜多為單孔布置的工況。向樹紅等人在飛行器頭部駐點區域布置異型單孔，并采用數值仿真方法計算了飛行器的氣膜熱防護效率，從而驗證了氣膜防護技術用于高超飛行器的巨大前景[27]。郭春海等人通過采用數值算法求解N-S方程，從而提出了一種經過優化的微孔射流主動氣膜熱防護方案，此方案可以實現高超飛行器頭部氣膜全覆蓋。計算結果表明，主動氣膜防護能夠大大降低飛行其頭部的駐點位置的壓力和溫度，在飛行高度為50 km，來流速度為15 Ma時，可將壁面最高溫度降到1000 K以下（原最高溫度為14 000 K）[28]。氣膜冷卻雖然冷卻效率較高，但是存在著對冷卻劑消耗量大，冷卻氣流會對主流氣流產生影響的缺點。

發汗冷卻和薄膜冷卻類似，都是利用冷卻劑來達到熱防護的目的，但是發汗冷卻的工作原理更為復雜。發汗冷卻的主要構件是多孔板結構，在氣動環境下，板的兩側存在溫度差，冷卻劑會自發從板的低溫一側穿過孔徑微小但分布極密的孔通道滲透至高溫一側，從而在被保護件的表面形成一層冷卻膜，帶走熱量。與薄膜冷卻相比，在冷卻效果相同時，發汗冷卻對冷卻劑的消耗量更少，因此，發汗冷卻在高超聲速飛行器的冷卻技術中成為研究熱點。對于改進冷卻板的結構，國內外都做了大量的研究。Rakow和Wass[29]研究了一種具有夾心結構的冷卻板熱響應；Calmidi和 Mahajan[30-31]研究了高孔隙率的鋁金屬泡沫，建立了控制方程并比較了當填充物為水或者空氣時的散熱能力；劉雙[32]利用有限差分法對主動-被動熱防護結構進行建模評估，為高超聲速飛行器熱防護系統的設計提供了理論支撐；黃盛[33]計算了冷卻液流動參數以及褶皺結構參數對散熱效果的影響。

對流冷卻是在飛行器外表面下安裝管路，用于冷卻劑或飛行器燃料的循環對流。溫度較低的飛行器燃料流經管路時，將熱量吸收，這樣同時也達到了為燃料預熱的效果，提高了燃料在發動機中的燃燒效率。因此這是熱防護和推進系統的一體化結構，適用于將低溫液氫作為燃料的飛行器。

3 結語

文中從流、熱、固多物理場耦合及熱防護問題入手，對國內外高超聲速飛行器技術的研究現狀進行了全面的分析和總結，歸納起來目前的研究存在幾個關鍵問題亟待突破。

1）在處理多物理場耦合問題時，數值分析方法作為最重要的研究手段，而迭代算法的計算精度和計算效率又難以同時保證，因此無需耦合迭代的一體化算法成為目前研究熱點之一。

2）高超飛行器幾種熱防護形式中，被動防護形式防熱效率太低，且承受的總熱量有限，而主動防護系統效率較高，防護效果明顯，其中發汗冷卻以其對冷卻劑的消耗更小成為近年來研究熱點。

3）高超飛行器不同區域的氣動加熱程度差別很大，因此設計一套針對飛行器不同部位采取不同熱防護手段的高效的熱防護系統是未來研究的重點。