[科普中國(guó)]-高超音速傳熱

基本概念高超音速

高超音速是指物體的速度超過(guò)5倍音速（約合每小時(shí)移動(dòng)6000公里）以上。高超音速飛行器主要包括3類：高超音速巡航導(dǎo)彈、高超音速飛機(jī)以及空天飛機(jī)。

傳熱傳熱是熱能從高溫向低溫部分轉(zhuǎn)移的過(guò)程。從本質(zhì)上來(lái)說(shuō)，只要一個(gè)介質(zhì)內(nèi)或者兩個(gè)介質(zhì)之間存在溫度差，就一定會(huì)發(fā)生傳熱。物體的傳熱過(guò)程分為三種基本傳熱模式，即: 熱傳導(dǎo)、熱對(duì)流和熱輻射。傳遞熱量的單位為J（焦耳）。在某些環(huán)節(jié)上，傳熱技術(shù)及相關(guān)材料設(shè)備的研制開發(fā)甚至成為整個(gè)系統(tǒng)成敗的關(guān)鍵因素。

耐熱合金蜂窩蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)是一種先進(jìn)的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)型式，在火箭整流罩、飛機(jī)機(jī)身、航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、現(xiàn)代衛(wèi)星等航空航天結(jié)構(gòu)件中得到廣泛應(yīng)用，也成為高超音速飛行器和新一代可重復(fù)使用運(yùn)載器熱防護(hù)系統(tǒng)面板的理想方案。耐熱合金蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)用作熱防護(hù)系統(tǒng)面板，進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)必然涉及傳熱分析。由于蜂窩芯體的幾何不連續(xù)性，導(dǎo)致其內(nèi)部傳熱模式相當(dāng)復(fù)雜，包括金屬胞壁的固體導(dǎo)熱、蜂窩腔體內(nèi)的氣體導(dǎo)熱，以及蜂窩上下面板間的輻射換熱等幾種不同模式。熱分析時(shí)，如果對(duì)蜂窩芯體和其內(nèi)部的傳熱模式進(jìn)行詳細(xì)建模將使分析模型過(guò)于復(fù)雜，通常期望將蜂窩芯體等效為連續(xù)的實(shí)體，采用蜂窩芯體的宏觀等效熱導(dǎo)率進(jìn)行傳熱分析。

文獻(xiàn)1針對(duì)Hastelloy X耐熱合金蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)開展了穩(wěn)態(tài)傳熱實(shí)驗(yàn),通過(guò)控制加熱板溫度,獲得了一組熱平衡時(shí)蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的熱、冷面溫度,結(jié)合Stefan-Boltzmann定律和大空間自然對(duì)流實(shí)驗(yàn)關(guān)聯(lián)式,采用熱阻分析方法得到了Hastelloy X耐熱合金蜂窩隨溫度變化的宏觀等效熱導(dǎo)率,并采用Swan-Pittman半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)測(cè)了該蜂窩的等效熱導(dǎo)率,與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比一致性較好. 溫度越高，耐熱合金蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的隔熱效果越好，耐熱合金蜂窩的等效熱導(dǎo)率比胞壁材料的熱導(dǎo)率小一個(gè)數(shù)量級(jí)。

高超音速NS方程目前，世界航天發(fā)達(dá)國(guó)家都在致力發(fā)展完全可重復(fù)使用運(yùn)載器，其中關(guān)鍵是可重復(fù)使用熱結(jié)構(gòu)。由于相似性和成本等原因，在先期研究中常采用計(jì)算機(jī)模擬，以弄清結(jié)構(gòu)在強(qiáng)烈氣動(dòng)加熱下的熱響應(yīng)情況。這是典型的高超音速氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)耦合問(wèn)題，國(guó)際上目前在沿再入軌道研究此類問(wèn)題中常采用松耦合方法，即在幾個(gè)給定軌道點(diǎn)上進(jìn)行迭代，以確定氣動(dòng)熱與表面溫度的變化關(guān)系；在工程計(jì)算中，通常沿軌道給定表面冷壁熱流，實(shí)際計(jì)算中按表面溫度再作熱壁修正．事實(shí)上，由于再入過(guò)程中強(qiáng)烈的氣動(dòng)加熱，使再入體表面溫度發(fā)生迅速的變化，這會(huì)對(duì)表面氣動(dòng)加熱帶來(lái)影響，采用上述的松耦合計(jì)算就存在較大偏差。

文獻(xiàn)2在以往對(duì)類前緣防熱層熱響應(yīng)計(jì)算分析基礎(chǔ)上,進(jìn)一步研究實(shí)現(xiàn)了外流場(chǎng)高超音速NS方程數(shù)值計(jì)算表面氣動(dòng)加熱與防熱層結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)的耦合計(jì)算,這對(duì)于常用的非耦合計(jì)算方法來(lái)說(shuō)是一進(jìn)步,也為進(jìn)一步開展外流場(chǎng)/結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)/熱應(yīng)力全耦合一體化計(jì)算研究和防熱層表面吹氣強(qiáng)化傳熱問(wèn)題的場(chǎng)協(xié)同研究打下了基礎(chǔ). 剛開始受到加熱時(shí)，防熱層內(nèi)溫度變化主要沿防熱層厚度方向；在加熱較長(zhǎng)時(shí)間后，沿厚度方向變化很小，溫度主要沿弧長(zhǎng)方向變化．耦合條件下的氣動(dòng)加熱量要受到結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)造成的溫度變化的影響．

機(jī)載IRST系統(tǒng)在“全球快速打擊計(jì)劃”的推動(dòng)下，各軍事強(qiáng)國(guó)致力于高超音速飛行器的研制。高超音速飛行器是指速度在5Ma以上，其突防能力強(qiáng)，是在1h 內(nèi)攻擊地球任意位置目標(biāo)的新武器，這對(duì)我國(guó)防空體系構(gòu)成嚴(yán)重威脅，因此對(duì)高超音速飛行器的探測(cè)研究具有重大意義。由于目前雷達(dá)探測(cè)的局限性，機(jī)載 IRST（Infrared Searchand Track）系統(tǒng)作為一種“被動(dòng)式雷達(dá)”，其良好的隱蔽性、抗電磁干擾和遠(yuǎn)距離探測(cè)能力的諸多優(yōu)點(diǎn)使得 IRST 系統(tǒng)在戰(zhàn)場(chǎng)上發(fā)揮著重大作用。

針對(duì)高超音速飛行器不同于低速飛行器的紅外輻射特性，文獻(xiàn)3提出了機(jī)載IRST系統(tǒng)紅外探測(cè)高超音速飛行器的建模方法。重點(diǎn)利用高溫邊界層傳熱理論建立了高超音速飛行器蒙皮輻射特性模型，分析了排氣系統(tǒng)和環(huán)境背景輻射特性，根據(jù)不同高度下大氣層結(jié)構(gòu)分布對(duì)紅外輻射傳輸?shù)挠绊?，建立了大氣斜程透過(guò)率模型，提高了透過(guò)率計(jì)算的準(zhǔn)確性；考慮環(huán)境背景輻射的影響，給出了IRST系統(tǒng)對(duì)高超音速飛行器的作用距離模型。最后通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)分析了不同季節(jié)、高度和目標(biāo)仰角下大氣透過(guò)率特點(diǎn)，分析了不同仰角、速度和波段等因素下探測(cè)器對(duì)高超音速目標(biāo)紅外作用距離的影響，結(jié)論論證了所建模型的實(shí)效性。

氣體對(duì)撞加熱常規(guī)氣體加熱都是利用熱傳導(dǎo)、對(duì)流、熱輻射將熱量首先傳遞給發(fā)熱體表明附近的氣體，再通過(guò)對(duì)流換熱逐步使氣體溫度升高。要使氣體整體達(dá)到所需的溫度，需要一定的傳熱時(shí)間。用溫差加熱方式加熱時(shí)，為提高加熱速度，就需要升高外部溫度，加大溫度梯度，從而也增大了熱損失。而內(nèi)通道高速氣體的對(duì)置撞擊的加熱方法是把高速壓縮空氣的一部分動(dòng)能和壓能直接轉(zhuǎn)化為其內(nèi)能（熱能），故可在短時(shí)間內(nèi)加熱。

發(fā)明專利4公開了一種超音速氣體對(duì)撞式加熱裝置及加熱方法，加熱裝置包括由隔熱管道制成的兩段對(duì)向的先縮后擴(kuò)的變截面進(jìn)口氣流通道、兩段背向出口氣流通道，出口氣流通道垂直于進(jìn)口氣流通道，并且通道的截面積大于進(jìn)口氣流通道的截面積；進(jìn)口氣流通道和出口氣流通道連接處為氣體對(duì)撞區(qū)，氣體對(duì)撞區(qū)中心設(shè)有導(dǎo)熱性能良好的傳熱部件。將壓縮空氣從兩段相向進(jìn)口氣流通道送入，氣流在進(jìn)口氣流通道中加速至超音速，然后在氣體對(duì)撞區(qū)發(fā)生碰撞，使得氣體溫度迅速升高后通過(guò)背向出口氣流通道流出，對(duì)撞區(qū)中的傳熱部件傳遞熱量到與其連接的外圍裝置中對(duì)所需要加熱介質(zhì)進(jìn)行加熱。本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、制造成本低、加熱速度快、節(jié)能高效、清潔衛(wèi)生等優(yōu)點(diǎn)。