趙 玲, 李文浩, 岳 暉, 田 寧, 鄒樣輝

(北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

飛行器在大氣層內(nèi)進行長時間超聲速飛行時, 將承受長時間高焓、 中低熱流的嚴酷氣動加熱載荷歷程, 面臨超長時間防隔熱、 高溫氧化和強氣流沖刷環(huán)境下的非燒蝕維形、 復雜外形防熱一體化設(shè)計、 大尺寸熱結(jié)構(gòu)和熱匹配等技術(shù)難題. 由于飛行試驗很難實現(xiàn)各類工況的飛行模擬, 對出現(xiàn)的問題也難以狀態(tài)復現(xiàn), 因此高焓地面試驗設(shè)備仍然是飛行器防熱系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究及驗證最重要的研究工具. 為滿足再入狀態(tài)下全尺寸飛行器熱關(guān)鍵部件考核要求, 對長時間、 高動壓、 大尺寸、 高焓試驗設(shè)備的需求逐漸凸顯[1].

作為主要的長時間高焓試驗設(shè)備, 電弧加熱器/風洞(如國外AEDC, AHSTF, IHF, 國內(nèi)中國空氣動力研究與發(fā)展中心和航天十一院50 MW電弧風洞等電弧加熱設(shè)備[2-5])和燃氣加熱器/風洞(如國外CHSTF, GASL Leg IV, 8 ft HHT, 國內(nèi)14所 200 MW 高溫燃氣流風洞等燃燒加熱設(shè)備[6-9])在再入和其他超聲速飛行環(huán)境下的防熱材料、 熱結(jié)構(gòu)和熱防護系統(tǒng)組件考核方面發(fā)揮了重要作用. 其中電弧加熱器/風洞的高溫氣流成分為空氣, 更接近飛行環(huán)境, 在總溫、 焓值覆蓋范圍方面也有較大優(yōu)勢. 而燃氣流加熱器/風洞雖然存在介質(zhì)差異, 但由于易實現(xiàn)較大的加熱功率, 在結(jié)構(gòu)級/部段級全尺寸模型地面防熱考核及推進系統(tǒng)一體化性能測試方面具有顯著的優(yōu)勢.

本文首次利用200 MW高溫燃氣流風洞, 開展1∶1全尺寸艙段模型熱結(jié)構(gòu)/熱匹配試驗. 針對燃氣風洞介質(zhì)和調(diào)節(jié)方式等特殊性, 開展相應燃氣風洞試驗設(shè)計方法研究, 實現(xiàn)了地面燃氣流風洞環(huán)境下全尺寸艙段模型表面熱環(huán)境的有效模擬.

1 200 MW高溫燃氣流風洞設(shè)備狀態(tài)

200 MW高溫燃氣流風洞主體結(jié)構(gòu)由主加熱器、 超聲速噴管、 試驗艙、 模型安裝平臺、 收集器、 擴壓器、 噴淋冷凝和排氣系統(tǒng)組成, 其中排氣系統(tǒng)包括噴水降溫、 噴淋冷凝、 燃氣集氣及抽真空裝置. 試驗時, 高壓氧氣和煤油在主加熱器內(nèi)燃燒, 產(chǎn)生的高溫高壓燃氣經(jīng)超聲速噴管加速后形成高溫超聲速燃氣流場, 對置于試驗艙內(nèi)的試驗模型進行熱考核. 試驗后的氣流經(jīng)過擴壓器減速增壓, 由噴水降溫裝置噴入冷卻水, 將燃氣溫度降至400 ℃以下, 之后燃氣蒸氣混合氣體進入噴淋冷凝裝置, 通過噴入大量冷卻水將水蒸氣析出, 燃氣溫度進一步降至常溫后進入燃氣集氣裝置, 由內(nèi)燃動力抽真空裝置排出. 圖1, 2分別為風洞現(xiàn)場照片及主體結(jié)構(gòu)示意圖.目前 200 MW 高溫燃氣流風洞共包含A、B兩個試驗臺, 分別配套Φ340～1 500 mm 共6套不同出口直徑的噴管, 兩個試驗臺加熱器總壓、 總溫、 流量等參數(shù)一致, 并共用能源系統(tǒng)、 管路系統(tǒng)、 總控系統(tǒng)和排氣系統(tǒng). 風洞總功率大于200 MW, 總溫高達 3 650 K, 單次有效試車時間1 000 s, 總焓6～9 MJ/kg, 試驗艙真空度可達到2 kPa. 風洞主要工作參數(shù)如表1所示.

圖1 200 MW高溫燃氣流風洞Fig. 1 Photo of 200 MW high temperature tunnel

圖2 200 MW高溫燃氣流風洞主體結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 2 Major structure of 200 MW high temperature tunnel

表1 200 MW高溫燃氣流風洞系統(tǒng)主要參數(shù)

2 試驗模型

本次試驗模型為1∶1艙段部件, 模型長寬均接近2 000 mm. 模型安裝時迎風面朝上、 背風面朝下, 采取前后端機械連接、 底部輔助支撐的方式固定, 在艙段迎風面大面積上加載超聲速燃氣流. 試驗前將模型固定在專門設(shè)計的運動機構(gòu)上, 利用運動機構(gòu)調(diào)整模型迎風面與氣流的夾角, 模型前后端面進行有效隔熱密封處理. 圖3是模型安裝示意圖.

圖3 模型安裝示意圖Fig. 3 Schematic diagram of model installation

試驗時, 先采用校測模型對流場參數(shù)進行測試, 調(diào)試出所需試驗狀態(tài)后, 安裝長程驗證模型驗證長程試驗的可靠性. 待風洞和模型狀態(tài)確認無誤后, 按照最終確認狀態(tài)開展正式試驗, 獲取試驗需求數(shù)據(jù).

3 試驗設(shè)計方法

熱結(jié)構(gòu)/熱匹配地面試驗模擬需盡可能采用1∶1 全尺寸模型, 同時熱流臺階和試驗時長也應滿足各結(jié)構(gòu)部位應力峰值水平的模擬. 200 MW高溫燃氣流風洞設(shè)備能力滿足試驗要求, 但與電弧風洞地面防熱試驗裝置相比, 燃氣風洞不僅試驗介質(zhì)有較大差異, 風洞的調(diào)節(jié)方式也明顯不同, 已有風洞試驗設(shè)計經(jīng)驗不能完全套用. 試驗設(shè)計時須著重考慮: 燃氣風洞調(diào)節(jié)參數(shù)與試驗考核參數(shù)試驗的匹配關(guān)系、 燃氣介質(zhì)對試驗狀態(tài)的影響、 長時間中低熱流測試時傳感器精度等技術(shù)問題.

3.1 燃氣風洞狀態(tài)調(diào)節(jié)方法

為滿足系統(tǒng)狀態(tài)調(diào)節(jié)需求, 燃氣風洞具備4種狀態(tài)調(diào)節(jié)方式, 一是更換噴管, 試驗臺共包括6套不同出口直徑的噴管, 直徑340 mm～1.5 m; 二是調(diào)節(jié)燃燒室總壓, 可在4～6 MPa范圍內(nèi)調(diào)節(jié); 三是調(diào)節(jié)燃料混合比例, 余氧系數(shù)可在0.6～0.9范圍內(nèi)調(diào)節(jié); 四是模型與來流相對夾角;

試驗狀態(tài)設(shè)計時, 首先根據(jù)模型尺寸進考核區(qū)域大小選擇噴管尺寸, 由需要模擬的焓值范圍選擇余氧系數(shù). 冷壁熱流通過調(diào)節(jié)燃燒室壓力和模型攻角實現(xiàn). 多臺階試驗方案中, 可保持主加熱器狀態(tài)不變, 通過改變艙段模型與來流的相對夾角α實現(xiàn)不同冷壁熱流臺階的調(diào)整. 結(jié)合總焓(或恢復焓)、 冷壁熱流、 總加熱時間的模擬來實現(xiàn)模型總熱壁加熱量與需求狀態(tài)的匹配. 圖4是試驗運動臺階示意圖.

圖4 試驗運動臺階示意圖Fig. 4 Schematic diagram of test steps

根據(jù)模型尺寸及需求的試驗狀態(tài), 試驗選用200 MW 高溫燃氣風洞φ1 500 mm Laval噴管開展試驗, 噴管出口Ma=4.83. 試驗狀態(tài)為: 燃燒室壓力P0=5 MPa, 余氧系數(shù)0.8, 氧氣、 煤油流量分別為22.01, 8.09 kg/s, 試驗介質(zhì)主要組分為CO2, H2O, CO, H2. 試驗有效試驗時長1 000 s, 共模擬4個熱流臺階, 模型與來流最大夾角25°.

3.2 燃氣介質(zhì)等效冷壁熱流設(shè)計

在超聲速風洞試驗中校測模型測量的是室溫壁條件下的熱流密度, 稱為試驗條件下的“冷壁熱流密度”[10], 用q0表示, 即

q0=ρuSthr

任一壁溫Tw下的熱壁熱流密度qw表示為

qw=q0(1-hw/hr)

式中,ρ為邊界層外緣密度,u為邊界層外緣速度,St為傳熱系數(shù),hr為恢復焓,hw為壁焓.

對于空氣介質(zhì), 焓只是溫度和壓力的函數(shù), 默認當溫度T=0 K時,h=0. 由于燃氣氣體成分和性質(zhì)與空氣介質(zhì)存在較大差別, 其焓值與余氧系數(shù)密切相關(guān), 不同焓基準體系下焓值有較大差異[11-12]. 在相同參考溫度和壓力下, 導致燃氣焓值大部分情況下為負值. 為便于與空氣焓值比較或進行壁面熱流計算時, 引入焓差概念, 即將基準溫度Tc=300 K(室溫)下的燃氣焓值設(shè)為零, 試驗條件下的“冷壁熱流密度”表示為q0=ρuSt(hs-hc), 式中hc為基準溫度焓值. 則對應熱壁熱流密度可表示為

圖5為相同參考溫度下空氣與燃氣(余氧系數(shù)0.8)的焓差圖. 可知, 相同溫度壓力下, 燃氣的焓差遠高于空氣焓差值. 當空氣溫度小于1 800 K, 燃氣溫度小于2 100 K時, 空氣與燃氣焓差均近似為溫度的線性函數(shù), 與壓力無關(guān), 對應燃氣焓差近似為空氣焓差的 1.6 倍. 同等恢復焓值和冷壁熱流密度情況下, 燃氣環(huán)境中的模型表面熱壁熱流密度和表面溫度更低. 為獲得與空氣相同的熱壁熱流條件, 必須提高燃氣環(huán)境下的冷壁熱流. 同時, 受余氧系數(shù)影響, 燃氣風洞焓值調(diào)節(jié)范圍一般在6～9 MJ/kg之間, 低于電弧風洞的焓值模擬范圍(3～30 MJ/kg). 當焓值模擬目標與超出設(shè)備焓值范圍時, 也應通過冷壁熱流的修正, 實現(xiàn)總熱壁加熱量的匹配.

圖5 空氣與燃氣介質(zhì)下焓溫圖Fig. 5 Enthalpy-temperature diagram of CHO gas and air

試驗設(shè)計時, 可遵循如下步驟對燃氣風洞試驗狀態(tài)下的等效熱載荷進行計算: (1)由需求焓值范圍確定試驗余氧系數(shù), 并根據(jù)指定試驗臺階下的焓值和冷壁熱流, 初步估算空氣介質(zhì)下的模型壁溫和熱壁熱流; (2)基于燃氣熱物性數(shù)據(jù)庫、 空氣介質(zhì)下的模型表面溫度及熱壁熱流計算結(jié)果, 獲得試驗選用的等效冷壁熱流臺階; (3)借助快速工程計算方法, 初步確定試驗模擬狀態(tài); (4)根據(jù)試驗模擬參數(shù)通過迭代計算, 確定最終等效冷壁熱流臺階, 保證燃氣風洞下的熱壁熱流可與試驗需求較好覆蓋.

3.3 多臺階熱流同步校測

目前地面熱考核試驗中, 主要利用塞式量熱計進行模型表面熱流的瞬態(tài)測量. 受燃氣流風洞啟動時序影響, 最短測試時間一般不小于10 s, 如何利用有限開車次數(shù), 實現(xiàn)多工況下的熱流校測需求, 提高長時間中低熱流范圍下的熱流測試精度是迫切需要解決的問題.

長時間測試時, 由于量熱塊背面及側(cè)面絕熱的假設(shè)已不再成立, 傳熱計算時必須考慮銅塞向外散失的熱流. 建立考慮熱流損失的物理模型[13], 在原非穩(wěn)態(tài)熱流方程中加入量熱塊對周邊傳熱引起的熱損耗部分, 通過對銅塞背部溫度時間歷程數(shù)據(jù)進行指數(shù)擬合, 獲取考慮熱損失后的表面凈熱流值, 進而由表面溫度反推得到模型表面冷壁熱流.

式中,M為量熱塊質(zhì)量,CP和k分別為量熱塊比熱和導熱系數(shù),L和A分別為量熱塊的高度和量熱面積，R為導熱熱阻,Tave和T0分別為量熱塊平均溫度和初始溫度,a，b均為由量熱塊底部溫度測試數(shù)據(jù)得到的指數(shù)擬合常數(shù).

試驗中, 通過單次風洞試驗, 開展多個臺階下的試驗件表面熱流測試. 結(jié)合模型表面壓力變化趨勢, 合理選取試驗數(shù)據(jù)段進行, 利用熱損耗模型對量熱塊背溫進行分析及修正, 獲取較為準確的熱環(huán)境分布數(shù)據(jù).

4 參數(shù)測量

測量參數(shù)包括氣流總壓、 試驗流量、 余氧系數(shù)、 試驗艙壓力等設(shè)備狀態(tài)參數(shù), 模型表面冷壁熱流、 模型表面壓力等流場校測參數(shù)及表面溫度、 內(nèi)部溫度、 表面應力、 試驗前后質(zhì)量和外形變化等試驗測量參數(shù).

4.1 設(shè)備狀態(tài)參數(shù)

燃氣總壓由位于燃燒室頭部噴注器附近測壓孔測得, 由于燃燒室頭部流速很低, 可將壁面靜壓近似作為總壓值. 氣體流量采用聲速孔板測量, 液體流量采用流量計測量. 余氧系數(shù)通過實際測得的氧油流量換算得到. 試驗艙壓力由置于艙壁的系列測壓孔得到.

4.2 流場校測參數(shù)

設(shè)計并加工了與真實模型外形一致的校測模型, 在模型表面按照分布矩陣布置熱流和壓力傳感器, 用于表面冷壁熱流和壓力的測量.

在模型表面布置測壓孔, 通過焊接的測壓管引出, 并與后端壓力傳感器連接, 實現(xiàn)模型表面壓力的測量. 模型表面冷壁熱流采用瞬態(tài)塞式量熱計測得. 試驗前在熱流臺階范圍內(nèi)對塞式量熱計進行抽檢標定. 依據(jù)試驗數(shù)值仿真分析結(jié)果, 進行傳感器類型及量程的合理選型, 并參考模型表面流動狀態(tài)對傳感器進行合理布局.

校測模型表面核心考核區(qū)域以網(wǎng)格形式分布安裝了 133 個塞式量熱計和 56 個壓力傳感器, 通過模型表面冷壁熱流和壓力數(shù)據(jù)的處理, 結(jié)合插值擬合工具可得到艙段表面熱流及壓力的二維空間分布云圖.

4.3 試驗測量參數(shù)

采用近紅外光譜的非接觸紅外熱像儀和雙色測溫儀透過石英觀察窗對模型表面溫度進行非接觸測量, 測量范圍600～3 600 ℃. 為減少燃氣環(huán)境對紅外測溫的影響, 試驗時通過介質(zhì)透過率、 模型表面發(fā)射率修正等措施對紅外數(shù)據(jù)進行修正. 試驗前選用標準熱源, 在試驗艙內(nèi)不同觀測距離、 不同觀測角度下進行熱源溫度測量, 獲得模型不同運動狀態(tài)下表面發(fā)射率的修正. 同時引入燃氣透過率, 考慮燃氣流射流發(fā)射光譜對紅外測溫的影響[14]. 艙體內(nèi)壁熱結(jié)構(gòu)和隔熱層溫度由粘貼在艙壁內(nèi)部不同位置的K型熱電偶和T型熱電偶有效獲得.

采用基于雙目立體視覺原理的主動成像三維變形測量系統(tǒng)實現(xiàn)模型表面應變測量[15]. 為減少高溫燃氣流的熱輻射干擾對數(shù)字成像系統(tǒng)影響, 設(shè)計適用于高熱輻射干擾環(huán)境的特殊光學成像系統(tǒng). 在試驗艙內(nèi)外同時布置高亮度紫外燈, 采用高亮度紫外照明和窄帶通濾波成像相結(jié)合的主動成像技術(shù)獲得光強穩(wěn)定, 對比度明顯的數(shù)字圖像. 試驗前通過調(diào)配測試, 在模型表面局部區(qū)域噴涂黏附力較強的耐高溫散斑, 通過構(gòu)建模型變形前后表面高溫散斑點的三維坐標, 對位移場進行微分, 得到模型表面的應變分布情況.

試驗過程中, 在試驗艙內(nèi)前后各布置了一臺高清攝像機記錄試驗過程中艙內(nèi)的流動情況及試驗件表面情況, 同時在艙外兩側(cè)同步布設(shè)攝像機, 從不同角度對試驗件的受熱情況進行影像記錄. 試驗測量裝置布置示意圖見圖6.

圖6 試驗測量裝置布置示意圖Fig. 6 Schematic diagram of testing equipment arrangement

5 試驗結(jié)果分析

圖7給出了1 000 s試驗過程中風洞燃燒室壓力、 氧氣流量、 煤油流量、 余氧系數(shù)等狀態(tài)參數(shù)的變化曲線. 可看出在1 000 s試驗過程中, 200 MW 高溫燃氣流風洞的室壓、 氧氣/煤油流量、 余氧系數(shù)表現(xiàn)出良好的穩(wěn)定性, 長程試驗過程中偏差均不超過1%.

圖7 風洞運行參數(shù)曲線Fig. 7 Operating parameters of wind tunnel

圖8為某運動臺階下模型表面氣流覆蓋區(qū)域熱流分布云圖, 云圖中單個方格尺寸為200 mm×200 mm. 由云圖可知試驗展向有效覆蓋寬度大于1 200 mm, 燃氣風洞由于其大功率優(yōu)勢, 噴管出口氣流膨脹對流場參數(shù)的衰減影響較小, 模型大面積區(qū)域表現(xiàn)出較好的均勻度. 圖9進一步繪制出艙段表面軸向熱流變化曲線, 從艙體前端沿軸向1 m距離內(nèi), 熱流衰減不超過20%.

圖8 模型表面熱流分布云圖Fig. 8 Heat flux distribution of cabin model

圖9 沿艙段熱流變化趨勢Fig. 9 Trend of heat flux in flow direction

圖10為試驗歷程中模型的實際運動角度及典型位置艙體熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁和隔熱層內(nèi)壁測點溫度隨試驗歷程變化曲線. 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁測點直接粘貼在結(jié)構(gòu)本體框架上, 測點溫升速率大小與表面熱流變化密切相關(guān). 風洞啟動后, 隨著模型與來流相對夾角的升高, 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁溫升速率逐漸上升, 試驗結(jié)束時最高溫度超過1 300 ℃, 風洞停車后表面熱載結(jié)束, 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁溫度迅速降低. 隔熱層內(nèi)壁測點溫度在整個試驗過程中均呈現(xiàn)緩慢上升趨勢, 試驗結(jié)束后由于傳熱繼續(xù), 溫度仍繼續(xù)升高. 值得注意的是, 隔熱層內(nèi)壁測點在700, 960 s左右發(fā)生異常躍變, 躍變點分別與16°攻角、 25°攻角調(diào)整時刻對應, 可能由于少量熱氣體伴隨模型動作進入艙體內(nèi)部, 引起了溫度跳變.

圖10 模型實際運動角度及測點測試溫度曲線Fig. 10 Trends of model movement and temperature

試驗中高溫應變采集圖像及對應時刻的主應變分布云圖如圖11所示. 試驗歷程前段可獲得較清晰的高溫變形圖像, 但試驗后段由于模型表面凸起物亮度增強, 影像質(zhì)量變差. 根據(jù)應變分析結(jié)果, 某時刻測量區(qū)域前端第一主應變ε1最大值為0.074 51, 體現(xiàn)為拉伸趨勢, 模型前后方向應變最大值為0.002 18, 體現(xiàn)為壓縮趨勢; 模型左右方向應變最大值為0.027 81, 體現(xiàn)為拉伸趨勢.

圖11 主應變分布圖Fig. 11 Principal strain distribution

6 結(jié)論

本文針對200 MW高溫燃氣風洞全尺寸艙段熱結(jié)構(gòu)/熱匹配試驗開展了試驗技術(shù)研究. 建立了燃氣風洞試驗模擬設(shè)計方法, 解決了燃氣風洞試驗狀態(tài)調(diào)節(jié)、 燃氣介質(zhì)下等效熱壁熱流設(shè)計、 長時間變工況表面熱流校測等技術(shù)問題, 在燃氣風洞上首次完成1∶1全尺寸艙段模型熱結(jié)構(gòu)/熱匹配考核試驗, 為飛行器防熱方案、 熱結(jié)構(gòu)分析和設(shè)計提供了有力數(shù)據(jù)支撐, 顯著提升了現(xiàn)有地面熱防護試驗能力.