超高溫熱管的熱防護試驗驗證與數(shù)值分析

初　敏，陳思員，胡龍飛，韓海濤，陳　亮，艾邦成

(中國航天空氣動力技術研究院， 北京　100074)

吸氣式巡航高超聲速飛行器在臨近空間內長時間高速飛行，其頭部尖銳前緣氣動加熱極為嚴重，為保持高升阻比的氣動外形，必須采用非燒蝕熱防護技術。疏導式熱防護是一種半主動式的非燒蝕熱防護技術，通過金屬高溫熱管或高導熱材料，可實現(xiàn)熱量由高溫區(qū)向低溫區(qū)的快速傳遞，降低結構的整體溫差，并將前緣駐點溫度大幅降低至防熱材料承受的范圍內。依托于現(xiàn)有材料體系，在不需要額外復雜冷卻系統(tǒng)的基礎上，疏導式熱防護技術可擴大材料本身的應用范圍，在前緣防熱中具有明顯優(yōu)勢。

X-43A曾在其機體前緣、水平翼處采用高導熱的碳纖維進行結構的編織設計[1]，但在長時間飛行及可重復使用需求下，以C-C等復合材料為主的高導熱材料還需要進行抗氧化方面的進一步研究。美國在20世紀70年代就開始了金屬高溫熱管應用于前緣防熱的研究[2-3]。Thermacore公司發(fā)展了針對前緣部位的難熔合金高溫熱管技術，并于2014年宣布在NASA Ames中心的電弧風洞完成了前緣熱管組件的試驗驗證，模擬Ma5-20下的狀態(tài)。蘭利研究中心[4]將Mo-Re金屬高溫熱管嵌入C-C材料翼前緣中，試驗表明前緣溫度由2400℃降至1700℃。弗吉尼亞大學[5]開展了尖前緣一體化熱管結構的設計，提出了鎳基合金-納工質、鈮合金-鋰工質、鉬合金-鋰工質3種適應于不同飛行狀態(tài)的熱管殼體材料和工質組合。中國航天空氣動力技術研究院對疏導式熱防護技術的機理及應用進行了詳細的梳理分析[6-8]。國防科學技術大學[9]、清華大學[10]、西北工業(yè)大學[11]等采用數(shù)值分析方法對高溫熱管的防熱機理及性能進行過分析，均認為高溫熱管具有良好的防熱效果。

本研究針對較高飛行狀態(tài)，采用鈮合金-鋰工質超高溫熱管(一般認為使用溫度超過1 200 ℃為超高溫熱管[6,12])進行飛行器前緣的防熱，開展了國內首次針對該型熱管的尖前緣結構風洞考核試驗，并通過數(shù)值方法對其在不同飛行狀態(tài)下的傳熱能力進行分析。

1　尖前緣結構電弧風洞考核試驗

為應用于更高飛行狀態(tài)，需要更小的前緣半徑，因此采用腔體式熱管前緣結構，如圖1所示，未采用文獻[9]所示的V型熱管前緣結構。熱管殼體為鈮合金材料，表面涂有抗氧化涂層，腔體內部設置有加強結構，內部工質為鋰金屬。熱管殼體尺寸250 mm×80 mm，前緣半徑2.5 mm，殼體壁厚 2 mm，半邊擴張角7°。

通過地面電弧風洞試驗設備，開展國內首次鈮合金-鋰工質超高溫熱管前緣結構的熱考核試驗。試驗在中國航天空氣動力技術研究院的FD04電弧風洞中進行，該風洞主要由電弧加熱器、超聲速噴管、試驗段、真空系統(tǒng)等組成。氣流經電弧加熱器加熱后，由噴管膨脹加速，形成高溫、高速氣流，可模擬各類高速飛行器的氣動熱環(huán)境，進行防熱材料及防熱結構的熱考核。風洞試驗過程中，來流總焓6 MJ/kg，駐點熱流7.7 MW/m2，試驗總時長為1 000 s。在距離前緣駐點20 mm位置處，進行單點的紅外測溫，在尾部蓋板位置處，布置6個K型熱電偶測點。

對采用超高溫熱管的疏導前緣結構、無熱管的非疏導前緣結構分別開展了試驗，圖 2為風洞紅外成像照片，左側為非疏導結構件，右側為疏導結構件。由圖可見，非疏導結構的熱量集中于頭部，后部溫度較低。過高的頭部溫度，使得非疏導結構在試驗過程中發(fā)生了如圖所示的熱破壞。而疏導結構依靠超高溫熱管的快速傳熱能力，將頭部熱量傳輸至后部，使得頭部溫度降低，后部溫度升高，從而使結構整體均溫性較好，在試驗過程中始終保持完好。試驗結果表明，鈮合金-鋰工質超高溫熱管可有效地用于尖前緣結構的熱防護中，依靠熱管的快速傳熱能力，可顯著提升尖前緣結構的防熱安全性。加熱至穩(wěn)定狀態(tài)后，疏導前緣結構距駐點 20 mm處的紅外測量溫度為1 100 ℃，尾蓋板處熱電偶測點的溫度集中在800～850 ℃。試驗過程中，試驗件尾部由夾具固定，夾具由水冷卻，導致尾蓋板溫度比實際情況偏低。

2　尖前緣結構冷卻效果數(shù)值分析

由于風洞試驗準備周期長且費用較高，為了進一步分析鈮合金-鋰工質超高溫熱管對尖前緣結構的冷卻效果，采用有限元數(shù)值方法開展不同飛行狀態(tài)下的三維傳熱分析。

高溫熱管可分為外部殼體和內部蒸汽腔，腔體內涉及到工質的蒸發(fā)、冷凝、氣態(tài)輸運、液態(tài)回流等物理過程，非常復雜。實際上當熱管啟動并達到正常工作狀態(tài)后，通過內部工質可以快速的將熱量由頭部高溫區(qū)傳至后部低溫區(qū)，實現(xiàn)結構等溫化，因此可將啟動后的熱管內部腔體看作具有高導熱率的固體介質來處理，以簡化計算過程。

2.1　超高溫熱管等效導熱率分析

熱管結構、內部工質及制備工藝等方面的不同，會導致熱管腔體的等效導熱率有所不同，因此，首先需要通過計算與試驗結果的對比，給出當前鈮合金-鋰工質超高溫熱管等效導熱率的值。

由氣動加熱快速工程算法模擬風洞試驗前緣結構的表面熱環(huán)境分布，如圖 3所示，最高熱流7.4 MW/m2，與風洞試驗狀態(tài)接近。

通過數(shù)值計算，對比了不同等效導熱率下的疏導前緣結構溫度分布，圖4給出了前緣駐點最高溫度、距駐點20 mm位置處溫度以及尾蓋板最低溫度結果?？梢?，等效導熱率為1 500 W/mK時，距駐點20 mm處的溫度計算結果為1 372 K，與風洞試驗測量結果符合較好。即當前結構件在熱管啟動后，內部工質的傳熱效率相當于等效導熱率為 1 500 W/mK的固體介質。熱管的等效導熱率越高，結構的最高溫度和最低溫度越接近，即結構的等溫性越好。等效導熱率大于1 000 W/mK后，等效導熱率的增大對結構溫度的影響不再明顯,圖4中：Tmax為結構最高溫度、T20 mm為距前緣駐點20 mm處溫度、Tmin為結構最低溫度。

結構的溫度分布如圖5所示，左圖為非疏導結構，右圖為等效導熱率1 500 W/mK的疏導結構。由圖可見，非疏導結構的前緣駐點溫度高達2 200 K，而疏導結構僅1 750 K，實現(xiàn)了前緣駐點450 K的疏導降溫，同時疏導結構的尾部溫度也比非疏導結構高約150 K，使得疏導結構的整體均溫性明顯好于非疏導結構。由于計算沒有考慮試驗件尾部夾具的影響，計算得到的尾蓋板溫度高于風洞試驗測量結果。

2.2　尖前緣結構冷卻效果分析

假設高超聲速飛行器飛行高度30 km，飛行馬赫數(shù)7～10，使用氣動加熱快速工程算法給出馬赫數(shù)分別為7、8、9、10時的前緣結構表面熱環(huán)境分布，駐點最高熱流分別為2.9、4.43、6.42、8.93 MW/m2，如圖6所示。

令疏導結構件的等效導熱率λe為1 500 W/mK，采用上述數(shù)值方法，對比了有/無疏導情況下的前緣結構溫度分布情況。圖7～圖10分別為馬赫數(shù)7、8、9、10的尖前緣表面溫度分布云圖，明顯可見疏導結構的均溫性更好，最大溫差更小。

圖11為30 km馬赫數(shù)7～10下的尖前緣結構表面最高溫度和結構最大溫差的統(tǒng)計結果?？芍?，飛行馬赫數(shù)為7、8、9、10時，疏導結構的最高溫度相比非疏導模型分別下降了279、326、384、426 K，結構整體最大溫差分別減小了384、458、533、590 K。通過結果統(tǒng)計可以看出，在不同飛行狀態(tài)下，當前鈮合金-鋰工質超高溫熱管可以使結構件的最高溫度均下降19%左右，且飛行狀態(tài)越高，最大溫差降低值越大，疏導的效果越明顯。鈮合金-鋰工質超高溫熱管的使用，可以顯著降低前緣結構的最高溫度，減小表面溫差，從而降低熱應力，使鈮合金材質的前緣結構可應用于更高飛行馬赫數(shù)下。圖11中：Nb為鈮合金非疏導前緣結構，Nb-Li Heat Pipe為鈮合金-鋰工質超高溫熱管疏導前緣結構。

3　結論

1) 鈮合金-鋰工質超高溫熱管在來流總焓6MJ/kg、駐點熱流7.7 MW/m2的加熱條件下，可保證尖前緣結構的防熱安全，顯著提升鈮合金材質的使用范圍，使鈮合金材質的尖前緣結構可應用于更高飛行狀態(tài)。

2) 鈮合金-鋰工質超高溫熱管在當前結構尺寸、工質材質及制備工藝下，其等效導熱率可達到1 500 W/mK。

3) 采用鈮合金-鋰工質超高溫熱管的尖前緣疏導結構，在30 km高度下，飛行馬赫數(shù)分別為7、8、9、10時，其駐點最高溫度均下降了19%左右，結構整體最大溫差明顯下降，可顯著降低結構熱應力，提高防熱安全性。

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