夏吝時，楊凱威，孔維宣，景昭，鄒樣輝，楊馳

金屬尖化前緣模型主動式熱疏導(dǎo)性能試驗(yàn)研究

夏吝時，楊凱威，孔維宣，景昭，鄒樣輝，楊馳

（北京航天長征飛行器研究所 高超聲速飛行器防隔熱技術(shù)中心，北京100076）

為了更好地解決高超聲速飛行器舵、翼前緣及頭錐等氣動熱環(huán)境惡劣區(qū)域的熱防護(hù)問題。采用主動式熱疏導(dǎo)技術(shù)，以高溫液態(tài)合金為工質(zhì)，設(shè)計并制作具有主動式熱疏導(dǎo)功能的尖化前緣金屬試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?5 mm）。根據(jù)模型外尺寸設(shè)計加工一套石英燈仿形加熱器和熱流測試模型，開展地面熱環(huán)境模擬試驗(yàn)。試件在前緣中心溫度530 ℃左右時具有瞬態(tài)啟動特性。前緣中心和大面積中心最大輻射熱流密度分別為1000 kw/m2和580 kw/m2，試件在該環(huán)境中長時間受熱狀態(tài)下仍具有較好的熱疏導(dǎo)能力。試驗(yàn)后試件無工質(zhì)泄漏和結(jié)構(gòu)破壞，具有一定的可重復(fù)使用性?？梢源藷崾鑼?dǎo)方式結(jié)合現(xiàn)有成熟熱防護(hù)技術(shù)進(jìn)一步開展工程設(shè)計與應(yīng)用。

主動式熱疏導(dǎo)；高溫液態(tài)合金；尖化前緣；仿形加熱器

具有高超聲速飛行、高機(jī)動變軌和快速響應(yīng)能力的飛行器在臨近空間長航高速飛行或再入大氣層時，舵、翼前緣及頭錐等局部區(qū)域所經(jīng)受的氣動熱環(huán)境較其他位置更為惡劣，尤其位于飛行器外表面的空氣舵是調(diào)整飛行姿態(tài)和飛行軌跡的重要部件，必須保證其在長時間飛行過程中的氣動維形和結(jié)構(gòu)安全。主動式熱管組合結(jié)構(gòu)和熱疏導(dǎo)概念的提出，能夠快速有效地將熱量從舵、翼前緣及頭錐等氣動加熱嚴(yán)重的高溫區(qū)輸運(yùn)至飛行器背風(fēng)面的大面積低溫區(qū)，在國內(nèi)外已得到廣泛的理論研究和試驗(yàn)驗(yàn)證[1-4]。在此基礎(chǔ)上，通過防熱、熱控及結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計，可在提高低溫區(qū)散熱效果的同時，緩解高溫區(qū)材料和結(jié)構(gòu)的熱承載負(fù)擔(dān)，使高超聲速飛行器的可重復(fù)使用結(jié)構(gòu)防熱一體化技術(shù)有望得以實(shí)現(xiàn)。利用主動式熱疏導(dǎo)技術(shù)與現(xiàn)有成熟飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)相結(jié)合[5]，將具有更高的工程應(yīng)用價值。文中研究使用石英燈仿形加熱器對具有主動式熱疏導(dǎo)功能的金屬尖化前緣模型的熱疏導(dǎo)性能進(jìn)行試驗(yàn)研究。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀晌鼰岫魏蜕岫蝺刹糠纸M成。其中吸熱段為前緣半徑=5mm的尖劈外形，主要受熱區(qū)域?yàn)榧馇熬壍母邷貐^(qū)和大面積低溫區(qū)，材料為代號GH3128的鎢、鉬固溶強(qiáng)化鎳基合金。散熱段為316不銹鋼制作的翅片管結(jié)構(gòu)，如圖1所示。吸熱段和散熱段通過焊接方式連接，內(nèi)部為傳熱工質(zhì)流道。工質(zhì)為高溫液態(tài)合金，其熔點(diǎn)低于室溫，在工作溫度區(qū)域內(nèi)能夠保持液態(tài)單一相態(tài)，且與所選用的壁面材料有較好的相容性。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 試驗(yàn)設(shè)備

該次試驗(yàn)在北京航天長征飛行器研究所固安防隔熱實(shí)驗(yàn)中心的預(yù)試驗(yàn)系統(tǒng)常壓石英燈設(shè)備上進(jìn)行。設(shè)備由模塊化仿形石英燈加熱器、110 kW電功率調(diào)節(jié)器（220 V/500 A）、風(fēng)冷降溫設(shè)備、溫度測量與控制系統(tǒng)[6]組成，如圖2所示。針對金屬模型尖化前緣外形設(shè)計的仿形加熱器內(nèi)部采用特殊燈陣布局[7]，能夠保證試驗(yàn)過程中到達(dá)尖前緣和大面積的輻射熱流密度具有一定的峰值和梯度分布。

為了測量試件表面的輻射熱流密度，按照試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀鼰岫纬叽缭O(shè)計加工了相同外形的熱流測試模型[8]，并在模型表面安裝了若干經(jīng)改良和標(biāo)校過的塞塊式熱流傳感器。熱流測試模型如圖3所示。

圖2 石英燈試驗(yàn)系統(tǒng)

圖3 熱流測試模型照片

3 試驗(yàn)方案

試件安裝采用垂直懸掛方式，加熱面尺寸大于試件受熱面的模塊化仿形加熱器包罩在試件吸熱段外表面。在試驗(yàn)過程中，使用風(fēng)冷降溫設(shè)備對試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕岫说某崞苓M(jìn)行強(qiáng)制風(fēng)冷，實(shí)測風(fēng)速為5 m/s。試驗(yàn)過程中測點(diǎn)位置如圖4所示，其中主要外表面溫度測點(diǎn)位置為：1#位于尖前緣中心，4#位于舵面中心，9#、10#、11#、12#分別為散熱段左、右兩側(cè)管路與吸熱段尾部接口焊縫處，25#、26#、27#、28#位于散熱段左、右管路中間處，37#、38#、39#、40#位于散熱段左、右管路頂部對稱布置。

圖4 測點(diǎn)位置

試驗(yàn)分三個階段開展。第一階段使用熱流測試模型對加熱器熱輸出能力進(jìn)行考核，以尖前緣中心位置熱流傳感器測量值代表前緣峰值熱流密度，以大面積幾何中心位置熱流傳感器測量值代表大面積區(qū)域峰值熱流密度，使用熱流測試模型獲取110 kW電功率調(diào)節(jié)器全工況電壓輸出條件下對應(yīng)的輻射熱流值。第二階段在不確定試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃缚p強(qiáng)度可靠性的情況下，以尖前緣中心處溫度為判據(jù)，對試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行750 ℃左右工況啟動性能摸底測試。第三階段待試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯耆鋮s后，以尖前緣中心輻射熱流密度為標(biāo)準(zhǔn)，開展1000 kW/m2工況熱疏導(dǎo)性能測試。

4 試驗(yàn)與結(jié)果討論

4.1 熱流測量

使用110 kW電功率調(diào)節(jié)器作為模塊化仿形石英燈加熱器的電功率輸入設(shè)備，采用快門式瞬態(tài)熱流測試方法對如圖3所示的熱流測試模型按電壓間隔20 V進(jìn)行了表面輻射熱流測試[9]，獲取了加熱器工作電壓80~180 V的實(shí)測數(shù)據(jù)。對實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行了線性擬合，如圖5所示。利用得到的擬合公式使用插值法得到了電功率調(diào)節(jié)器0~220 V輸出范圍內(nèi)試件表面尖前緣1#和大面積4#測點(diǎn)對應(yīng)位置處的輻射熱流值，如圖6所示。由于石英燈加熱器具有良好的熱環(huán)境加載重復(fù)性，在第二、三階段測試過程中，可依據(jù)對應(yīng)電功率調(diào)節(jié)器輸出電壓獲得相同測點(diǎn)處的溫度和熱流密度對應(yīng)關(guān)系。

圖5 熱流密度-電源電壓實(shí)測值

圖6 熱流密度-電源電壓對應(yīng)關(guān)系

4.2 啟動性能測試

第二階段試驗(yàn)過程中，沒有使用風(fēng)冷降溫設(shè)備，測點(diǎn)采樣率為1 Hz。1#測點(diǎn)在第203 s第一次出現(xiàn)脈動現(xiàn)象，在1000 s之后維持在740 ℃左右，持續(xù)時間大于600 s，各溫度測點(diǎn)隨時間變化的實(shí)測數(shù)據(jù)如圖7所示?？梢钥闯觯诔掷m(xù)受熱狀態(tài)下，吸熱段測點(diǎn)1#和4#溫度明顯高于散熱段各測點(diǎn)，散熱段各測點(diǎn)間溫度較為接近。取試驗(yàn)時刻1250 s測點(diǎn)溫度數(shù)據(jù)（如圖8所示），對照圖4按散熱段測點(diǎn)位置垂直方向低到高順序?qū)⒏髦饕獪y點(diǎn)溫度進(jìn)行對比。數(shù)據(jù)表明，左、右兩管路上溫度變化趨勢相同，溫度值略有偏差，其中最大偏差約30 ℃，出現(xiàn)在左、右兩管路左側(cè)中心位置。說明液態(tài)工質(zhì)達(dá)到啟動溫度后，在左右兩側(cè)翅片散熱管內(nèi)工作正常，較好地將吸熱段獲取的熱量疏導(dǎo)至散熱段。

圖7 溫度-時間實(shí)測值

圖8 左右散熱段溫度分布

從開始加熱的0時刻至203 s為初始階段，在此過程中取第160，165，170 s時刻模型最左側(cè)散熱段溫度測點(diǎn)，按從吸熱段尖前緣位置沿工質(zhì)熱疏導(dǎo)方向至散熱段頂部順序排列的溫度分布如圖9所示。數(shù)據(jù)表明，初始階段內(nèi)，受熱段溫度隨時間持續(xù)升高的過程中，散熱段溫度測點(diǎn)數(shù)據(jù)無明顯變化，說明模型內(nèi)工質(zhì)未達(dá)到啟動狀態(tài)。

在203~204 s間隔內(nèi)，散熱段左管左側(cè)溫度測點(diǎn)數(shù)值瞬間升高（右側(cè)及右管相同），此時1#測點(diǎn)溫度約530 ℃，如圖10所示。伴隨著啟動后的熱疏導(dǎo)過程，試件發(fā)生如圖11所示的規(guī)律性循環(huán)脈動。隨后一段時間內(nèi)，各測點(diǎn)數(shù)值趨于一致。由此判斷模型內(nèi)工質(zhì)啟動，進(jìn)入熱疏導(dǎo)工作模式。

圖9 初始階段測點(diǎn)溫度分布

圖10 啟動時刻測點(diǎn)溫度分布

循環(huán)晃動，實(shí)線為初始位置

在1#測點(diǎn)740 ℃持續(xù)600 s以上的穩(wěn)定階段內(nèi)，1250，1255，1260 s時刻散熱段左管左側(cè)溫度分布如圖12所示。在垂直由低向高的方向上，溫度分布均溫性良好，溫度值總體呈下降趨勢。說明試件具有較好的熱疏導(dǎo)能力。

圖12 穩(wěn)定階段測點(diǎn)溫度分布

4.3 高溫?zé)崾鑼?dǎo)性能測試

第三階段開啟風(fēng)冷降溫設(shè)備，測點(diǎn)采樣率為1 Hz。受熱段溫度測點(diǎn)1#和4#隨時間變化曲線如圖13所示，最高溫度對應(yīng)的熱流密度分別為：1148 ℃時為1000 kW/m2，1058 ℃時為580 kW/m2。

圖13 溫度-時間實(shí)測值

從圖14所示的各測點(diǎn)溫度分布中可以看到，試驗(yàn)開始后第334 s時刻試件內(nèi)工質(zhì)處于未啟動狀態(tài)，334~664 s區(qū)間內(nèi)工質(zhì)啟動， 994~1594 s（結(jié)束時刻）區(qū)間內(nèi)各測點(diǎn)溫度值變化穩(wěn)定。在垂直由低向高的方向上，散熱段溫度分布均溫性良好，溫度值總體呈下降趨勢，各測點(diǎn)隨時間變化趨勢基本一致。對應(yīng)受熱段前緣1#測點(diǎn)峰值溫度1148 ℃時刻散熱段末端的平均溫度為912 ℃，此時溫差為222 ℃，全程最大溫差為229 ℃。測點(diǎn)1#溫度超過1000 ℃的280 s試驗(yàn)過程中，試件工作正常，無工質(zhì)泄露和結(jié)構(gòu)破壞。說明試件重復(fù)使用過程時，在前緣1000 kW/m2的熱環(huán)境下仍然具有較好的熱疏導(dǎo)性能。

圖14 測點(diǎn)溫度分布

試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)，前緣溫度大于800 ℃后的脈動頻率和位移幅度較第二階段更快更大。當(dāng)全部測點(diǎn)平均溫度超過800 ℃后，金屬試件表面已呈現(xiàn)明顯被燒紅特征，說明液態(tài)工質(zhì)在熱疏導(dǎo)過程中溫度較高。待試件完全冷卻后觀察，結(jié)構(gòu)無破壞，焊縫等連接部位無工質(zhì)泄露情況，吸熱段和散熱段表面均存在氧化層，大面積處上表面形成了2 mm左右凸起的鼓包。試件在兩次試驗(yàn)前和本次試驗(yàn)后照片如圖15所示。

圖15 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌?/p>

5 結(jié)語

使用石英燈仿形加熱器成功開展了金屬尖化前緣試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹鲃邮綗崾鑼?dǎo)性能研究試驗(yàn)，對試驗(yàn)過程和數(shù)據(jù)進(jìn)行分析得到以下結(jié)論。

1）針對尖化前緣試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計的石英燈仿形加熱器具有較強(qiáng)的加熱能力，能夠使具有較好熱疏導(dǎo)性能的金屬試驗(yàn)?zāi)Ｐ图馇熬墱囟群蜔崃髅芏冗_(dá)到1148 ℃和1000 kW/m2的試驗(yàn)狀態(tài)。

2）模型內(nèi)部填充的液態(tài)金屬合金工質(zhì)具有瞬態(tài)啟動性能，表現(xiàn)為尖化前緣溫度在530 ℃左右時散熱段平均溫度在1 s內(nèi)由室溫突升至約500 ℃。

3）金屬尖化前緣試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂休^高熱疏導(dǎo)能力，能夠承受前緣1000 kW/m2和大面積中心580 kw/m2的靜態(tài)熱輻射試驗(yàn)環(huán)境，在長時間受熱狀態(tài)下具有一定的結(jié)構(gòu)等溫性。

4）金屬尖化前緣試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂锌芍貜?fù)使用性，可以此主動式熱疏導(dǎo)技術(shù)結(jié)合現(xiàn)有成熟熱防護(hù)材料進(jìn)一步開展工程設(shè)計與應(yīng)用[10-13]。

[1] 謝宗蕻, 孫俊峰. 高超聲速飛行器翼面前緣半主動金屬熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計與分析[J]. 航天器環(huán)境工程, 2013, 30(1): 1-7.

[2] 鄧代英, 陳思員, 艾邦成, 等. 尖前緣一體化高溫?zé)峁軉有阅苡嬎惴治鯷J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2016, 34(5), 646-651.

[3] SILVERSTEIN C C. A Feasibility Study of Heat-pipe- cooled Leading Edges for Hypersonic Cruise Aircraft[R]. NASA 1972-12949.

[4] 牛濤, 張艷苓, 侯紅亮, 等. 高溫?zé)峁苄阅芊治雠c試驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報, 2016(S1): 59-65.

[5] 蔣持平, 柴慧, 嚴(yán)鵬. 近空間高超聲速飛行器防熱隔熱與熱力耦合研究進(jìn)展[J]. 力學(xué)與實(shí)踐, 2011, 33(1): 1-8.

[6] 王德成, 林輝. 石英燈輻射式瞬態(tài)熱環(huán)境試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)分析[J]. 裝備環(huán)境工程, 2016, 13(5): 36-40.

[7] 夏吝時, 齊斌, 張昕, 等. 防隔熱試驗(yàn)用平板型石英燈加熱器熱環(huán)境分析[J]. 紅外技術(shù), 2016, 38(7): 617-621.

[8] 劉初平. 氣動熱與熱防護(hù)試驗(yàn)熱流測量[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2013.

[9] ESPOSITO A, ROSA De F. A New Concept of Heat-flux Probe for the Scirocco Plasma Wind Tunnel[C]// AIAA 16th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. 2009.

[10] 張友華, 陳連忠, 張敏莉.臨近空間高超聲速飛行器防熱材料的發(fā)展[J]. 宇航材料工藝, 2012(6): 12-18.

[11] 向樹紅, 張敏捷, 童靖宇, 等. 高超聲速飛行器主動式氣膜冷卻防熱技術(shù)研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2015, 12(3): 1-7.

[12] ГРАБИН Б В. Основы Конструрования Космических Аппаратов[M]. Москва: Издательство МАИ, 2007: 4-9.

[13] НИКИТИН П В. Тепловая Защита[M]. Москва: Издательство МАИ, 2006: 251-287.

Experimental Study on the Active Heat Transfer Performance for Leading Edges of Metallic Model

XIA Lin-shi, YANG Kai-wei, KONG Wei-xuan, JING Zhao, ZOU Yang-hui, YANG Chi

(Hypersonic Vehicle Thermal Protection & Insulation Technology Center, Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China)

To solve the thermal protection of hypersonic vehicle rudder and wing leading edge and nosecones, etc, in severe aerodynamic thermal environment.A metallic experimental model of the=5 mm leading edge was designed and fabricated with high temperature liquid alloy according to the active heat transfer technology. A set of profiled quartz lamp heater and heat flux test model was designed and manufactured to carry out thermal environment simulation test on thermal environment on the ground.The metallic experimental model had transient start characteristics at 530℃ of leading edge center. The maximum radiant heat flux at the center of the leading edge and the surface was 1000 kw/m2and 580 kw/m2respectively. The model had the advantages of good heat conduction ability. The specimen had no medium leakage and structure damage after test, they had certain repeatability.It can be used to further engineering design and application in combination with existing mature thermal protection technology.

active heat transfer; high temperature liquid alloy; leading edge; profiled heater

10.7643/ issn.1672-9242.2017.10.016

TJ07；TG174

A

1672-9242(2017)10-0082-05

2017-05-31；

2017-07-01

中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院2016年創(chuàng)新基金課題“高超聲速飛行器端頭/尖化前緣主動式熱防護(hù)技術(shù)研究”

夏吝時（1984—），男，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器地面防隔熱試驗(yàn)及試驗(yàn)技術(shù)。