高超聲速飛行器翼面前緣半主動(dòng)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析

謝宗蕻，孫俊峰

（西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院 先進(jìn)結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料實(shí)驗(yàn)室，西安710072）

0 引言

高超聲速巡航導(dǎo)彈憑借其Ma＞5 的高速度，可以在10 min 左右的時(shí)間內(nèi)打擊近千千米遠(yuǎn)的目標(biāo)，具有常規(guī)導(dǎo)彈不可比擬的機(jī)動(dòng)突防打擊能力，是具有威懾和實(shí)戰(zhàn)雙重功能的“殺手锏”武器。高超聲速飛機(jī)可以在2 h 內(nèi)飛抵全球任何地區(qū)，在實(shí)時(shí)偵察、遠(yuǎn)程快速部署和精確打擊方面具有極高的軍事價(jià)值，且在民用方面也有很大的潛在市場(chǎng)?？芍貜?fù)使用的空天飛機(jī)能像普通飛機(jī)一樣水平起飛，以高超聲速在大氣層中飛行，飛行速度在30～ 100 km 高空Ma可達(dá)到12～25，且能夠安全再入大氣層，像普通飛機(jī)一樣滑翔并降落地面?？仗祜w機(jī)可以作為反衛(wèi)星武器平臺(tái)、監(jiān)視和偵察平臺(tái)、天基系統(tǒng)支持平臺(tái)等，在未來(lái)的空間控制和空間戰(zhàn)中發(fā)揮重要作用。

飛行器在大氣中以Ma＞3 的速度飛行時(shí)，其表面尤其是翼面前緣將會(huì)受到強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱作用。當(dāng)飛行器速度達(dá)到Ma=5 時(shí)，其頭部駐點(diǎn)區(qū)的溫度可達(dá)到1000 ℃以上，且溫度隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增加而升高，并與(Ma)2成正比；機(jī)翼和控制面前緣溫度可達(dá)到近900 ℃，而迎風(fēng)面也可達(dá)到600～800 ℃。在如此高的溫度下，傳統(tǒng)的鋁鎂合金等輕金屬結(jié) 構(gòu)材料可能會(huì)軟化乃至熔化，從而導(dǎo)致高超聲速飛行器的飛行失敗。因此，開展高超聲速飛行器的熱防護(hù)研究非常必要。

1 典型的熱防護(hù)技術(shù)

通用的飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)方案有被動(dòng)式、半主動(dòng)式和主動(dòng)式，其中被動(dòng)式和半主動(dòng)式防熱方案包括吸熱式、輻射式、燒蝕式、熱管/結(jié)構(gòu)組合式等，而主動(dòng)式防熱方案又包括對(duì)流、發(fā)汗、氣膜冷卻等。下面重點(diǎn)介紹碳基或陶瓷基復(fù)合材料隔熱瓦、高溫合金材料以及熱管在高超聲速飛行器熱防護(hù)應(yīng)用中的技術(shù)特點(diǎn)以及應(yīng)用研究情況。

1）碳基或陶瓷基復(fù)合材料隔熱瓦防護(hù)

高超聲速飛行器對(duì)氣動(dòng)外形有嚴(yán)格要求，不適合采用燒蝕式的結(jié)構(gòu)防熱方案，一般采用輻射隔熱式的被動(dòng)防熱方案，如美國(guó)航天飛機(jī)在氣動(dòng)表面大范圍包覆碳基或陶瓷基復(fù)合材料隔熱瓦。這種通過機(jī)體表面鋪覆耐高溫的隔熱瓦和隔熱氈的被動(dòng)防熱形式結(jié)構(gòu)效率不高，也沒有實(shí)現(xiàn)真正意義上的結(jié)構(gòu)/防熱一體化。盡管碳基或陶瓷基復(fù)合材料隔熱瓦可以耐受高溫，且密度較小，但存在氣密性不好、易吸濕、安裝可靠性差和制造費(fèi)用高等問題。另外，對(duì)于碳/碳基和碳/陶瓷基的隔熱瓦，其抗正面沖擊性能也存在問題。例如，2003年美國(guó)“哥倫比亞號(hào)”航天飛機(jī)失事的直接原因就是其左翼面前緣的碳/碳基隔熱瓦受到發(fā)射過程中從燃料儲(chǔ)箱上脫落的泡沫隔熱板的撞擊而破壞，使得航天飛機(jī)再入大氣層時(shí)，高溫氣體進(jìn)入飛機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)而直接導(dǎo)致結(jié)構(gòu)受熱軟化解體。這個(gè)事件充分說明碳/碳基和碳/陶瓷基的隔熱瓦在使用前須進(jìn)行嚴(yán)格評(píng)估。

2）高溫合金熱防護(hù)

與基于碳基和陶瓷基隔熱瓦的熱防護(hù)系統(tǒng)相比，采用高溫合金的熱防護(hù)系統(tǒng)具有一定的優(yōu)勢(shì)，如：可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)/防熱一體化設(shè)計(jì)，即在保證飛行器氣動(dòng)外形要求并直接承受和傳遞氣動(dòng)載荷的情況下，既能實(shí)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)有效的防熱與隔熱，也能減輕結(jié)構(gòu)重量；易于實(shí)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)的整體化和模塊化；可采用與傳統(tǒng)機(jī)體結(jié)構(gòu)相似的安裝方法，可靠性高，維修方便；抗沖擊性能好；氣密性好，無(wú)需防水；可重復(fù)使用，能真正降低成本。但高溫合金熱防護(hù)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)效率也不高。

針對(duì)只具有隔熱功能的被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)普遍存在結(jié)構(gòu)效率偏低以及長(zhǎng)期使用溫度仍受到高溫合金性能限制（需要控制在1200 ℃之下）的問題，需要發(fā)展新型的可靠防熱方式，包括：研制更好的防熱和耐高溫材料；對(duì)于局部高溫區(qū)考慮采用主動(dòng)式、半主動(dòng)式及混合式防熱方案；由單純的防/隔熱形式向綜合熱控制轉(zhuǎn)變等。

3）熱管的應(yīng)用研究情況

在高超聲速飛行時(shí)，飛行器翼面前緣局部氣動(dòng)加熱嚴(yán)重而相鄰區(qū)域加熱程度較輕。針對(duì)這種情形，可以采用高溫?zé)峁軐⒏邿崃鲄^(qū)的熱量傳遞到周邊區(qū)域低熱流區(qū)，將翼面前緣氣動(dòng)加熱的峰值溫度降低到金屬材料許用范圍內(nèi)。

熱管有著50 多年的發(fā)展歷史。1963年，美國(guó)Los Alamos 科學(xué)實(shí)驗(yàn)室Grover 等人[1]獨(dú)立地提出了一種管式傳熱元件，并進(jìn)行了性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)，最終將其命名為熱管（heat pipe）。1965年，Cotter 首次提出了比較完整的熱管理論，為后續(xù)熱管理論的研究工作奠定了基礎(chǔ)。1970年，美國(guó)NASA 蘭利研究中心針對(duì)高超聲速飛行器翼面前緣和駐點(diǎn)區(qū)域的高溫冷卻進(jìn)行了用熱管冷卻的可行性實(shí)驗(yàn)[2]。 1972年美國(guó)麥道公司對(duì)4 種航天飛機(jī)翼面前緣防熱設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了評(píng)估，認(rèn)為熱管冷卻是切實(shí)可行并可重復(fù)使用的方案[3]。1973年該公司制作了熱管冷卻翼型的半尺寸比例模型并進(jìn)行了可行性試驗(yàn)[4]。2006年Glass對(duì)前緣和駐點(diǎn)區(qū)熱管冷卻試驗(yàn)進(jìn)行了總結(jié)[5]。2009年，美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）研究人員完成了機(jī)翼前緣的熱管冷卻驗(yàn)證試驗(yàn)，目前該研究還在進(jìn)一步進(jìn)行當(dāng)中。國(guó)內(nèi)關(guān)于熱管在熱防護(hù)上應(yīng)用的研究起步比較晚，但也取得了一些研究成果。陳連忠等人[6]通過地面模擬氣動(dòng)加熱試驗(yàn)驗(yàn)證了高溫?zé)峁茉跓岱雷o(hù)上應(yīng)用的可行性。劉冬歡等人[7]建立了高溫?zé)峁艿臄?shù)值計(jì)算模型，用以模擬內(nèi)置熱管的傳熱防熱過程。

熱管在高超聲速飛行器熱防護(hù)上應(yīng)用的可行性不但得到了充分驗(yàn)證，而且也證明它是一種高效的熱防護(hù)手段。本文針對(duì)高超聲速飛行器的翼面前緣的氣動(dòng)加熱問題開展計(jì)算分析研究，重點(diǎn)評(píng)價(jià)與驗(yàn)證熱管在翼面前緣防熱的冷卻效果。

2 翼面前緣的熱管冷卻防護(hù)方案

2.1 帶有熱管的翼面前緣結(jié)構(gòu)

含熱管的翼面前緣的結(jié)構(gòu)如圖1所示。圖中，沿弦向和展向都布置了熱管，以確保當(dāng)某個(gè)位置弦向熱管失效時(shí)，熱量依然可以均勻擴(kuò)散到整個(gè)翼面前緣。

圖1 翼面前緣半主動(dòng)熱防護(hù)方案Fig.1 Configuration of semi-active thermal protection system at the leading edge

圖2給出了高超聲速飛行器翼面前緣的熱管工作原理。

圖2 翼面前緣熱管工作原理Fig.2 Principle of heat-pipe on the leading edge

2.2 翼面前緣氣動(dòng)熱估算

假設(shè)翼面前緣截面含圓柱段和平直段，其參數(shù)如圖3所示。圖中，R為前緣外表面半徑，t為前緣壁厚，θ為前緣半楔角。假定高超聲速飛行器在26 km 高空以馬赫數(shù)為 5～8 的速度巡航飛行。下面是翼面前緣的相關(guān)氣動(dòng)熱參數(shù)工程估算方法。

圖3 翼面前緣截面結(jié)構(gòu)參數(shù)Fig.3 Structural parameters of the leading edge cross section

駐點(diǎn)熱流密度的計(jì)算在工程上廣泛采用Fay-Riddell 公式，即

式中：普朗特?cái)?shù)Pr=0.7；路易斯數(shù)Le=1；hD為空氣平均離解焓；hst為駐點(diǎn)氣流焓值；hw為壁面焓值；ρw為壁面氣流的密度；μw為壁面氣流的黏性系數(shù)；ρe為邊界層外緣氣流的密度；ue為邊界層外緣氣流的速度；ρst為駐點(diǎn)氣流的密度；μst為駐點(diǎn)氣流的黏性系數(shù)。該公式計(jì)算結(jié)果誤差在±3%以內(nèi)[8]。

對(duì)應(yīng)上述前緣模型，Sutton 和Grave[9]將式(1)簡(jiǎn)化得到

式中：Pst為駐點(diǎn)處氣壓；K為傳熱因數(shù)，Svehla[10]研究得出空氣的K值為3.6×10-4m-1·kg-0.5。駐點(diǎn)對(duì)流換熱系數(shù)的計(jì)算公式為

式中：q為駐點(diǎn)熱流密度；Tst為滯止溫度。整段結(jié)構(gòu)對(duì)流換熱系數(shù)表達(dá)式為[11]

式中：s為從前緣頂點(diǎn)處（圖3中的o點(diǎn)）至平直段所計(jì)算點(diǎn)的直線距離；L1為平直段熱管的長(zhǎng)度。這里計(jì)算得到的對(duì)流換熱系數(shù)將用作后面有限元分析的氣動(dòng)加熱邊界條件。

達(dá)到穩(wěn)態(tài)（即進(jìn)入結(jié)構(gòu)的熱量等于從壁面輻射出去的熱量）時(shí)，所得的前緣結(jié)構(gòu)等溫溫度滿足

式中：Tiso為結(jié)構(gòu)等溫溫度，即熱管的工作溫度；L1為熱管平直段的長(zhǎng)度。

2.3 熱管設(shè)計(jì)

熱管結(jié)構(gòu)形式如圖4所示。

圖4 熱管結(jié)構(gòu)形式Fig.4 Structural configuration of the heat pipe

熱管越長(zhǎng)，則通過輻射散出去的熱量就越多，結(jié)構(gòu)等溫溫度就越低，但熱管長(zhǎng)度通常受限于前緣尺寸（主要取決于平直段長(zhǎng)度L1，見圖4(a)）。熱管長(zhǎng)度可由式(5)計(jì)算而得。熱管采用D 型截面，見圖4(b)。由于確定蒸氣腔內(nèi)半徑RV時(shí)需要用到吸液芯的尺寸，而吸液芯的尺寸又與蒸氣腔尺寸相關(guān)，因此須采用迭代方式來(lái)計(jì)算相關(guān)尺寸，計(jì)算的終止條件設(shè)定為滿足尺寸要求并且吸液芯至少有兩層絲網(wǎng)（出于可靠性考慮）。所得吸液芯結(jié)構(gòu)還必須滿足熱管的毛細(xì)極限。將設(shè)計(jì)計(jì)算獲得的尺寸代入相關(guān)公式以驗(yàn)算熱管的其他傳熱極限，若能夠滿足極限要求，則說明設(shè)計(jì)合理，否則須重新設(shè)計(jì)。

熱管材料的選取主要依據(jù)材料和工質(zhì)的相容性。高溫?zé)峁芤话氵x用堿金屬作為工質(zhì)。能夠與堿金屬相容的材料有不銹鋼、鎳基合金、鈮基合金。不同的材料會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)不同，本文研究的高超翼面前緣與熱管結(jié)構(gòu)材料均選為鎳基高溫合金或鈮基高溫合金，即選取鎳基合金中具有代表性的Inconel 625和鈮基合金中具有代表性的Cb-752作為前緣和熱管材料分別進(jìn)行設(shè)計(jì)和分析。Inconel 625的密度為8440 kg/m3，使用溫度最高達(dá)到1000 ℃，而在800 ℃以下具有較高的強(qiáng)度；Cb-752 的密度為9030 kg/ m3，可耐1400 ℃的高溫，而在低溫下的比強(qiáng)度不及Inconel 625，但當(dāng)溫度升高至1000 ℃時(shí)，其強(qiáng)度遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于Inconel 625。這兩種高溫合金的屈服強(qiáng)度隨溫度的變化關(guān)系見圖5。

圖5 兩種高溫合金屈服強(qiáng)度隨溫度變化的關(guān)系Fig.5 Yield strength versus temperature for two superalloys

3 計(jì)算分析

3.1 模型

假設(shè)設(shè)計(jì)條件為：飛行高度26 km，Ma= 5；翼面前緣外半徑R=10 mm，前緣壁厚t=2 mm，前緣半楔角θ=8°。考慮熱管長(zhǎng)度受制于前緣尺寸，在此選定熱管平直段長(zhǎng)度L1=0.4 m。根據(jù)式(5)可以計(jì)算出結(jié)構(gòu)等溫溫度為664 ℃。

采用ABAQUS 有限元軟件對(duì)前緣進(jìn)行熱固耦合分析以量化考察熱管對(duì)翼面前緣的溫度及熱應(yīng)力分布的影響。考慮到翼面前緣結(jié)構(gòu)上下對(duì)稱，故取一半結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。由于翼面前緣沿展向不同位置處駐點(diǎn)的熱環(huán)境基本相似，因此可將分析對(duì)象簡(jiǎn) 化為二維，如圖6所示。

采用8 節(jié)點(diǎn)熱力耦合單元來(lái)剖分翼面前緣截面，在前緣彎曲段適當(dāng)加密網(wǎng)格，最終獲得的有限元網(wǎng)格如圖7所示。假設(shè)翼面前緣外表面（圖6中ABC面）受到空氣對(duì)流加熱并通過輻射散出熱量。翼面前緣內(nèi)表面（DE面）設(shè)為等溫邊界條件以模擬熱管等溫性[7]。AE面限制y向位移，CD面限制x向位移。

圖6 翼面前緣簡(jiǎn)化模型Fig.6 The simplified model of the leading edge

圖7 翼面前緣有限元分析網(wǎng)格Fig.7 Finite element mesh of the leading edge

3.2 分析結(jié)果

圖8(a)、(b)、(c)分別為當(dāng)翼面前緣材料為Inconel 625 時(shí)結(jié)構(gòu)溫度、熱流、應(yīng)力分布云圖，而其中左圖均為未使用熱管時(shí)的分析結(jié)果，右圖均為使用熱管之后的分析結(jié)果。圖9為翼面前緣材料采用Cb-752 時(shí)對(duì)應(yīng)的分析結(jié)果。

圖8 前緣材料為Inconel 625 時(shí)的分析結(jié)果Fig.8 Analysis results for the leading edge made of Inconel 625

圖9 前緣材料為Cb-752 分析結(jié)果Fig.9 Analysis results for the leading edge made of Cb-752

3.3 結(jié)果分析

從圖8可以看到，當(dāng)翼面前緣使用Inconel 625且未使用熱管時(shí)，結(jié)構(gòu)峰值溫度為910 ℃，結(jié)構(gòu)最大溫差為301 ℃，結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為703 MPa；而使用熱管后峰值溫度降為700 ℃，最大溫差僅為35 ℃，最大應(yīng)力為105 MPa。從圖9可以看到，當(dāng)前緣使用Cb-752 且未使用熱管時(shí)，峰值溫度為883 ℃，最大溫差為317 ℃，最大應(yīng)力為219 MPa；而使用熱管后峰值溫度降為680 ℃，最大溫差僅為17 ℃，最大應(yīng)力為13 MPa。

對(duì)前緣結(jié)構(gòu)作進(jìn)一步分析可知，未使用熱管時(shí)結(jié)構(gòu)中熱流基本上是沿著前緣結(jié)構(gòu)從駐點(diǎn)向翼面后 方傳導(dǎo)，即在結(jié)構(gòu)本體內(nèi)部傳導(dǎo)；此種基于材料本身導(dǎo)熱的傳熱效率較低，容易造成熱量在結(jié)構(gòu)內(nèi)部的聚集。從圖8(b)和圖9(b)可見，高溫合金前緣結(jié)構(gòu)未使用熱管時(shí)的熱流密度最大值位置并不在駐點(diǎn)附近，而是在彎曲段到平直段的過渡區(qū)域，這是由于熱量沿翼面結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)所致。采用熱管后，由于熱量主要借助熱管中工質(zhì)蒸氣從熱端到冷端傳遞，而且工質(zhì)相變時(shí)汽化潛熱大，傳熱效率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于合金材料導(dǎo)熱效率，故大部分熱量由熱管傳導(dǎo)出去，不再沿結(jié)構(gòu)內(nèi)部傳導(dǎo)，前緣本體不會(huì)聚集太多熱量。使用熱管后，熱流密度最大值位置均出現(xiàn)在前緣靠近駐點(diǎn)區(qū)域的內(nèi)表面附近，也就是熱管蒸發(fā)段位置，避免了熱量在結(jié)構(gòu)內(nèi)部的傳導(dǎo)和積聚。熱管良好的等溫性使得前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)表面基本處于等溫狀態(tài)，整個(gè)翼面結(jié)構(gòu)僅在駐點(diǎn)附近存在較小的溫度梯度。

從圖8(c)和圖9(c)可以看出，前緣結(jié)構(gòu)采用Inconel 625 時(shí)結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為105.3 MPa，采用Cb-752時(shí)結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為10.7 MPa，均出現(xiàn)在駐點(diǎn)位置，此時(shí)駐點(diǎn)附近的最大溫度分別為700 ℃和680 ℃。在相應(yīng)溫度下，Inconel 625 的屈服強(qiáng)度為470 MPa，Cb-752 為260 MPa，于是可以分別計(jì)算各自結(jié)構(gòu)安全系數(shù)為：nIncone1625=4.5，nCb-752=20.5?？梢姸呔哂泻芨叩陌踩６?，尤其是Cb-752 結(jié)構(gòu)安全裕度更高?？紤]到鎳基合金在工作溫度下的比強(qiáng)度高于鈮基合金，故前緣采用鎳基合金較為合適。

表1列出了馬赫數(shù)為5～8 時(shí)，兩種材料的翼面前緣結(jié)構(gòu)的安全系數(shù)。從表中可以看到在馬赫數(shù)為5 和6 的情況下，兩種材料的前緣結(jié)構(gòu)均具有較高的安全裕度；但當(dāng)Ma＞6 時(shí)，高溫將導(dǎo)致鎳基 合金屈服強(qiáng)度急劇下降，使得結(jié)構(gòu)安全系數(shù)降低到小于1 的水平，鎳基合金已不再適用。鈮基合金在高于1000 ℃時(shí)仍能保持較高的屈服強(qiáng)度，當(dāng)Ma=8時(shí)，結(jié)構(gòu)安全系數(shù)為3.5，結(jié)構(gòu)仍然安全可靠。因此可以得出以下結(jié)論：在Ma≤6 的情況下，翼面前緣結(jié)構(gòu)使用鎳基合金較為合適；而在Ma＞6 的情況，前緣結(jié)構(gòu)應(yīng)該選用鈮基合金材料。

表1 兩種材料的翼面前緣結(jié)構(gòu)的安全系數(shù)Table 1 Structure safety factors of the leading edge

為了說明熱管式熱防護(hù)方案的效率，圖10給出了翼面前緣材料選用Cb-752、飛行馬赫數(shù)為5～8、熱管使用與否兩種情況下，沿翼面前緣外表面的溫度分布曲線。

圖10 不同馬赫數(shù)下Cb-752 翼面前緣外表面溫度分布Fig.10 Temperature distribution along the central line of outer surface on the Cb-752 leading edge under different Mach numbers

從圖10可以看出：未使用熱管時(shí)，整個(gè)翼面前緣的溫度從駐點(diǎn)向后方迅速降低，如Ma=8 時(shí)駐點(diǎn)峰值溫度已高達(dá)1600 ℃，而后方溫度只有不到950 ℃；使用熱管后，前緣駐點(diǎn)峰值溫度明顯降低，Ma=8 時(shí)降低了30%，駐點(diǎn)峰值溫度低于1150 ℃；同時(shí)翼面后方區(qū)域溫度有所提高，基本都處于1050 ℃左右。在馬赫數(shù)為5～8 時(shí)，熱管對(duì)翼面前緣的降溫效果見表2?？梢钥闯觯弘S著馬赫數(shù)的增大，翼面前緣峰值溫度的降幅由23%逐漸增大到31%；結(jié)構(gòu)溫差降幅略有下降，但仍保持在90%以上。

表2 熱管對(duì)翼面前緣的降溫效果Table 2 Cooling effects of the heat pipes on the leading edge

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)高超聲速飛行器翼面前緣設(shè)計(jì)了一種基于熱管的半主動(dòng)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)方案并對(duì)其進(jìn)行了計(jì)算分析。分析結(jié)果表明：當(dāng)馬赫數(shù)為5～8 時(shí)，采用熱管可以將前緣結(jié)構(gòu)的峰值溫度降低23%～31%，且Ma越高，前緣峰值溫度降幅越大。更為重要的是，使用熱管可以降低翼面結(jié)構(gòu)溫差90%以上，從而極大地減小由于溫差而導(dǎo)致的熱應(yīng)變和內(nèi)部應(yīng)力，保證結(jié)構(gòu)具有較大的安全系數(shù)，并且有助于降低結(jié)構(gòu)重量。因此，將基于熱管的半主動(dòng)金屬熱防護(hù)系統(tǒng)應(yīng)用于高超聲速飛行器翼面前緣可以真正實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)防熱一體化，獲得良好的防熱和減重效果。

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