朱 超, 陳德江, 周 瑋, 杜百合, 姚 峰

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速所, 四川 綿陽 621000)

電弧風洞CO2介質(zhì)運行分析

朱 超, 陳德江, 周 瑋, 杜百合, 姚 峰

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速所, 四川 綿陽 621000)

為開展金星和火星探測器地面防熱試驗研究，通過對CO2氣體平衡成分分析、噴管流場計算和風洞運行能力分析，評估了電弧風洞模擬探測器進入CO2大氣環(huán)境時的防熱試驗?zāi)芰ΑＪ紫炔捎闷胶獬?shù)法計算分析CO2氣體在不同溫度和壓力下的平衡成分，接著利用一維等熵理想氣體模型分析噴管內(nèi)平衡流和凍結(jié)流2種流態(tài)下的流場參數(shù)，最后計算CO2介質(zhì)運行時噴管出口的駐點參數(shù)，評估駐點壓力和駐點熱流的包絡(luò)性能。結(jié)果表明：電弧風洞CO2介質(zhì)運行時氣流在加熱器內(nèi)含碳量高達30%，并可能在水冷壁上沉積，降低設(shè)備絕緣性能和換熱效率，給設(shè)備安全運行帶來隱患；在平衡流和凍結(jié)流2種流態(tài)下，噴管出口氣流中均含有CO和O2，且CO含量高達50%，為保護下游的真空設(shè)備和人員安全，防止反應(yīng)生成的CO濃度達到爆炸極限，給出了在擴壓器補充惰性氣體鈍化的初步方案。

電弧風洞；CO2大氣環(huán)境；金星探測；火星探測

0 引 言

在太陽系中，金星和火星是距地球最近的2個行星，并且大氣環(huán)境條件與地球的大氣環(huán)境條件最為相似，是國際上深空探測計劃的最佳目標。至今，人類共發(fā)射了41顆金星探測器，39顆火星探測器，近年x來又掀起了深空探測的熱潮。金星表面被稠密濃厚的CO2大氣層包圍，表面大氣壓力是地球的95.6倍;火星大氣主要由稀薄的CO2組成，平均大氣密度為地球的1%，表面大氣壓力接近600Pa。像再入地球一樣，探測器進入金星和火星時也將經(jīng)歷嚴酷的氣動加熱，熱防護問題是探測器設(shè)計的重要課題。

針對金星和火星進入器防熱試驗特點，國外采用電弧加熱設(shè)備以CO2為工作介質(zhì)對防熱材料的燒蝕性能進行了大量試驗研究。20世紀60年代，GE公司的5MW電弧設(shè)備和MDC中心的電弧設(shè)備采用CO2和N2混合氣體，對ESM系列硅基低密度燒蝕材料進行了駐點燒蝕和剪切燒蝕試驗[1]。21世紀初，法國EADS-ST的SIMOUN電弧風洞，分別采用CO2和空氣介質(zhì)對Norcoat-Liege燒蝕防熱材料進行了對比考核試驗[2]。近年來，意大利70MW電弧風洞也為實施深空探測計劃擬對設(shè)備進行CO2介質(zhì)運行改造，并評估分析了可行性，評估結(jié)果表明電弧風洞CO2介質(zhì)運行時會在加熱器內(nèi)部積碳，建議短時間運行后檢修加熱器[3-6]。德國的感應(yīng)加熱等離子風洞IPG4[7]、美國蘭利宇航中心的高超聲速材料環(huán)境測試系統(tǒng)HYMETS[8]和美國約翰遜宇航中心的電弧風洞[9]CO2介質(zhì)運行經(jīng)驗表明，為避免產(chǎn)生的CO和O2達到爆炸極限，采用惰性氣體鈍化以確保設(shè)備和人員安全，為降低積碳對設(shè)備的安全影響，定期清理發(fā)生器的內(nèi)壁。

國內(nèi)現(xiàn)有防熱材料在CO2介質(zhì)中的燒蝕、熱結(jié)構(gòu)、熱密封和熱匹配特性等方面研究均處于起步階段，能否滿足深空探測熱防護需求，需在電弧風洞上開展大量的試驗研究[10-11]。而目前國內(nèi)發(fā)展的電弧風洞設(shè)備和相關(guān)試驗技術(shù)主要用于空氣介質(zhì)[12-13]，基本不具備CO2介質(zhì)運行能力，將介質(zhì)更換為CO2后，對設(shè)備安全和設(shè)備性能會帶來哪些影響，需提前做好評估分析。因此，本文從理論計算的角度分析了電弧風洞CO2介質(zhì)運行對設(shè)備安全和設(shè)備性能的影響，分為3部分：首先利用熱化學模型計算不同溫度和壓力下化學平衡和熱平衡條件下的氣體成分；采用一維等熵理想氣體模型，計算平衡流和凍結(jié)流2種狀態(tài)下噴管流場情況；依據(jù)電弧風洞空氣介質(zhì)運行的總壓和總焓關(guān)系，通過對駐點熱流和駐點壓力的計算，初步評估CO2介質(zhì)運行的設(shè)備性能。

1 幾個基本假設(shè)

下文在進行氣體成分分析、噴管流場計算以及風洞運行能力評估時，基于以下幾個基本假設(shè)：

(1) 氣體成分分析時，假設(shè)氣體處于化學平衡和熱力學平衡狀態(tài)；

(2) 噴管流場計算時，假設(shè)加熱器內(nèi)氣流處于化學平衡和熱力學平衡狀態(tài)，氣流在噴管內(nèi)為一維等熵流；

(3) 風洞運行能力評估時，假設(shè)電弧電流和氣體質(zhì)量流量相同，分別采用空氣與CO2介質(zhì)運行時，二者得到的氣流總壓和總焓相同。

2 氣體平衡成分分析

2.1 計算方法

電弧風洞運行時，電弧弧柱區(qū)氣流溫度達上萬度，CO2介質(zhì)運行時氣體的主要組分為CO2、CO、O2、O、C、C+、O+和e-，在進行氣體平衡成分分析時采用以上8組元模型。平衡常數(shù)法[14]和最小自由能法[15-16]是氣體平衡成分分析時最常用的計算方法，本文采用平衡常數(shù)法計算。8組分的分壓pCO2、pCO、pO2、pO、pC、pC+、pO+和pe-分別滿足物質(zhì)守恒方程：

(1)

(2)

式中：Mg0和Mg分別為標準狀態(tài)下和高溫下CO2氣體的摩爾質(zhì)量，kg/mol。

壓力方程：

(3)

電荷守恒方程：

(4)

解離方程：

CO2=CO+0.5O2

CO=C+O

O2=2O

由化學熱力學質(zhì)量作用定律，以上化學反應(yīng)的解離方程(即平衡常數(shù)方程)如下所示：

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

化學平衡常數(shù):

(10)

根據(jù)以上非線性代數(shù)方程可以求解出8組分分壓和高溫氣體的摩爾質(zhì)量9個未知數(shù)。

2.2 熱力學數(shù)據(jù)

氣體平衡成分計算時，各組元的熱力學參數(shù)采用美國NASA GLENN中心2014年公布的數(shù)據(jù)，溫度范圍200～20000K[17]，擬合公式為

(11)

+a4T/2+a5T2/3+a6T3/4

(12)

+a4T+a5T2/2+a6T3/3

(13)

2.3 氣體平衡成分分析

電弧風洞運行時總壓高達數(shù)兆帕，噴管出口壓力低至幾十帕，因此對壓力分別為100Pa、0.1MPa和10MPa 3個典型狀態(tài)在200～20000K溫度范圍內(nèi)氣體的平衡成分進行了計算。圖1實線為本文采用平衡常數(shù)法計算的各組分摩爾含量，圖1離散點為NASA GLENN中心采用CHEMICAL EQUILIBRIUM ROGRAM CEA2[18]的計算結(jié)果，本文采用平衡參數(shù)法計算的氣體成分與GLENN中心采用最小自由能法計算結(jié)果一致。

圖1表明，氣體的平衡成分隨溫度變化靈敏，隨壓力變化遲鈍。溫度越高，氣體成分變化越劇烈；高壓下解離反應(yīng)在較高溫度才發(fā)生，壓力升高曲線右移。隨溫度變化氣體組分出現(xiàn)4個區(qū)域：低溫高壓下，只有CO2氣體；溫度升高，分子間碰撞加劇引起CO2解離，產(chǎn)生CO和O2；溫度繼續(xù)升高，分子解離成原子，產(chǎn)生C和O原子；當溫度高到可使原子電離時，高溫氣體變成等離子體，由C+、O+和e-組成。

圖1(a)為壓力100Pa，不同溫度范圍內(nèi)氣體的平衡成分，CO的摩爾含量在2000～5000K溫度范圍內(nèi)已達50%，在試驗段和真空系統(tǒng)中可能出現(xiàn)大量的易爆和有毒CO氣體，這對真空系統(tǒng)運行和人員安全是一個極大的威脅。圖1(b)和1(c)為電弧加熱器內(nèi)部氣體平衡成分，C的摩爾含量在溫度高于5000K時達30%，極可能在風洞內(nèi)的水冷壁上沉積。當CO2氣體流量1kg/s，運行時間100s時，產(chǎn)生的積碳量可能高達8kg，這將大幅降低絕緣部件的絕緣性能和水冷部件的換熱效率，嚴重影響設(shè)備的安全運行，在風洞改造和設(shè)備運行時必須引起足夠重視。

(a) 100Pa

(b) 0.1MPa

(c) 10MPa

3 噴管流場一維等熵計算

采用圖2所示的模型計算噴管流場參數(shù)，氣流在噴管內(nèi)流動滿足焓方程和熵方程，即

(14)

(15)

式中:下標0和1分別代表加熱器和噴管內(nèi)氣流參數(shù)。

(16)

式中:

(17)

(18)

(19)

(20)

(21)

計算時首先根據(jù)加熱器出口氣流總焓和總壓確定氣流的熵，然后假定膨脹到給定馬赫數(shù)的氣體溫度和壓力，通過迭代直到氣體的總焓和熵與加熱器的值相等[19]，再計算出對應(yīng)溫度和壓力下氣體的比熱比，結(jié)合氣流馬赫數(shù)計算噴管的面積比，最后找到噴管上對應(yīng)的位置。

Fig.2 Model of nozzle in arc-heated wind-tunnel for one dimensional computation

錐形噴管出入口和喉道尺寸分別為Φ600、Φ100和Φ60mm，喉道處為坐標原點，噴管出口方向為正。選用電弧風洞的1個典型狀態(tài)進行計算(總壓0.5MPa，總焓10MJ/kg)，計算了噴管內(nèi)分別是平衡流和凍結(jié)流時的氣流參數(shù)，凍結(jié)流時假定在喉道處開始凍結(jié)。圖3給出了氣流馬赫數(shù)、密度、溫度和速度隨噴管位置的變化關(guān)系，其中后綴E和F分別代表平衡流和凍結(jié)流數(shù)據(jù)。圖3表明平衡流和凍結(jié)流2種流態(tài)下氣流參數(shù)具有相似的變化趨勢：沿噴管擴張方向，氣流馬赫數(shù)和速度逐漸增大，溫度和密度逐漸降低。噴管內(nèi)為凍結(jié)流時氣流的馬赫數(shù)和速度比平衡流大，而密度和溫度低。

(b) 氣流溫度和速度

圖4為噴管內(nèi)氣流各組分隨位置的變化關(guān)系。隨噴管的擴張，平衡流態(tài)下氧原子復合，濃度下降，氧氣和二氧化碳濃度增加，反應(yīng)時放出熱量使氣流溫度升高，而凍結(jié)流態(tài)下因來不及反應(yīng)，氣流組分不發(fā)生變化，因此凍結(jié)流態(tài)下比平衡流態(tài)下氣流溫度低而速度高。

圖4還表明，無論氣流在噴管內(nèi)是平衡流還是凍結(jié)流，噴管出口位置處均含有CO和O2，且CO含量高達50%。CO具有12.5%～74%的爆炸極限，為了保護下游的人員和真空設(shè)備安全，在不影響試驗流場的前提下，擬在擴壓器處通入惰性氣體(如N2)對CO進行鈍化，防止產(chǎn)生的CO到達爆炸極限。德國感應(yīng)加熱設(shè)備IPG4通過假設(shè)CO2完全解離成CO評估了加熱器通入1kg/s的CO2氣體，需補充5.4kg/s的N2才能保證設(shè)備安全[7]。

(a) 平衡流

(b) 凍結(jié)流

4 風洞運行能力分析

圖5為電弧風洞配置Φ600mm噴管采用空氣介質(zhì)運行時總壓與總焓的性能曲線，該性能曲線與輸入到電弧加熱器的氣體流量和電流以及加熱效率有關(guān)。為了估算電弧風洞CO2介質(zhì)運行性能，忽略加熱效率的影響，當輸入條件相同時，輸出結(jié)果與空氣介質(zhì)相同，因此計算時采用圖5的總壓總焓性能曲線作為輸入條件。根據(jù)火星微探測器研究結(jié)果[20]，電弧風洞CO2介質(zhì)運行時駐點熱流計算公式為

(22)

式中：Hs為氣流的駐點焓；HW為壁面焓；ρ為氣流密度；U為氣流速度；Rn為探針的球頭半徑，取50mm。

圖6為電弧風洞采用CO2介質(zhì)運行時駐點壓力和駐點熱流的關(guān)系曲線，藍色實方框和紅色實圓圈分別對應(yīng)平衡流和凍結(jié)流。平衡流時，駐點壓力和駐點熱流的包絡(luò)范圍更大，具備高駐點壓力和駐點熱流的運行能力；凍結(jié)流時，駐點壓力和駐點熱流的包絡(luò)范圍狹窄，具備低駐點壓力和駐點熱流的運行能力。

圖5 總壓和總焓關(guān)系曲線

Fig.5 The relationship between total pressure and enthalpy on arc-heated wind-tunnel

圖6 駐點壓力和駐點熱流的關(guān)系曲線

Fig.6 The relationship between pressures and flux of flow at the stagnation point in the exit of nozzle

5 結(jié) 論

為開展金星和火星探測器防熱試驗研究，通過對CO2氣體平衡成分分析、噴管流場計算和風洞運行能力分析，評估分析了電弧風洞CO2介質(zhì)運行性能。采用平衡常數(shù)法計算了CO2氣體在不同溫度和壓力下的平衡成分，計算結(jié)果與NASA GLENN中心最小自由能法計算結(jié)果一致。主要結(jié)論如下：

(1) 電弧加熱器內(nèi)氣體成分分析結(jié)果表明，氣流溫度高于5000K時含碳量達30%，并可能在內(nèi)水冷壁上積碳，大幅降低絕緣部件的絕緣性能和水冷部件的換熱效率，給設(shè)備安全運行帶來隱患；

(2) 噴管內(nèi)氣流的馬赫數(shù)和速度在凍結(jié)流時比平衡流大，而密度和溫度低；兩種流態(tài)下噴管出口均含有CO和O2，且CO含量高達50%，為保護下游的人員和真空設(shè)備安全，需采用合理方案對其處理；

(3) 計算給出了電弧風洞CO2介質(zhì)運行時駐點壓力和駐點熱流的性能包絡(luò)曲線。

[1] Hiltz A A, Orence D E F, Lowe D L. Selection, development and characterization of a thermal protection system for a Mars entry vehicle[C]. AIAA/ASME 9thStructures Structural Dynamics and Materials Conference, Palm Springs California, April 1-3,1968.

[2] Bouilly J M, Bonnefond F, Dariol L, et al. Ablative thermal protection systems for entry in Mars atmosphere, A presentation of materials solutions and testing capabilities[C]. The 4th International Planetary Probe Workshop, Pasadena California, June 27-30, 2006.

[3] Filippis F D, Vecchio A D, Martucci A. 70MW plasma wind tunnel upgrades for ESA AURORA TPS testing[C]. The 4th International Planetary Probe Workshop, Pasadena California, June 27-30, 2006.

[4] Caristia S, Filippis F D, Purpura C, et al. Evaluation and improvement of the SCIROCCO facility for simulation of CO2plasma in case of Mars and Venus entry[C]. The 3rd International Planetary Probe Workshop, Anavyssos Attica Greece, June 27-July 1, 2005.

[5] Marieu V, Reynier P, Marraffa L. Evaluation of SCIROCCO plasma wind tunnel: capabilities for entry simulations in CO2atmospheres[J]. Acta Astronautica, 61(2007): 604-616.

[6] Votta R, Marini M, Filippis F D, et al. Test design and feasibility analysis of ExoMars supersonic parachute test in “Scirocco” upgraded facility[C]. The 16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2009.

[7] Herdrich G, Auweter-Kurtz M, Endlich P. Mars reentry simulation using the inductively heated plasma generator IPG4[C]. The 35thAIAA Thermophysics Conference. Naheim CA,June 11-14, 2001.

[8] Scott C S, Kim S B, Jeffrey G G, et al. Comparative measurements of earth and martian entry environments in the NASA langley HYMETS facility[C]. The 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando, Florida, January, 2011.

[9] Steven D P, Leonard S, Brian S. The development of a CO2test capability in the NASA JSC arc jet for mars entry simulation[C]. The 8th International Planetary Probe Workshop. Portsmouth, VA, June 6-10, 2011.

[10] 王筠, 楊云華, 馮志海. 深空探測用熱防護材料的現(xiàn)狀及發(fā)展方向[J]. 宇航材料工藝, 2013, 43(5): 1-10.

Wang Yun, Yang Yunhua, Feng Zhihai. Current status and further trend of thermal protection materials for deep space exploration[J]. Aerospace Materials & Technology, 2013, 43(5):1-10.

[11] 張友華, 陳連忠, 張嘉祥, 等. 火星科學實驗室進入艙防熱材料的發(fā)展及相關(guān)氣動熱試驗[J]. 宇航材料工藝, 2012, 42(6):1-11. Zhang Youhua, Chen Lianzhong, Zhang Jiaxiang, et al. Thermal protective materials development and correlative aeroheating tests for MSL entry capsule[J]. Aerospace Materials & Technology, 2012, 42(6):1-11.

[12] 朱超, 姚峰, 陳德江, 等. 電弧風洞真空氬氣起弧技術(shù)研究[J]. 實驗流體力學, 2014, 28(2): 69-72.

Zhu Chao, Yao Feng, Chen Dejiang, et al. Auto-ignition investigation with low-pressure argon stream for arc heated wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(2): 69-72.

[13] 陳連忠, 歐東斌. 高溫熱管在熱防護中應(yīng)用初探[J]. 實驗流體力學, 2010, 24(1): 51-54.

Chen Lianzhong, Ou Dongbin. Elementary research on the application of high temperature heat-pipe to the thermal protection[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2010, 24(1): 51-54.

[14] Prabhu R K, Erickson W D. A rapid method for computation of equilibrium chemical composition of air to 15000K[R]. NASA technical paper 2792,1988.

[15] Gupta R N, Lee K P, Thompson R A. Calculations and curve fits of thermodynamics and transport properties for equilibrium air to 30000K[R]. NASA reference publication 1260,1991.

[16] Henderson S, Menart J, Wolff M. Equilibrium properties of high temperature air for a range of pressures[C]. The 35th AIAA Plasmadynamics and Lasers Conference. Portland Oregon, June 28-July 1, 2004.

[17] NASA thermobuild website[OL]. http://www.cea.grc.nasa.gov.(2014)

[18] Chemical Equilibrium with Applications[OL]. http://cearun.grc.nasa.gov.(2014)

[19] 范作民, 傅巽權(quán). 熱力過程計算與燃氣表[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 1987: 156-158.

Fan Zuomin, Fu Xunquan. Thermal process calculate and flue gas properties table[M]. Beijing: National Defence of Industry Press, 1987: 156-158.

[20] Garcia V R, Marraffa L, Scoon G. Mars mini-probes, elements of aerothermodynamics and entry trajectories[C]//Proceedings of 3rd European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles. Noordwijk Netherlands, Nov, 1998.

(編輯：楊 娟)

Evaluation of arc-heated wind-tunnel operation in CO2atmosphere

Zhu Chao, Chen Dejiang, Zhou Wei, Du Baihe, Yao Feng

(Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The main interest of this study is to investigate the performance of the arc-heated wind tunnel using CO2as the test gas in order to develop heat shield materials for entering Venus and Mars atmospheres which are mainly composed of CO2. Firstly, the mixture composition equilibrium of the CO2atmospheres for a range of temperatures and pressures has been studied via the equilibrium constant method. Then, numerical simulations of the flow along the facility nozzle have been performed using a one-dimensional isentropic method with and without freezing. The stagnation point parameters at the exit of the nozzle and theoretical performance map of the arc-heated wind tunnel with CO2atmospheres have been calculated with one-dimensional method at the equilibrium with and without freezing, based on air envelope and neglecting the effect of arc-heater efficiency. It indicates that since the mole fraction of carbon in the arc-heated flow is as high as 30%, a large amount of carbon can be deposited onto the inside of the arc-heated wind tunnel, which can reduce the performance of insulation and heat conduction. There is a large amount of explosive gas CO at the exit of the nozzle no matter whether the flow is freezing or not, whose mole fraction can be as high as 50%. Therefore, it is suggested that all tests in the arc-heated wind tunnel for the simulation of CO2atmospheres should be carried out using an additional injection gas such of N2in the diffuser to deactivate the produced CO in order to protect the vacuum pump system and ensure the safety of people.

arc-heated wind-tunnel;CO2atmospheres;Venus exploration;Mars exploration

1672-9897(2015)01-0031-06

10.11729/syltlx20140019

2014-02-28;

2014-04-29

ZhuC,ChenDJ,ZhouW,etal.Evaluationofarc-heatedwind-tunneloperationinCO2atmosphere.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 31-36. 朱 超, 陳德江, 周 瑋, 等. 電弧風洞CO2介質(zhì)運行分析. 實驗流體力學, 2015, 29(1): 31-36.

V211.72

A

朱 超(1983-)，男，陜西漢中人，助理研究員。研究方向：氣動熱防護地面模擬試驗研究。通信地址：四川綿陽211信箱5分箱(621000)。E-mail: zcxjtu@gmail.com