0 引言
高超声速飞行器在飞行过程中承受严重的气动加热和较大的气流剪切力,内部构件承受高温以及高的温度梯度,带来了烧蚀条件下的结构可靠性问题。烧蚀热结构试验与评估的主要目的是,在地面模拟相当的热环境,针对飞行器具体防热设计采用相应的试验模型,进行加热试验,通过适当的测试和计算手段来检验防热设计的结构可靠性。
由于气动加热地面模拟试验无法进行缩比，必须对真实结构、真实尺寸的防热部件/组件进行气动加热考核，就目前国内外的电弧加热风洞设备能力，是远远无法完全做到全模型气动加热模拟。基于此，国内外研究者一方面在提升现有电弧风洞能力上下功夫，如美国AEDC H3叠片电弧加热器功率已达80MW，后续计划研发400MW单体或组合式叠片电弧加热器[1]，美国NASA Ames IHF叠片电弧器功率60MW，配备独特的半椭圆喷管最大出口尺寸942mm×200mm，曾对X-33模型局部大尺寸结构进行了考核[2]，对800mm×800mm模型流场标定结果显示最大热流衰减量约30%，表面压力衰减量约50%[3]，锥形喷管出口最大直径Φ1 040 mm，可进行最大堵塞比近50%的大尺寸驻点模型试验[4]。意大利CIRA Scirocco叠片电弧加热器功率已达70 MW，锥形喷管最大出口直径Φ1950 mm[5]，所进行的HYFLEX飞行器鼻锥最大模型直径可达Φ800 mm，头部半径为SR400mm[6]；另一方面又配套发展相关的气动加热地面模拟试验技术，如亚/超声速导管，亚声速包罩、冷气包罩试验技术等[7, 8]，在有限电弧加热器功率和喷管尺寸的条件下，尽量模拟大尺度、复杂结构的气动加热环境，如NASA Ames 在50 mm×230 mm超声速湍流导管中对Apollo和火星探测均进行了大量试验[9]，考核大面积材料抗烧蚀和剪切性能。程淑芬等[10]采用冷气包罩流技术，使得12 MW管弧的模拟能力可以达到40 MW单一电弧加热器的水平。张友华等[11]使用亚声速包罩试验技术考核了球头半径SR26mm，底部直径Φ145 mm大尺度球锥体模型在长时间加热情况下的热结构性能及粘结工艺，显示包罩试验技术可以有效降低弧室压力、电弧电流等参数，使得电弧加热器可长时间运行600 s以上。
本文介绍了在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)FD15电弧风洞中进行的800 mm长大尺寸1∶1翼结构部件烧蚀热结构试验，在现有试验设备能力的基础上，结合超声速导管和冷气包罩试验技术，借鉴文献[12]中提到的红外窗口薄膜冷却技术，利用水冷挡板和气冷石英玻璃窗口形成包围气流通道，在尽量避免激波和壁面干扰的前提下，解决了喷管出口气流继续膨胀导致流场参数衰减严重的问题，在有限电弧功率和喷管尺寸下尽量达到最大试验状态，同时克服了导管/包罩试验中壁面完全封闭的弊端，透过气膜冷却的石英玻璃窗口还可以实时观察烧蚀现象和测量模型表面温度。
1 试验设备及试验方法试验模型为1∶1翼前缘尖楔形防热部件，翼底板长800 mm。试验在CAAA FD15电弧风洞中进行，FD15电弧风洞是国内首座喷管出口直径为Φ1 000 mm的大尺寸、长时间(分钟级)运行的高温风洞，以大气层中高速飞行器的热防护系统考核和气动物理项目研究为主要服务对象，并兼顾其他领域的需求。FD15电弧风洞主要由叠片电弧加热器、喷管、试验段、扩压器、冷却器和真空系统组成，见图 1。经电弧加热器加热的高温气流首先进入混合稳压室，在混合稳压室的入口采用径向注入的方式注入一定量的冷空气，与热气流充分混合，用以消除气流脉动并调节气流的温度与压力。混合后的气流再经过超声速拉瓦尔喷管膨胀加速，对固定在喷管出口的翼前缘模型进行气动加热试验。试验后的气流直接进入扩压段，在恢复压力的同时，也使超声速气流变为亚声速气流。之后进入冷却器冷却到常温，最后流经管道和阀门进入预先抽空的真空罐组，再由真空泵抽出排入大气。
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| 图 1 FD15电弧风洞设备示意图Fig. 1 FD15 arc-heated wind tunnel facility schema |
由于试验模型尺度较大(长800 mm)，为避免喷管出口的高温高压气流继续膨胀加速，导致模型下游流场参数衰减严重，参照导管原理，需要在模型四周加装挡板以形成封闭的气流通道。另外，为了解决常规包罩和导管试验中不能观察模型烧蚀过程的难题，本试验专门设计了石英观察窗口，由水冷框和200mm×200mm石英玻璃组成，石英玻璃表面设计气膜冷却。试验中既可以观察翼面的烧蚀过程，还可以通过红外高温计测量翼面指定位置的表面温度，模型安装示意图见图 2，试验模型安装照片见图 3。
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| 图 2 模型安装示意图Fig. 2 Sketch of the test set-up |
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| 图 3 真空舱内安装照片Fig. 3 Test set-up in vacuum chamber |
水冷挡板和气膜冷却石英窗口的加入必定会带来激波、壁面和冷却气的干扰，见图 4。试验中水冷挡板1与气流的夹角γ根据模型后掠角α和激波角β(根据斜激波关系式计算)确定，防止反射的翼尖斜激波打到翼前缘后部，石英窗口与气流的夹角θ根据翼面偏角δ确定，防止反射前缘脱体激波打到翼面后部。因此，试验模型表面热环境分布主要受到冷却气与主气单位面积质量流量即吹气比M(ρcvc/ρ∞v∞)的影响。
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| 图 4 模型布局及流场干扰示意图Fig. 4 Sketch of the model position and flowfield intereference |
气膜冷却是航空发动机高温部件和飞行器红外制导窗口上广泛采用的有效冷却保护技术,根据相关资料研究结果,在气膜出口处沿着与冷气流动垂直的方向开一个有一定深度和宽度的横槽,可使气膜的横向分布更均匀,并显著改善槽下游被冷却壁面的冷却效果,戴萍[13]深入地分析该冷却结构的流动特能和传热机理,应用两层k-ε湍流模型,研究了具有六种不同开槽宽度和深度气膜孔的气膜冷却性能,并与常规圆柱孔进行了对比分析,结果显示图 5开槽形式在任何吹风比M下的气膜有效覆盖比Af和平均气膜冷却效率η都较其它几种开槽孔的数值大,而不均匀系数σ与其它几种开槽孔相比数值最小,这说明具有中等开槽深度和最大开槽宽度的开槽孔沿测试面的整体冷却效果最好。本文参考了文献[13]中的开槽结构形式,设计了适用于本试验的气膜冷却石英观察窗口,见图 5。利用ANSYS计算了气膜冷却石英窗口在吹风比M=0.8和M=1.3下的流场温度及窗口玻璃表面中心线上沿流向的表面热流分布,见图 6、图 7。从图中可以看出,M=1.3比M=0.8的有 效覆盖比Af更大,对玻璃的冷却效果更好,玻璃上热流沿流向逐渐增加,但更大的吹气比在使窗口冷却效率提高的同时也压缩到主流场,这在后面的试验中得到进一步印证。
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| 图 5 气膜冷却开槽尺寸及结构设计示意图Fig. 5 Sketch of the slot sizes and configurations |
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| 图 6 不同M下气膜冷却石英窗口流场计算结果Fig. 6 Film cooling effectiveness contours on different M conditions |
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| 图 7 气膜冷却石英窗口表面热流比值分布曲线Fig. 7 Heat flux distribution of the gas film cooled quartz windows |
气动热地面试验中需要测量的状态参数一般包括气流总焓H0、气流总压p0、模型表面冷壁热流密度qcw、模型表面压力p[14]，正式模型试验时还需要监测模型表面温度Tw和背面温度Tb，试验前后测量质量m、厚度L或外形的变化等。
本次试验中气流总焓采用平衡声速流法测量喷管喉道前的平均容积焓，这种方法是假定喷管喉道前的气流处于平衡、等熵、定常状态，根据连续方程、能量方程和高温气体热力学性能，依据相关热力学公式进行计算的。
气流总压利用布置在混合稳压室下游壁面直径为Φ1.0 mm的测压孔测量，由于混合稳压室直径较大，流速很低，壁面测得的静压可以近似作为总压。模型表面压力通过在测试模型上开Φ1.0 mm测压孔，后面焊接细铜管并连接压力传感器即可测得。
模型表面冷壁热流采用瞬态塞式量热计测得，该种量热计由高热导率的无氧铜圆柱量热塞块和K型热电偶组成，在保证量热块与测热模型绝缘、隔热的情况下，忽略热电偶传热和量热块背面对流换热等微量热损失，根据一维非稳态热传导公式进行计算。热流测试模型由碳钢制作，翼面上布置9个热流测点(1~9)，翼前缘布置5个测点(11~15)，见图 8。
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| 图 8 热流测点分布Fig. 8 Schematic diagram of heat flux measuring points |
由于设计了石英观察窗口，使得翼面表面温度实时测量成为可能，模型表面温度采用非接触式红外测温仪透过石英玻璃观察窗测量，所采用的双色红外辐射高温计，光谱响应(0.75～1)μm/ (0.95～1.1) μm，测温范围1 000 ℃～3 000 ℃,精度0.75%。特别的，铜点炉标定结果显示石英玻璃温度上升对双色测温几乎没有影响。背面温度采用在模型背面金属底板上焊接多对K型热电偶进行测量。
3 试验结果与分析试验分两个步骤进行，第一步先利用热流测试模型校测加装水冷挡板和气冷石英窗口及不同吹风比M下的翼面热流分布；第二步选择合适吹风比M，尽量保证翼面热流符合真实飞行条件的分布特征，对由真实防热材料制作的大尺寸翼结构组合模型进行烧蚀试验，考核翼结构抗烧蚀及热匹配性能，观察烧蚀现象，测量表面/背面温度。
图 9中给出了未安装挡板及加装水冷挡板和石英观察窗口后翼面的热流密度分布，所有数据值均除以模型前部测点1、2、3的平均值q(1,2,3)进行归一化处理，从图中可以看出，未安装水冷挡板时，模型表面热流沿气流方向迅速衰减，测点4、5、6平均值q(4,5,6)为q(1,2,3)的48.5%，测点7、8、9平均值q(7,8,9)为q(1,2,3)的26.4%，相比于翼面前部q(1,2,3)，翼面后部热流衰减51.5%~73.6%；而加装水冷挡板及气冷石英观察窗口后，在吹气比M=0.8时，测点4、5、6平均值q(4,5,6)为q(1,2,3)的66.0%，测点7、8、9平均值q(7,8,9)为q(1,2,3)的60.0%，相比于翼面前部q(1,2,3)，翼面后部热流衰减34.0%~40.0%，翼面热流分布均匀性有明显提高。但当吹气比M=1.3时，即石英窗口冷却气流量增加时，与冷气包罩流效应类似，冷气流压缩主流场，使主气流通道减小，翼面后部热流出现明显升高，q(7,8,9)约为q(1,2,3)的4.5倍。可以想见，调整冷却气流量的大小，当与主气流量合理匹配时，即在合适的吹风比M下，必定可以使翼面热流更加均匀。同时，与文献[15]中的研究一样，由于受到翼根部拐角涡影响，同一截面展向热流分布并不均匀，且随着M增大有进一步增大的趋势。
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| 图 9 加装挡板前后翼面热流比较Fig. 9 Comparison of heat flux on areas of the wing with and without baffles |
图 10中给出了未安装挡板及加装水冷挡板和石英观察窗口后翼前缘的热流密度分布，所有数据值均除以模型前部q11进行归一化处理，从图中可以看出，与翼面热流分布规律类似，未安装水冷挡板时，模型表面热流沿气流方向迅速衰减，最大衰减量68.0%，加装挡板后，M=0.8时，热流最大衰减量43.7%，且翼前缘没有出现激波干扰导致的热流明显增加，但当M=1.3时，由于冷却气压缩主气，翼前缘热流最大增加1.4倍。
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| 图 10 加装挡板前后翼前缘热流比较Fig. 10 Comparison of heat flux on edges of the wing with and without baffles |
流场校测后进行真实翼结构模型试验，在吹风比M=0.8情况下，试验中透过石英玻璃窗观察模型整体加热较为均匀，外形完好无明显损伤迹象，翼面不同材料接缝缝隙略有增大，连接塞保持完好无脱落，见图 11(a)。当石英窗口冷却气增加时(M=1.3)，可以明显看到压缩流场造成了翼面后部热流的增加，见图 11(b)，试验现象与流场校测结果完全一致。
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| 图 11 模型试验过程照片Fig. 11 Photograph of the test process |
试验中利用双色红外高温计透过石英观察窗测量了模型表面温度变化历程，K型热电偶测量模型背面温度变化，表面温度呈现与轨道模拟参数一致的变化曲线，最高温度约1 200 ℃，背面温升在停车时约64 ℃~101 ℃，见图 12。
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| 图 12 试验模型温度曲线Fig. 12 Temperature curves of test models |
结合超声速导管和冷气包罩试验技术,本试验利 用水冷挡板和气冷石英玻璃窗口组合形成包围气流通道,在尽量避免激波干扰的前提下,利用有限电弧功率和喷管尺寸达到最大试验状态,并解决喷管出口气流继续膨胀导致流场参数衰减严重的问题。流场校测结果显示,加装挡板后,翼面后部热流衰减量由51.5%~73.6%减少为34.0%~40.0%,翼前缘最大热流衰减量由68.0%减少为43.7%,整个大尺度翼结构表面热流分布均匀性有明显提高,烧蚀后模型外形也充分证明了这一点。同时,相对于传统湍流导管技术完全封闭的试验段来说,透过气膜冷却石英窗口还可以在试验中实时观察烧蚀现象和测量表面温度,增加了地面模拟试验的数据信息,该试验技术有望在今后的大尺寸模型烧蚀热结构试验中得到广泛应用。
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