朱廣生, 聶春生, 曹占偉, 袁 野

(1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076; 2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100076)

0 引 言

為實(shí)現(xiàn)臨近空間高超聲速飛行器長航時飛行，一般采用面對稱的復(fù)雜氣動布局。一方面，要求飛行器具有高升阻比和大升力載荷，這種設(shè)計(jì)要求反映在氣動布局上，往往使飛行器具有大的升力面、較小的迎風(fēng)橫截面積、尖化的前緣，但小尺度部件在高超聲速飛行過程中會經(jīng)歷嚴(yán)酷的氣動加熱、發(fā)生燒蝕進(jìn)而影響氣動特性；另一方面，飛行剖面設(shè)計(jì)需要考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，最大限度降低轉(zhuǎn)捩出現(xiàn)的概率以及湍流的加熱時間，從而減輕防熱設(shè)計(jì)重量；此外，為實(shí)現(xiàn)飛行器可靠、有控的飛行，需要在飛行器表面布置固定部件或活動部件(固定部件如各類安定面，用于增大側(cè)向控制作用；活動部件如各類空氣舵，用于飛行器穩(wěn)定飛行和調(diào)整姿態(tài)[1])，這些部件往往會造成復(fù)雜的流動干擾和激波干擾(如激波邊界層干擾、空氣舵縫隙流動干擾等[2-5])，導(dǎo)致較為嚴(yán)重的局部干擾加熱，這種加熱具有強(qiáng)度大、范圍窄、位置變動小的特點(diǎn)，給飛行器防隔熱設(shè)計(jì)帶來極大難度，有時甚至需要犧牲射程和飛行性能才能解決問題。

在高超聲速飛行過程中，由于粘性滯止和激波壓縮，使得飛行器周圍空氣溫度增加，分子振動激發(fā)并產(chǎn)生離解和電離，引起電子激發(fā)和光輻射，氣體呈現(xiàn)“非完全氣體”特性，傳統(tǒng)的完全氣體假設(shè)不再成立，由此對流場和飛行器性能產(chǎn)生的一系列影響被稱作“高溫真實(shí)氣體效應(yīng)”[6]。高溫真實(shí)氣體效應(yīng)包括化學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)和熱力學(xué)平衡/非平衡效應(yīng)[7]。一方面，非平衡效應(yīng)對流動產(chǎn)生較大影響，它會改變激波層的氣體溫度以及組分分布，影響飛行器表面的氣動加熱；另一方面，非平衡氣體到達(dá)飛行器表面，飛行器表面材料會一定程度地加快氣體原子的復(fù)合并釋放能量，產(chǎn)生附加的氣動加熱，這就是材料的催化效應(yīng)；不同的防熱材料，催化特性不同，會影響材料表面的化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程，最終影響氣動加熱[8]。因此，對于在臨近空間長時間高超聲速飛行的飛行器，若沒有準(zhǔn)確的氣動熱環(huán)境數(shù)據(jù)支撐，設(shè)計(jì)出的飛行器很可能在飛行過程中因燒蝕過量而失去機(jī)動能力甚至損毀。

獲取氣動熱環(huán)境的手段包括工程計(jì)算、數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究[9]。工程計(jì)算只適用于特定的簡單問題；數(shù)值模擬通過求解離散化的控制方程，可以較好地模擬復(fù)雜流場獲得飛行器的氣動熱環(huán)境，對外形的適應(yīng)性較強(qiáng)，但是計(jì)算結(jié)果需要有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐；試驗(yàn)研究一般分為地面風(fēng)洞試驗(yàn)和天上的飛行試驗(yàn)。地面風(fēng)洞試驗(yàn)熱環(huán)境參數(shù)可以直接測量，測量精度可以控制，是目前驗(yàn)證和校核氣動熱環(huán)境工程方法與數(shù)值方法的最主要手段，但是受模型尺度、來流條件限制，地面風(fēng)洞試驗(yàn)無法完全模擬天上實(shí)際飛行環(huán)境，氣動加熱存在天地差異。因此，通過真實(shí)飛行試驗(yàn)獲取的飛行器表面熱流密度是驗(yàn)證并完善氣動加熱計(jì)算方法、建立風(fēng)洞設(shè)備流場參數(shù)關(guān)聯(lián)機(jī)制的唯一試驗(yàn)參照。

近年來，國內(nèi)氣動熱研究領(lǐng)域的風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)技術(shù)取得了很大進(jìn)步，獲取的數(shù)據(jù)為推動我國高超聲速氣動熱環(huán)境預(yù)測理論和熱防護(hù)技術(shù)發(fā)展起到了關(guān)鍵作用，積累了豐富的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。本文針對高超聲速飛行器研制過程中的氣動熱試驗(yàn)和測量技術(shù)，介紹目前的進(jìn)展情況，分析不同測量技術(shù)的原理、適用環(huán)境以及存在的問題，結(jié)合我國臨近空間高超聲速飛行器研究現(xiàn)狀，對未來的發(fā)展方向給出建議。

1 臨近空間高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境特性分析

影響臨近空間高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境的因素很多，主要有飛行器外形特征以及飛行剖面、邊界層轉(zhuǎn)捩和氣動熱環(huán)境特性等。

1.1 飛行器外形特征

臨近空間飛行器一般為高升阻比復(fù)雜氣動外形，帶有大升力翼面、安定面和控制部件，其氣動熱環(huán)境復(fù)雜，頭激波可能打到水平翼或安定面的前緣，使當(dāng)?shù)責(zé)崃魃?；控制部件與飛行器身部也會互相干擾，使得局部熱流升高，干擾區(qū)內(nèi)的峰值壓力和熱流往往成為制約防熱隔熱設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

1.2 飛行剖面特性

臨近空間飛行器一般長時間在30～100km的高度范圍飛行，飛行過程中氣體溫度最高可達(dá)15 000K左右，產(chǎn)生高溫真實(shí)氣體效應(yīng)；另外，當(dāng)飛行高度H>60km時，飛行器頭部和前緣開始出現(xiàn)稀薄氣體效應(yīng)，大約H>70km時，整個飛行器表面的流動都將發(fā)展為稀薄氣體流動。因此，要提高氣動熱環(huán)境精確預(yù)測能力，就必須考慮非平衡與稀薄流耦合效應(yīng)的影響[10]。當(dāng)H>80km時，流場的非平衡效應(yīng)非常弱，氣動熱考慮的重點(diǎn)是稀薄氣體效應(yīng)。

由于非平衡效應(yīng)和稀薄氣體效應(yīng)的強(qiáng)弱均與具體尺度相關(guān)，對于不同的飛行器幾何特征和飛行剖面參數(shù)，需要針對具體外形和飛行條件進(jìn)行分析研究。

1.3 邊界層轉(zhuǎn)捩特性

邊界層轉(zhuǎn)捩是臨近空間飛行器必須面對的一個難題[11]。對于高超聲速飛行的復(fù)雜氣動布局飛行器，國外的飛行試驗(yàn)結(jié)果已經(jīng)表明：邊界層轉(zhuǎn)捩將產(chǎn)生復(fù)雜的、不確定的縱橫側(cè)向氣動擾動以及氣動加熱，對飛行器的穩(wěn)定控制和防熱可靠性產(chǎn)生影響，設(shè)計(jì)不周會造成飛行失利[12]。

根據(jù)目前的認(rèn)識，對于臨近空間高超聲速大升力體外形，在相同馬赫數(shù)條件下，隨著高度增加，邊界層轉(zhuǎn)捩位置不斷后移；在相同馬赫數(shù)和高度條件下，隨著迎角增大，邊界層轉(zhuǎn)捩位置不斷前移；在相同高度和迎角條件下，隨著馬赫數(shù)增大，轉(zhuǎn)捩位置后移。

1.4 氣動熱環(huán)境特性

計(jì)算結(jié)果表明：升力體外形的臨近空間高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境嚴(yán)酷情況集中出現(xiàn)于飛行高度40～60km范圍，氣動加熱以層流為主；飛行高度在40km以下時，一般會發(fā)生邊界層轉(zhuǎn)捩，但該飛行剖面的馬赫數(shù)一般相對較低、迎角較小，湍流加熱不嚴(yán)重，而且氣動加熱的時間一般較短。

因此，在高空、高馬赫數(shù)飛行條件下，復(fù)雜流動干擾和復(fù)雜物理化學(xué)效應(yīng)對氣動加熱的影響是臨近空間氣動熱環(huán)境研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

2 地面風(fēng)洞氣動熱環(huán)境測量

2.1 氣動熱環(huán)境地面試驗(yàn)關(guān)鍵模擬參數(shù)

高超聲速流動現(xiàn)象非常復(fù)雜，在地面風(fēng)洞條件下完全模擬真實(shí)飛行條件是不可能的。因此，需要深入分析所模擬的現(xiàn)象，區(qū)分主要因素和次要因素，抓住主要因素進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M。除幾何參數(shù)外，依據(jù)相似準(zhǔn)則，地面設(shè)備需要模擬的氣流參數(shù)還有很多，包括自由流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、總焓、密度、壁溫與來流總溫比以及流場的熱化學(xué)性質(zhì)等，僅使用單一風(fēng)洞設(shè)備不可能同時模擬上述全部參數(shù)。因此，地面模擬采用部分模擬技術(shù)，在不同的風(fēng)洞設(shè)備中模擬不同的關(guān)鍵參數(shù)。

氣動熱試驗(yàn)研究一般在激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞中開展，主要模擬馬赫數(shù)和雷諾數(shù)；如果在低密度風(fēng)洞中開展氣動熱試驗(yàn)，主要模擬高度和克努森數(shù)[13]。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

國內(nèi)主力激波風(fēng)洞設(shè)備主要分布于中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)、中國科學(xué)院力學(xué)研究所、中國航天空氣動力技術(shù)研究院(CAAA)等單位[14]。CARDC的2.0m激波風(fēng)洞的型面噴管出口直徑1.2m，馬赫數(shù)范圍6～24，雷諾數(shù)范圍2×105～6.7×107/m，有效試驗(yàn)時間2～18ms；CAAA的FD-20輕活塞炮風(fēng)洞，噴管出口直徑1.0m，雷諾數(shù)范圍5×105～7×107/m，有效試驗(yàn)時間25～60ms；中國科學(xué)院力學(xué)研究所的JF12大型爆轟驅(qū)動高焓激波風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍5～9，有效試驗(yàn)時間最長達(dá)120ms，該激波風(fēng)洞是世界上主要的大型激波風(fēng)洞之一，被稱為“復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞”，用于研究馬赫數(shù)5～9范圍內(nèi)的尺度效應(yīng)、雷諾數(shù)效應(yīng)等問題。

在研究臨近空間高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境方面，高超聲速低密度風(fēng)洞的優(yōu)勢是高馬赫數(shù)、高空模擬能力強(qiáng)(特別是在飛行高度40～90km范圍)；不足是模型尺度小、熱流定量精細(xì)測量難度大。而電弧風(fēng)洞/高頻等離子體風(fēng)洞的優(yōu)勢是焓值模擬能力強(qiáng)，適合開展表面催化效應(yīng)、高溫氣體效應(yīng)對氣動熱的影響研究；不足是模擬馬赫數(shù)低，溫度高，熱流測量難度大。

從國內(nèi)情況看，氣動熱風(fēng)洞試驗(yàn)主要在激波風(fēng)洞等高超聲速脈沖設(shè)備上進(jìn)行。近年來，激波風(fēng)洞設(shè)備的發(fā)展趨勢主要體現(xiàn)在兩個方面：(1) 噴管口徑越來越大，能夠更好地模擬復(fù)雜外形局部流動；(2) 馬赫數(shù)和高焓流動的模擬能力越來越強(qiáng)。以激波風(fēng)洞研究氣動加熱的優(yōu)勢是高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)模擬能力強(qiáng)，特別是在馬赫數(shù)6～16范圍，熱流測量技術(shù)比較成熟；但是對于臨近空間高超聲速飛行器面臨的高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)狀態(tài)，風(fēng)洞模擬能力還有待進(jìn)一步加強(qiáng)。圖1為CAAA的風(fēng)洞模擬能力。

圖1 CAAA風(fēng)洞馬赫數(shù)/雷諾數(shù)模擬能力

Fig.1Machnumber/ReynoldsnumbersimulationcapabilityofCAAAwindtunnel

2.3 風(fēng)洞試驗(yàn)氣動熱測量技術(shù)

風(fēng)洞氣動熱測量技術(shù)可分為傳感器點(diǎn)式熱流測量技術(shù)和非接觸式熱流測量技術(shù)。試驗(yàn)過程中要根據(jù)風(fēng)洞流場特點(diǎn)的不同，選擇不同的熱流測量技術(shù)。

點(diǎn)式熱流測量技術(shù)要求傳感器不僅能準(zhǔn)確測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪艿降臒彷d荷，還要能經(jīng)受住高溫高速氣流的劇烈沖刷，還需要對瞬態(tài)熱載荷具有極快的響應(yīng)速度。目前，常用于風(fēng)洞試驗(yàn)中測量表面熱流的傳感器主要有量熱計(jì)和表面溫度計(jì)兩類。

量熱計(jì)是基于能量平衡原理，先利用量熱元件吸收熱量，記錄溫度變化率，再計(jì)算表面熱流，如塞型銅箔量熱計(jì)，一般用于時間相對較長的風(fēng)洞測熱試驗(yàn)。其優(yōu)點(diǎn)是能夠在高熱流情況下測量，結(jié)構(gòu)簡單，抗沖刷能力強(qiáng)；缺點(diǎn)是對瞬態(tài)熱信號響應(yīng)較慢，而且由于工藝限制，尺寸不能做小，結(jié)點(diǎn)焊接難度大。電弧風(fēng)洞流場調(diào)試使用的銅塞子熱流傳感器屬于這一原理[15]。

表面溫度計(jì)的原理是先測出飛行器表面溫度隨時間變化的歷程，然后根據(jù)半無限體熱傳導(dǎo)理論計(jì)算表面熱流，一般用于瞬態(tài)風(fēng)洞測熱試驗(yàn)，如鉑膜電阻溫度計(jì)、同軸熱電偶。其中，鉑膜電阻溫度計(jì)響應(yīng)較快、靈敏度高，但不能測量很高的熱流，抗沖刷能力較弱[16]，廣泛應(yīng)用于常規(guī)激波/炮風(fēng)洞測熱；同軸熱電偶的頻響高、結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小便于安裝、高熱流測量精度高、抗沖刷能力強(qiáng)，廣泛應(yīng)用于高焓激波風(fēng)洞測熱[17]。圖2為同軸熱電偶、鉑膜溫度計(jì)和銅箔量熱計(jì)等3類傳感器在JF12高焓激波風(fēng)洞環(huán)境下的考核試驗(yàn)結(jié)果。由于流場環(huán)境極為惡劣、氣流沖刷極強(qiáng)，試驗(yàn)后僅同軸熱電偶傳感器保持完好，其他全部損毀。

圖2 JF12風(fēng)洞條件下傳感器考核試驗(yàn)

為滿足臨近空間飛行器對氣動熱試驗(yàn)的測試需求，國內(nèi)試驗(yàn)單位針對熱流傳感器的耐沖刷性、測量精度、小型化、模型一體化設(shè)計(jì)等技術(shù)開展了大量工作。圖3為目前激波風(fēng)洞中使用的小型化熱流傳感器，已成功應(yīng)用于尖銳前緣等小尺度區(qū)域的熱流測量。針對鉑膜電阻溫度計(jì)，一方面通過改進(jìn)制作工藝，大幅度提高了熱流測量精度，另一方面設(shè)計(jì)了新的端面S形膜，提高了電阻溫度系數(shù)，增強(qiáng)了傳感器的耐沖刷性和附著力，能夠應(yīng)用于前緣[18]、端頭(如圖4所示)以及局部復(fù)雜結(jié)構(gòu)(如舵軸、激波干擾區(qū))的熱流測量(如圖5所示，試驗(yàn)熱流結(jié)果以q/q1形式給出，q1為相應(yīng)流場迎角為0°時、空氣舵前方的無干擾區(qū)測點(diǎn)的熱流測量結(jié)果)，熱流測量數(shù)據(jù)誤差能夠降低至10%以下。

圖6給出了某空氣舵風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對比?？梢钥闯?，空氣舵表面熱流差異不大，但局部流動再附線附近和舵軸區(qū)域二者差異明顯。因此，進(jìn)一步提高傳感器在復(fù)雜外形上的適用性和復(fù)雜流動干擾區(qū)的熱流測量精度是后續(xù)發(fā)展的重要方向。

在高焓激波風(fēng)洞測熱試驗(yàn)中，可以根據(jù)催化特性的不同，將同軸熱電偶的端面鍍上不同的金屬或氧化物材料，從而在使其端面導(dǎo)通的同時，研究具有不同催化特性的壁面在解離氣體中的催化放熱現(xiàn)象。根據(jù)這一特性，中國科學(xué)院力學(xué)研究所利用鍍膜式同軸熱電偶在高焓激波風(fēng)洞中研究了高溫氣體壁面催化效應(yīng)對氣動熱環(huán)境的影響[19]，研究發(fā)現(xiàn)：在總焓155kJ/mol、駐點(diǎn)壓力9kPa的氣流中，銀表面駐點(diǎn)的熱流比氧化鋁高65%，銅表面駐點(diǎn)的熱流比氧化鋁高57%；空氣解離程度越高，壁面催化效應(yīng)產(chǎn)生的熱流越大。如圖7所示。

非接觸測量技術(shù)包括紅外熱圖、溫敏漆技術(shù)等。通過光學(xué)測量方法能夠獲得模型表面整體熱流分布，具有空間分辨率高、形象直觀的優(yōu)點(diǎn)，現(xiàn)已成為氣動熱測量的重要手段之一。圖8為雙色磷光熱圖系統(tǒng)，通過圖像采集設(shè)備記錄模型表面的光強(qiáng)變化，根據(jù)預(yù)先得到的光強(qiáng)變化率與溫度的對應(yīng)關(guān)系，即可得到模型表面溫升分布，進(jìn)而計(jì)算出模型表面的熱流分布。

圖3 小型化熱流傳感器

圖4 一體化熱流傳感器

(c) 安裝面熱流

(d) 空氣舵縫隙熱流

Fig.5Airrudderwindtunnelheatmeasurementmodelandsurfaceheatflux

(a) 空氣舵表面極限流線分布

(b) 舵面熱流對比

(c) 舵軸熱流對比

Fig.6Comparisonofwindtunneltestresultsandnumericalcalculationresults

(a) 鍍膜后的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?從左至右：銅、銀、氧化鋁)

(b) 鍍膜同軸熱電偶測量結(jié)果

圖8 雙色磷光熱圖系統(tǒng)示意圖

Fig.8Schematicdiagramoftwo-colorphosphorescentheatmapsystem

不同于只能得到模型表面有限數(shù)量離散點(diǎn)熱流值的傳感器點(diǎn)式熱流測量技術(shù)，非接觸測量技術(shù)能夠以高空間分辨率得到較大面積區(qū)域的詳細(xì)熱流分布信息，可以更加全面地測量模型外表面氣動熱環(huán)境，因此非常適用于氣動熱環(huán)境分布復(fù)雜的臨近空間高超聲速飛行器表面熱流測量，可以直接觀察模型表面熱流分布，捕捉峰值熱流的準(zhǔn)確位置。如圖9所示，通過試驗(yàn)結(jié)果直接獲取了FLAP空氣舵表面的熱流分布和干擾特性。

圖9 FLAP空氣舵磷光測熱結(jié)果

近年來，國內(nèi)試驗(yàn)單位在磷光測熱技術(shù)方面取得了一定突破[20-21]。針對常規(guī)激波風(fēng)洞/炮風(fēng)洞流場，在單色磷光的基礎(chǔ)上，發(fā)展了雙色磷光系統(tǒng)和測量技術(shù)并形成了試驗(yàn)?zāi)芰?，基本?shí)現(xiàn)了對復(fù)雜飛行器模型的大面積區(qū)域熱流的定量測量，磷光結(jié)果與點(diǎn)測結(jié)果誤差在10%以內(nèi)(圖10)。該技術(shù)已先后應(yīng)用于邊界層轉(zhuǎn)捩研究[22]、局部干擾區(qū)熱環(huán)境研究、復(fù)雜外形飛行器熱環(huán)境研究等領(lǐng)域，取得了傳感器測熱技術(shù)難以達(dá)到的效果；但是，受發(fā)光材料、采集路徑、圖像處理等環(huán)節(jié)影響，磷光測熱技術(shù)尚不能完全滿足復(fù)雜外形熱環(huán)境分布試驗(yàn)的要求。另外，由于高焓激波風(fēng)洞中氣流沖刷嚴(yán)重，該技術(shù)未能取得應(yīng)用。因此，進(jìn)一步提高分布式熱流的識別度和測量精度，并向高焓激波風(fēng)洞中拓展應(yīng)用，是磷光測熱技術(shù)后續(xù)發(fā)展的主要方向。

紅外熱圖技術(shù)目前廣泛應(yīng)用于高超聲速低密度風(fēng)洞測熱試驗(yàn)。國內(nèi)試驗(yàn)單位重點(diǎn)針對大極角情況下模型表面溫度測量技術(shù)、紅外熱圖測量精度的提高、模型物面坐標(biāo)與紅外熱圖像素位置對應(yīng)關(guān)系等問題開展研究[23]，進(jìn)一步完善了高精度紅外熱圖熱流測量技術(shù)，目前已經(jīng)具備開展工程復(fù)雜外形局部干擾區(qū)的熱流測量能力。圖11給出了某球錐模型在低密度風(fēng)洞中的熱流測量結(jié)果，與DSMC計(jì)算結(jié)果符合較好(圖12)。

(a) 磷光測熱結(jié)果

(b) 磷光測熱與鉑膜電阻溫度計(jì)測熱結(jié)果對比

圖11 低密度風(fēng)洞球錐模型熱流測量結(jié)果

Fig.11Heatfluxmeasurementresultsofsphericalconemodelunderlowdensitywindtunnelconditions

3 飛行試驗(yàn)氣動熱環(huán)境測量

臨近空間飛行器的外形越來越復(fù)雜，很多重要問題(如邊界層轉(zhuǎn)捩、局部復(fù)雜干擾引起的熱流增大、化學(xué)非平衡效應(yīng)、稀薄氣體效應(yīng)等)成為制約飛行器發(fā)展的瓶頸，單純靠地面風(fēng)洞試驗(yàn)和理論計(jì)算無法解決。因此，以解決不同問題為目的的飛行試驗(yàn)快速發(fā)展，如國外專門為研究高超聲速飛行條件下氣動熱和轉(zhuǎn)捩問題而開展的Reentry-F飛行試驗(yàn)[24]、HiFire系列飛行試驗(yàn)[25]等。

圖12 低密度風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與DSMC計(jì)算結(jié)果對比

Fig.12ComparisonoflowdensitywindtunneltestresultswithDSMCcalculationresults

在飛行試驗(yàn)防隔熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，通常采用“冷壁熱流”[26]熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入，其代表了由流場決定的最嚴(yán)苛的熱載荷，剝離了材料響應(yīng)及其與環(huán)境的耦合作用。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對于驗(yàn)證高冷壁假設(shè)下的氣動加熱工程算法、數(shù)值算法以及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的天地差異具有不可替代的價值，因此“冷壁”熱流往往是飛行試驗(yàn)氣動熱環(huán)境測量的最終目標(biāo)[33]。但是，在高超聲速飛行時，隨著能量流入，表面材料的壁面溫度迅速升高，使得邊界層內(nèi)的溫度分布與能量傳遞不同于初始的高冷壁狀態(tài)；當(dāng)壁溫升高到一定程度，防熱材料的各類響應(yīng)機(jī)制會改變表面能量方程中的各項(xiàng)，同時也會更顯著地參與并影響高超聲速流動及高溫氣體的傳質(zhì)過程與化學(xué)反應(yīng)，給飛行條件下的氣動熱測量帶來了極大困難；另外，飛行試驗(yàn)嚴(yán)苛且復(fù)雜的力/熱環(huán)境，使地面風(fēng)洞中常用的瞬態(tài)熱流測量技術(shù)一般難以滿足飛行試驗(yàn)的高量程、長時間、高溫度的測試需求，無法應(yīng)用于飛行試驗(yàn)氣動熱測量。

目前，飛行試驗(yàn)氣動熱測量主要是基于傅里葉定律，通過測量已知熱阻不同位置處的溫度梯度，進(jìn)而計(jì)算出模型表面熱流。根據(jù)測量裝置的形式，一般分為“嵌入式”或“內(nèi)置式”兩類[33]。

3.1 “內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)

“內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)一般使用熱電偶等溫度儀表直接測量防熱層內(nèi)部溫度歷程，根據(jù)測量的溫度歷程反辨識飛行器表面凈熱流，然后根據(jù)表面能量關(guān)系推導(dǎo)獲取氣動熱環(huán)境研究所需要的“冷壁”熱流。這種測量技術(shù)主要應(yīng)用于表面結(jié)構(gòu)換熱過程簡單、不涉及化學(xué)反應(yīng)與質(zhì)量引射的防熱方案，如美國的X-15、X-17等采用金屬熱沉式防熱的飛行器。CARDC開展的航天模型空氣動力學(xué)飛行試驗(yàn)(MF-1模型)采用了以熱電偶測量獲得的近壁面溫度歷程反辨識表面熱流的氣動熱環(huán)境測量方案[27]，并根據(jù)辨識得到的熱流研究了真實(shí)飛行環(huán)境下模型表面的轉(zhuǎn)捩特性。

“內(nèi)置式”熱流測量技術(shù)的核心是熱流辨識算法。CARDC的錢煒祺等在氣動熱辨識算法方面開展了大量研究工作[28-29]，建立了順序函數(shù)法和共軛梯度法這兩類表面熱流辨識算法，通過量綱分析和仿真辨識，建立了以傅立葉數(shù)作為表面熱流可辨識性判據(jù)的表面熱流辨識準(zhǔn)則；考慮了硅基材料熱解和變物性、材料表面燒蝕、材料表面輻射、三維導(dǎo)熱效應(yīng)、溫度測量偏差等因素對辨識算法精度的影響，建立了相應(yīng)的表面熱流辨識方法，能夠開展一維、二維和三維模型的辨識，方法通過了地面試驗(yàn)驗(yàn)證。利用航天飛機(jī)HRSI型防熱層(圖13a)中某點(diǎn)P的溫度測量結(jié)果進(jìn)行當(dāng)?shù)乇砻鏌崃鞅孀R，辨識結(jié)果與氣動熱仿真結(jié)果吻合較好(圖13b)。

熱流辨識流程如圖14所示，其主要困難是熱流對溫度測量誤差極其敏感[30]。圖15給出了某飛行條件下表面熱流辨識結(jié)果(黑色、紅色曲線)與熱流傳感器直接測量結(jié)果(藍(lán)色曲線)的對比?？梢钥闯?，由飛行器防熱結(jié)構(gòu)溫度辨識出的表面熱流與飛行測量結(jié)果定性符合，但具體數(shù)值存在較大偏差。

圖13 航天飛機(jī)氣動熱參數(shù)辨識結(jié)果

圖14 氣動熱辨識流程[30]

圖15 熱流辨識結(jié)果與測量結(jié)果對比

Fig.15Comparisonofheatfluxidentificationresultswithmeasurementresults

分析表明：在低熱流狀態(tài)，防熱材料的熱物性參數(shù)、熱電偶的三維導(dǎo)熱效應(yīng)對表面熱流辨識精度影響較大；而在高熱流狀態(tài)，還需考慮材料熱解和表面輻射的影響。通過標(biāo)定給出較為合理的熱物性參數(shù)和表面輻射系數(shù)，并降低結(jié)構(gòu)中影響傳熱的不確定因素，是后續(xù)提高熱流辨識精度和技術(shù)成熟度的主要途徑。

3.2 “嵌入式”熱流測量技術(shù)

采用“嵌入式”熱流測量技術(shù)時，一般在防熱層內(nèi)部開孔至表面，插入獨(dú)立的熱流傳感器與外流場直接接觸，傳感器輸出溫度信號用以求解表面熱流，通?？芍苯虞敵鰺崃餍盘?。目前工程上常用的熱流傳感器有圓箔式熱流傳感器、薄膜熱電堆式傳感器等(圖16)，一般尺寸較大，只能用于飛行器大面積區(qū)域的氣動熱測量。

圖16 熱流傳感器

在長時間高超聲速飛行過程中，由于傳感器結(jié)構(gòu)與周圍飛行器防熱結(jié)構(gòu)之間的材料物性差異，會導(dǎo)致表面溫度不連續(xù)，存在溫差；同時，為了保證在高溫結(jié)構(gòu)表面生存，傳感器敏感元件需維持較低溫狀態(tài)，通常會根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)熱沉以控制自身溫度，使得傳感器與防熱結(jié)構(gòu)之間溫差變大(如圖17所示)，出現(xiàn)熱匹配問題。

圖17 表面溫度不連續(xù)示意圖

由牛頓冷卻公式可知，溫度非均勻表面的熱流密度呈現(xiàn)非均勻性(圖18)，傳感器上游被測物體表面的高溫?zé)徇吔鐚訉Ρ砻鏈囟容^低的傳感器表面進(jìn)行附加加熱，使得熱流增大，產(chǎn)生所謂“冷點(diǎn)效應(yīng)”[31]。

針對飛行試驗(yàn)氣動熱測量的熱匹配和“冷點(diǎn)效應(yīng)”問題，哈爾濱工業(yè)大學(xué)的孟松鶴、丁小恒等開展了較為深入的研究[32]，研制了一類可用于高超聲速飛行試驗(yàn)的表面熱流測試裝置(圖19)，通過一維辨識與熱沉區(qū)域分離以及多層過渡隔阻設(shè)計(jì)來克服飛行環(huán)境適應(yīng)性和機(jī)體防熱材料匹配性問題，發(fā)展了考慮結(jié)構(gòu)間傳熱和壁面溫升影響的熱流密度辨識方法，基于氣動熱-結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算模型建立了熱流修正算法[33](圖20)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了測試有效性和結(jié)構(gòu)可靠性，已初步應(yīng)用于飛行試驗(yàn)。后續(xù)還需要積累飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)以進(jìn)行系統(tǒng)評價。

(a) 傳感器附近流場溫度云圖

圖18 靜溫250K、速度5550m/s狀態(tài)下熱流傳感器敏感端面附近流場參數(shù)

Fig.18Flowfieldparametersofheatfluxsensor’ssensitiveendfaceatstatictemperature250Kandspeed5550m/s

圖19 哈爾濱工業(yè)大學(xué)的熱流傳感器[32]

圖20 氣動熱-結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合計(jì)算流程圖[33]

在高超聲速飛行試驗(yàn)中，高溫氣體真實(shí)效應(yīng)及壁面催化效應(yīng)對高超聲速飛行器氣動熱環(huán)境的影響顯著[34]。比如在美國航天飛機(jī)的STS-2飛行中，在迎風(fēng)子午線上安裝的涂有高催化材料的防熱瓦熱流明顯高于其他瓦片。圖21為某高超聲速飛行試驗(yàn)中圓箔式熱流傳感器內(nèi)部及安裝示意圖。熱流傳感器本體結(jié)構(gòu)以及被測物體由多種材料組成。傳感器敏感元件(一般為金屬銅或金屬鎳)催化特性很強(qiáng)，敏感元件周圍隔熱材料的催化特性較低，被測物體表面的催化特性直接與飛行器防熱材料相關(guān)，因此熱流傳感器附近的催化特性差異很大，會給氣動熱測量帶來誤差。

圖21 圓箔式熱流傳感器內(nèi)部及安裝示意圖

Fig.21Internalstructureandinstallationdiagramofroundfoilheatfluxsensor

CARDC的丁明松等計(jì)算分析了飛行試驗(yàn)中傳感器催化特性差異對氣動熱的影響[35]，給出了不同催化特性條件下的計(jì)算模型和傳感器表面熱流結(jié)果，如圖22所示(圖中NCW、PCW分別代表完全非催化條件和有限催化條件，αr為壁面催化復(fù)合系數(shù))。研究表明：(1)催化特性差異會給局部區(qū)域帶來強(qiáng)的質(zhì)量擴(kuò)散熱流，從而使總熱流發(fā)生跳變，給傳感器熱流測量帶來不可忽視的誤差；(2)材料催化特性差異越大，對熱流測量影響越大；(3)催化特性差異帶來的影響與具體的飛行工況、表面溫度、近壁面附近流場中的化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)度密切相關(guān)?？紤]到地面高焓風(fēng)洞高離解來流與天上真實(shí)飛行條件下流場的非平衡特性差異，很難通過試驗(yàn)給出系統(tǒng)的測量結(jié)果修正方法。

(a) 計(jì)算模型

(b) 傳感器測量面區(qū)域流向熱流分布

目前，國內(nèi)針對氣動力/熱關(guān)鍵問題研究的飛行試驗(yàn)較少，氣動熱測量偏重于辨識算法、氣動熱影響因素等問題的理論研究，真正成功應(yīng)用于飛行試驗(yàn)氣動熱測量的技術(shù)很少；另外，由于尺寸的限制，目前的熱流傳感器只能針對飛行器大面積區(qū)域開展氣動熱測量，而對制約臨近空間復(fù)雜外形高超聲速飛行器防熱設(shè)計(jì)的局部干擾高熱流區(qū)(如圖23所示的舵軸和安裝艙體等局部區(qū)域)尚無法開展有效的氣動熱測量。因此，小型化、耐高溫、長時間、高精度是未來高超聲速氣動熱測量傳感器發(fā)展的重要方向。

圖23 空氣舵干擾區(qū)熱流分布

4 結(jié) 論

氣動熱試驗(yàn)和測量技術(shù)對于高超聲速飛行器防熱設(shè)計(jì)至關(guān)重要，而要獲取高精度的氣動熱測量數(shù)據(jù)卻并不容易，尤其是對具有復(fù)雜外形的臨近空間飛行器。研究經(jīng)驗(yàn)表明：

(1) 氣動熱測量是一項(xiàng)既簡單又復(fù)雜的工作：簡單，是指原理簡單；復(fù)雜，是因?yàn)闇y量結(jié)果受多種因素影響，只有根據(jù)具體試驗(yàn)條件和需求來選擇測量方案和傳感器類型才能得到較好的測量結(jié)果。

(2) 地面風(fēng)洞試驗(yàn)一直是氣動熱環(huán)境研究的重要手段。一般根據(jù)風(fēng)洞流場特性選擇不同的熱流測量技術(shù)。小型化的鉑膜電阻溫度計(jì)、同軸熱電偶和磷光熱圖技術(shù)已成功應(yīng)用于激波/炮風(fēng)洞測熱試驗(yàn)，并取得了很好的結(jié)果；但針對臨近空間飛行器的舵軸、舵縫隙等局部干擾區(qū)的高熱流測量，還需要進(jìn)一步提高模型的一體化程度和測量精度。

(3) 高超聲速飛行試驗(yàn)氣動熱環(huán)境影響因素多、測量難度大，目前僅能針對飛行器大面積區(qū)域展開測量；傳感器的“冷點(diǎn)效應(yīng)”、表面催化特性差異、三維傳熱、表面燒蝕等均會影響測量結(jié)果。因此，傳感器實(shí)現(xiàn)小型化、耐高溫、長時間、高精度是目前急需解決的工程應(yīng)用難題。