超声速传热

航天飞机的陶瓷防热瓦，由于材料的脆性，每次着陆后，都有为数不少的防热瓦块脱落，需重新补修后才能再次飞行。这种防热瓦的脱落与修补，不仅增加有效载荷的成本，而且影响二次飞行间的停留周期。为此，科学家们正在研制一种金属热防护材料以取代陶瓷防热瓦。为了保证金属热防护材料的刚度，一个有效的方法是采用波纹壁结构。于是绕波纹壁的气动与传热问题引起人们的关注。有文献给出国外波纹壁气动与传热的风洞试验研究结果。试验结果表明:对厚边界层的波纹壁，其壁面压力变化平缓，波峰与波谷的压力值仅差1.3倍左右，而壁面热流密度变化剧烈，波峰与波谷的壁面热流密度值最大可相差10倍左右。这种平缓压力变化与剧烈的热流变化反映了小尺度旋涡结构的固有特性，在学术上是一个重要的发现。郭大海等采用N-S方程、代数湍流模式，对超声速绕二维波纹壁的气动与传热问题进行了数值研究，得到平缓压力分布与剧烈热流变化的结果，与国外相同条件下的实验结果一致。这对于进一步深入研究小尺度旋涡的特性具有重要的意义。

高超声速飞行器己逐渐成为各国航空航天领域发展的重要方向，高超声速飞行器的气动加热问题是限制其发展的一个重要问题，被称为"热障"，热防护系统对高超声速飞行器至关重要。高超声速飞行器的热防护系统的主要作用，是在高超声速气动热力的环境卜保证飞行器内部结构的温度维持在一定的范围内，确保结构的安全，热防护系统的研究对高超声速飞行器的发展和应用具有重大意义。

常见的热防护系统有以下几种形式:吸热式热防护系统、传质换热防护系统、烧蚀热防护系统、辐射热防护系统等。根据防热方式进行分类，热防护系统可以分为被动热防护系统、半主动热防护系统和主动热防护系统三类。被动热防护结构主要包括刚性陶瓷隔热瓦、柔性陶瓷纤维隔热毡、金属热防护系统和一体化热防护系统等。一体化热防护系统是一种新型的集防热结构与承载结构于一体的热防护结构形式，不仅能够完成防热隔热功能，而且能够承受气动载荷和结构载荷，其结构形式简单且结构效率高，能够有效降低飞行器的重量，是一种极具发展前景的热防护形式。

对一体化热防护结构进行传热分析，准确地模拟传热过程，并分析结构的防热特性能够有效的指导一体化热防护结构的设计。张栖诚使用Abaqus有限元分析软件对建立一体化热防护结构的传热分析有限元模型，并进一步研究结构的防热特性，为结构设计提供依据。

热防护结构的传热过程是一个瞬态传热过程，结构的温度场随时间不断变化。使用Abaqus对结构进行瞬态 传热分析，可以得到结构在不同时刻的温度场。结构温度梯度最大时刻的温度分布如图所示，可以看出温度梯度主要存在于竖直方向，水平方向上的温度差距很小，结构的热量传递主要是沿着由上至下的方向传递。

超声速即为速度超过声音在空气中的传播速度，此时有可能会产生激波，激波就是在流体中以高于声速的速度传播并对流体产生压缩作用的波。气体中的激波最明显，受到压缩的气体与未受到压缩的气体之间有一个很薄的波阵面隔开。这个波阵面的前后的压力不同，具有突然变化。这个压力比越大，激波就越强。

飞行器结构的热防护一直是高超声速飞行的关键性问题之一。当飞行马赫数大于6时，燃烧室内燃气总温可高达3000K对于这样的高温环境，热防护需要考虑以碳氢燃料为冷却剂的主动冷却系统，即在燃烧室固壁内构造冷却通道，导入冷却剂，利用小管道流动的对流换热机制，吸收壁内的热量，将壁温控制在一定范围内。同时，作为冷却剂的燃料吸热升温后将注入燃烧室燃烧，使其吸收的热量得以回收利用。

碳氢燃料的主动冷却是一个较复杂的流动、传热过程。在实际高超声速工况下涯力一般高于燃料的临界压力2. 2 MPa，燃料的吸热升温可以从常温一直到最高工作温度(约1000 K)。在此温度变化范围内，燃料将不再由液态经过两相区到达气态，而是由液态直接进入超临界态，继续升温后出现热裂解反应，进入裂解态。同时，燃料的吸热过程受到燃气主流、壁面材料以及冷却结构等多种因素的影响，是一个典型的流体、固体多耦合问题。其中，主要影响因素包括:(1)燃气的流动特征;(2)燃气的高温离解;(3)燃烧特性;(4)冷却剂的流动与换热特性;(5)冷却剂的高温热物理特性;(6)冷却通道的几何结构。因此,从数值计算的角度来看，进行全耦合的流动与传热计算，模拟上面提到的6种过程将是非常复杂的，并且需要大规模计算能力。目前，关于碳氢燃料主动冷却系统的多维、全耦合计算的相关研究很少。因此，为了配合工程设计需要，仲峰泉等基于煤油的超声速燃烧实验以及超临界态煤油传热实验，结合了用于研究气体高温离解作用的NASA CEA软件包和用于研究碳氢化合物高温热物理特性的NISTSupertrapp数据库，提出了流/固耦合的一维传热分析。该分析包括了上面提到的6个因素，可以对不同燃烧状态和冷却条件下煤油的主动冷却过程进行分析，给出热壁、冷壁和冷却剂温度的变化，以及壁面热流分布，为冷却结构设计提供参考数据。