賈洲俠 李志強(qiáng) 侯傳濤 吳建國(guó) 劉寶瑞 任方

基于多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻特性數(shù)值研究

賈洲俠 李志強(qiáng) 侯傳濤 吳建國(guó) 劉寶瑞 任方

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076）

針對(duì)航空航天領(lǐng)域日益嚴(yán)峻的熱防護(hù)需求，采用發(fā)汗冷卻對(duì)受氣動(dòng)加熱以及高溫燃?xì)馇治g的熱端部件進(jìn)行熱防護(hù)的技術(shù)方案受到廣泛關(guān)注。本研究發(fā)展了適用于高超聲速條件下的多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)值分析方法，對(duì)相變發(fā)汗冷卻數(shù)值分析方法進(jìn)行驗(yàn)證及修正，進(jìn)而獲得具有較高準(zhǔn)確度的多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)值計(jì)算方法。對(duì)相變發(fā)汗冷卻與外流場(chǎng)進(jìn)行一體化耦合分析，獲得主流溫度、激波及發(fā)汗出流對(duì)冷卻壁溫及冷卻效率的影響規(guī)律。

高超聲速；發(fā)汗冷卻；多孔介質(zhì)；數(shù)值分析；相變

0 引言

隨著飛行速度的提高飛行器將受到嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱，熱防護(hù)系統(tǒng)（Thermal Protect System ，TPS）對(duì)于飛行器的安全性及可靠性至關(guān)重要。熱防護(hù)系統(tǒng)可分為被動(dòng)式、半被動(dòng)式、主動(dòng)式，其類型選擇主要取決于加熱熱流密度及持續(xù)時(shí)間。主動(dòng)熱防護(hù)主要分為發(fā)汗冷卻、氣膜冷卻、熱管式冷卻及對(duì)流式冷卻。從發(fā)展歷程來看，由于在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件中的熱防護(hù)需求，氣膜及發(fā)汗冷卻技術(shù)最早應(yīng)用到燃?xì)廨啓C(jī)熱防護(hù)中[1-4]。

從傳熱原理角度分析，氣膜及發(fā)汗本質(zhì)上均屬于阻隔高溫環(huán)境式熱防護(hù)原理，故本文將這兩種技術(shù)統(tǒng)稱為阻隔式熱防護(hù)技術(shù)，圖1所示為發(fā)汗冷卻吹風(fēng)比與適用溫度范圍的關(guān)系圖。熱管技術(shù)由于其能實(shí)現(xiàn)幾乎沒有溫差的導(dǎo)熱，NASA等[4]研究機(jī)構(gòu)進(jìn)行了高超聲速飛行器前緣駐點(diǎn)位置處的高溫?zé)峁軣岱雷o(hù)方案驗(yàn)證性試驗(yàn)。對(duì)流式熱防護(hù)技術(shù)最早應(yīng)用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主動(dòng)再生冷卻，發(fā)動(dòng)機(jī)燃料進(jìn)入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管壁面內(nèi)的冷卻通道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管進(jìn)行冷卻，然后“攜帶”吸收的熱量進(jìn)行燃燒室，因此被稱為再生冷卻。發(fā)汗冷卻多用于航空飛機(jī)鼻錐、再入飛行器整流罩、導(dǎo)彈彈頭及航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片前緣，這些部件存在極為嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題，層板及發(fā)汗冷卻是針對(duì)上述應(yīng)用需求提出的主動(dòng)熱防護(hù)方案。針對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的熱防護(hù)需求，目前發(fā)展出了層板發(fā)汗冷卻及燒結(jié)多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻等方案。發(fā)汗冷卻是一種阻隔熱量式冷卻方式，冷卻介質(zhì)均勻地流出受熱壁面形成絕熱層，其具有壓降小、冷卻劑用量小等優(yōu)點(diǎn)。因此，其對(duì)主流產(chǎn)生的擾動(dòng)較小。發(fā)汗冷卻可用于飛行器燃燒室壁面、發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片等熱端部件的冷卻。如圖2所示，發(fā)汗冷卻機(jī)理可以分為兩個(gè)過程：首先是冷卻介質(zhì)在燃燒室壁面內(nèi)或渦輪葉片內(nèi)冷通道內(nèi)對(duì)流傳熱問題；其次是冷卻介質(zhì)在發(fā)汗介質(zhì)表面流出形成的氣體膜實(shí)現(xiàn)熱量的阻隔。上述兩個(gè)過程存在著顯著的耦合作用：發(fā)汗介質(zhì)內(nèi)流體的傳熱特性影響壁面的溫度分布及冷卻介質(zhì)的溫度；發(fā)汗冷卻的效果進(jìn)一步影響著氣膜對(duì)熱量的阻隔，從而反過來影響固體壁面溫度分布及冷卻介質(zhì)的溫度。

圖1 發(fā)汗冷卻吹風(fēng)比與適用溫度范圍關(guān)系

圖2 發(fā)汗冷卻原理

Bellettre等[5]分別以空氣、水蒸氣與酒精作為冷卻劑開展發(fā)汗冷卻實(shí)驗(yàn)研究。Xing等[6]針對(duì)相變材料（PCM）顆粒的單相水在微細(xì)管內(nèi)的換熱問題開展了研究。清華大學(xué)[7]針對(duì)高超聲速條件下的發(fā)汗冷卻問題開展了大量的數(shù)值與實(shí)驗(yàn)研究，獲得了超聲速條件下發(fā)汗冷卻規(guī)律。

黃拯[8]針對(duì)超音速主流條件下的發(fā)汗冷卻開展研究，對(duì)激波入射發(fā)汗冷卻平板表面的流動(dòng)與傳熱特性進(jìn)行了深入研究，揭示了激波強(qiáng)度、冷卻劑特性與多孔骨架導(dǎo)熱系數(shù)的影響規(guī)律。金韶山等[9]開展了鈍體頭錐發(fā)汗冷卻的實(shí)驗(yàn)研究，研究了注入率、主流溫度及主流雷諾數(shù)對(duì)發(fā)汗冷卻壁溫及冷卻效率的影響規(guī)律，其研究結(jié)果表明對(duì)于繞流鈍體這種主流為曲面外流的情形依然能形成有效的熱防護(hù)。吳曉敏等[10]以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室相變發(fā)汗冷卻為研究背景，分析了多種重力條件下多孔介質(zhì)及內(nèi)部缺陷對(duì)沸騰傳熱的影響。

德國(guó)宇航中心（DLR）[11]采用陶瓷基復(fù)合材料制作多孔頭錐，以純水為冷卻介質(zhì)，在來流馬赫數(shù)5.45的主流中進(jìn)行了發(fā)汗冷卻試驗(yàn)。研究表明水作為發(fā)汗冷卻介質(zhì)具有極高的冷卻效率，同時(shí)，在試驗(yàn)中由于試驗(yàn)段內(nèi)部靜壓極低，進(jìn)而導(dǎo)致試驗(yàn)件出口處的水蒸氣直接發(fā)生凝華，出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象，如圖3所示。日本宇航（JAXA）[12]針對(duì)再入飛行器熱防護(hù)結(jié)構(gòu)（TPS）開展了發(fā)汗冷卻試驗(yàn)與數(shù)值研究，并采用等離子加熱對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行了試驗(yàn)研究。多位學(xué)者針對(duì)發(fā)汗冷卻數(shù)值模擬方法開展了相關(guān)研究工作[13-15]，如表1所示，建立了超音速主流條件下的平板、鈍體頭錐與支板發(fā)汗冷卻數(shù)值計(jì)算模型。本文針對(duì)高溫以及高超聲速條件下的基于多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻特性問題開展了數(shù)值分析研究，重點(diǎn)探討了吹風(fēng)比、激波入射對(duì)多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻效率的影響。

表1 國(guó)內(nèi)外發(fā)汗冷卻試驗(yàn)研究情況

1 計(jì)算方法

本文針對(duì)基于多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻問題，開展了高溫以及高速條件下的發(fā)汗冷卻特性數(shù)值研究，流場(chǎng)控制方程如下所示

本文為了準(zhǔn)確模擬多孔介質(zhì)內(nèi)部的流動(dòng)情況，采用Darcy-Forchheimer關(guān)系來描述內(nèi)部的流動(dòng)阻力。絕熱壁溫的計(jì)算公式為

式中Ts為來流靜溫，r為恢復(fù)系數(shù)且定義為

恢復(fù)系數(shù)僅與流場(chǎng)的流態(tài)與介質(zhì)屬性數(shù)有關(guān)

對(duì)于發(fā)汗冷卻問題吹風(fēng)比是一個(gè)重要的參數(shù)，表征了入射與主流流動(dòng)之間的強(qiáng)度關(guān)系，其定義為

發(fā)汗冷卻效率為

本計(jì)算基于高超聲速流場(chǎng)計(jì)算采用Fluent軟件求解。主流流場(chǎng)進(jìn)口邊界條件采用速度進(jìn)口，冷卻介質(zhì)采用流量進(jìn)口條件，總計(jì)算域出口采用壓力出口邊界條件。計(jì)算域采用六面體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，鑒于該問題中流場(chǎng)內(nèi)部激波波系復(fù)雜，在計(jì)算中采用自適應(yīng)網(wǎng)格主動(dòng)調(diào)整不同區(qū)域的網(wǎng)格疏密程度，以便精確捕捉激波處劇烈變化的物理參數(shù)。

2 超聲速條件下發(fā)汗冷卻特性研究

2.1 高溫主流條件發(fā)汗冷卻

為了考察高溫主流條件下的發(fā)汗冷卻規(guī)律，本文采用圖4所示模型，來流為1200K的高溫主流空氣，溫度為300K的低溫空氣流經(jīng)多孔介質(zhì)平板流入主流。

圖4 高溫下發(fā)汗冷卻模型

圖5所示為高溫來流條件下的流場(chǎng)溫度、密度及速度分布云圖，從圖5中可以看出由于出射冷卻介質(zhì)的作用，在多孔介質(zhì)表面形成了一層冷卻膜，對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了冷卻，使得多孔介質(zhì)溫度顯著低于來流高溫。

圖6所示為不同吹風(fēng)比下流場(chǎng)溫度分布云圖，隨著吹風(fēng)比的增大，多孔介質(zhì)內(nèi)部溫度進(jìn)一步降低，且出流低溫冷卻介質(zhì)對(duì)后段流場(chǎng)邊界的包裹更充分，冷卻效果更好。

圖5 高溫主流條件下流場(chǎng)參數(shù)分布

圖6 不同吹風(fēng)比下多孔介質(zhì)出口處溫度分布

從圖6中可以看出低溫冷卻流體流出多孔介質(zhì)后在結(jié)構(gòu)表面形成了一層均勻的保護(hù)氣膜。且隨著吹風(fēng)比的提高，冷卻流體出流形成的包裹層逐漸增厚，增強(qiáng)了冷卻流體對(duì)高溫主流的阻隔作用，冷卻效果的提高使得結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度逐漸降低。

圖7所示為不同吹風(fēng)比條件下多孔介質(zhì)平板表面溫度以及冷卻效率分布，從圖中可以看出隨著吹風(fēng)比的提高多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻效率逐漸提高，且在較低吹風(fēng)比范圍內(nèi)提高吹風(fēng)比對(duì)冷卻效率的提高有著更為顯著的作用。主流速度的影響主要體現(xiàn)在維持一定的吹風(fēng)比，在主流溫度一定的條件下，提高主流流速相當(dāng)于同時(shí)增加了冷卻劑的入射速度，進(jìn)而直接強(qiáng)化了多孔介質(zhì)內(nèi)部的對(duì)流換熱，從而導(dǎo)致發(fā)汗冷卻效率隨主流流速增大而提高。

2.2 高超聲速激波條件下發(fā)汗冷卻

為了探究超音速條件下，特別是激波入射及干擾對(duì)基于多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻效率的影響，本研究采用在來流流道上緣設(shè)置不同角度的楔形錐板來產(chǎn)生不同強(qiáng)度的來流激波條件。本研究中的邊界條件為：來流馬赫數(shù)2.5，來流靜溫為270K。圖8所示為激波入射對(duì)基于多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻影響的數(shù)值分析模型，流場(chǎng)網(wǎng)格基于密度分布進(jìn)行網(wǎng)格疏密程度自適應(yīng)調(diào)整以捕捉激波前后劇烈變化的流場(chǎng)參數(shù)，該過程需要反復(fù)迭代計(jì)算直至收斂。對(duì)于高超聲速條件下發(fā)汗冷卻效率的計(jì)算問題，關(guān)鍵是獲得高超聲速條件下的恢復(fù)溫度，本文采用公式（4）對(duì)高超聲速條件下的壁面恢復(fù)溫度進(jìn)行計(jì)算。圖9所示為有/無(wú)激波條件下流場(chǎng)中的密度分布，從圖中可以看出，在無(wú)入射激波條件下冷卻介質(zhì)對(duì)主流起阻礙作用，在多孔平板前緣形成一道弱激波。對(duì)于流道中存在10°的轉(zhuǎn)折角的情況，該激波發(fā)生器誘導(dǎo)產(chǎn)生的激波使得波后流體壓力上升，密度顯著增大，從多孔介質(zhì)流出的冷卻流體產(chǎn)生的弱激波與其交匯。同時(shí)，上述激波在流道內(nèi)部多次反射從而形成復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)，而在激波發(fā)生器的后部由于流道突然擴(kuò)張引起膨脹波，密度顯著降低。

圖8 考慮激波入射影響的數(shù)值模型

圖9 不同來流激波條件下密度分布

圖10與圖11分別為不同來流條件下流場(chǎng)速度與溫度分布，從中可以看出對(duì)于無(wú)激波情況，出射的冷卻介質(zhì)使得流場(chǎng)中出現(xiàn)一道弱壓縮波，并在流道中發(fā)生反射。同時(shí)，激波的存在會(huì)誘導(dǎo)多孔介質(zhì)平板處提前發(fā)生分離，激波與出流導(dǎo)致的弱壓縮波相交，激波條件下的多孔介質(zhì)結(jié)構(gòu)溫度較高。

圖10 不同來流激波條件下速度分布

圖11 不同來流激波條件下溫度分布

在無(wú)激波狀態(tài)，流出多孔壁面的冷卻介質(zhì)緊貼壁面形成溫度較低的氣膜，溫度邊界層厚度沿主流流動(dòng)方向不斷增厚。當(dāng)斜激波入射到多孔壁面上，附著在多孔平板表面的整個(gè)冷卻劑氣膜溫度顯著升高，而增大吹風(fēng)比有助于減弱激波對(duì)冷卻效率降低的影響。圖12所示為有無(wú)激波條件下不同吹風(fēng)比對(duì)于多孔介質(zhì)表面溫度分布以及冷卻效率的影響。圖13所示為主流經(jīng)過激波發(fā)生器后產(chǎn)生的激波與多孔介質(zhì)平板交匯的位置，從圖中可看出，多孔介質(zhì)區(qū)域的平均溫度隨吹風(fēng)比的提高而不斷降低，在激波入射區(qū)域開始冷卻效率出現(xiàn)了顯著的降低。

圖13 激波入射與多孔介質(zhì)平板出流邊界層干擾作用

3 多孔介質(zhì)相變發(fā)汗冷卻特性分析

為了模擬發(fā)汗冷卻過程，本研究建立的準(zhǔn)三維簡(jiǎn)化模型如圖14所示，模型為長(zhǎng)80mm，寬20mm，厚2mm的三維長(zhǎng)方形多孔介質(zhì)通道，飽和水從上方流入，左右兩側(cè)流出，下方采用等壁溫加熱。采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行劃分網(wǎng)格，并進(jìn)行了網(wǎng)格無(wú)關(guān)驗(yàn)證。

圖14 發(fā)汗冷卻數(shù)值計(jì)算模型

液體被加熱到沸點(diǎn)以后，會(huì)從液相變?yōu)闅庀?。圖15所示為多孔介質(zhì)內(nèi)部氣相水蒸氣的分布云圖，從圖中在靠近兩側(cè)出口的底部附近由于流體流動(dòng)速度較快，流體傳熱能力強(qiáng)，故氣相占比降低。圖16和圖17所示為多孔介質(zhì)內(nèi)部速度與溫度分布情況。

采用上述多相流動(dòng)數(shù)值分析方法可以進(jìn)一步分析在不同類型多孔介質(zhì)、孔隙率及冷卻工質(zhì)的影響。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步分析氣動(dòng)加熱環(huán)境下外部流動(dòng)與相變發(fā)汗冷卻的耦合效應(yīng)。

圖15 多孔介質(zhì)內(nèi)部相分布云圖

圖16 多孔介質(zhì)內(nèi)部速度分布云圖

圖17 多孔介質(zhì)內(nèi)部溫度

4 結(jié)論

建立了適用于超聲速條件下的多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)值分析模型，針對(duì)典型高超聲速飛行器的氣動(dòng)力熱環(huán)境，建立飛行器極端熱部件外流場(chǎng)模型，對(duì)相變發(fā)汗冷卻數(shù)值分析方法進(jìn)行驗(yàn)證及修正，進(jìn)而獲得具有較高準(zhǔn)確度的多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻數(shù)值計(jì)算方法。多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻對(duì)高溫主流沖擊的結(jié)構(gòu)表面冷卻效果顯著，同時(shí)冷卻效率隨著主流流速增大而提高；通過激波發(fā)生器入射到多孔介質(zhì)表面，顯著地削弱了發(fā)汗冷卻效果，且隨著激波強(qiáng)度的增大削弱效果愈加明顯；激波對(duì)發(fā)汗冷卻的影響可以歸結(jié)為壁面邊界層附近流速降低，導(dǎo)致壁面絕熱溫度升高，且局部靜壓增大進(jìn)一步阻礙了冷卻介質(zhì)流出；提出了一種適用于超音速條件下的發(fā)汗冷卻試驗(yàn)系統(tǒng)方案，可以滿足基于多孔介質(zhì)發(fā)汗冷卻的主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證，該方法可以支撐多孔介質(zhì)選材以及冷卻介質(zhì)種類篩選。

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Numerical Research of Transpiration Cooling based on Porous Medium

JIA Zhou-xia LI Zhi-qiang HOU Chuan-tao WU Jian-guo LIU Bao-rui REN Fang

（Science and Technology on Reliability and Environment Engineering Laboratory, Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China）

Transpiration cooling method is increasingly used for thermal protection for hot-end components of hypersonic vehicle and engines. In this study, a numerical approach for analyzing transpiration cooling based on porous medium was established. The coupling between transpiration cooling and main flow was studied, and the effects of main flow temperatures, shock wave and outflow of transpiration cooling were analyzed.

Hypersonic; transpiration cooling; porous medium; numerical; phase change

V412

A

1006-3919(2021)02-0001-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.02.001

2021-02-04；

2021-03-28

賈洲俠（1987—），男，高級(jí)工程師，研究方向：飛行器熱防護(hù)；（100076）北京市9200信箱72分箱.