高超声速方向舵吹除冷却的耦合传热分析

《International Communications in Heat and Mass Transfer》：Coupled heat transfer analysis of transpiration cooling for hypersonic rudders

　　

**摘要** 在超声速飞行条件下，飞行器舵面面临严重的气动与热环境威胁。透气管式冷却通过在多孔基体内部促进流动与传热，并在近壁区域形成低温保护性冷却液膜，从而提供有效的热防护。本研究构建了全尺寸超声速飞行器舵面模型，并在其结构中集成了透气管式冷却模块。随后，建立了超声速流动下透气管式冷却的耦合传热数值模型，研究了连续透气管式界面布置对近壁流场及热响应的影响。与基准舵面模型相比，阐明了透气管式冷却对边界层扰动及热载荷缓解的作用。此外，研究了冷却剂质量流量对温度场调控的影响，并引入了基于温度的冷却效率指标，以定量评估不同舵面部件的热防护性能。结果表明，连续透气管式冷却显著增厚了近壁区域的低速冷却液层，增大了弓形激波驻点距离，并大幅降低了结构温度，尤其是多孔前缘区域。增加冷却剂质量流量可进一步提升冷却性能。当冷却剂质量流量从5增至20 g/s时，蒙皮、骨架和多孔前缘的冷却效率分别从20.7%提升至39.1%、从18.8%提升至36.8%、从56.3%提升至87.0%。然而，在较高冷却剂质量流量下，冷却收益增量逐渐减小，表明边际收益递减。

**引言** 超声速飞行器凭借无与伦比的速度优势、强大的突防能力和快速响应部署潜力，已成为航空航天工程领域最具先进性和变革潜力的研究课题之一。在超声速飞行过程中，由于边界层分离和激波干扰引起的极端气动热耦合效应，飞行器表面承受着包括超高温、强剪切力和宽频振动在内的多物理场耦合载荷[1]。舵面结构作为超声速飞行器中热环境最严苛的关键部件之一，运行于涉及气动力、热和振动的严重多场耦合载荷环境中。Jackson等人报道指出，飞行器的热载荷随马赫数增加而增大，当马赫数超过5后，飞行速度每增加一个马赫数，总温约升高556 K[2]。美国国家航空航天局（NASA）的超声速试验飞行器在马赫7和马赫10条件下，前缘温度分别达到约2000 K和2500 K[3][4]。Savino等人[5]对超声速飞行的气动热环境进行了数值研究，证明当巡航速度达到马赫8时，驻点热流密度超过3.5×103 kW/m2。因此，在极端热载荷和机械载荷条件下，舵面结构的热防护对于防止材料性能退化及严重结构变形至关重要，否则将影响气动性能和结构完整性。

传统被动热防护系统依赖于材料自身的隔热或吸热能力，对于超声速飞行器的关键部件而言不足以承受极端热流密度[2]。此外，半被动热防护系统，如烧蚀冷却，在工作过程中会出现过度材料烧蚀后退现象，导致气动外形改变并引起气动性能退化。因此，烧蚀技术不适用于超声速飞行器的关键部件，尤其是控制面。主动热防护技术通过主动引入外部能量或冷却介质，强制去除、转移或阻挡极端气动热流，从而保护飞行器结构，已被证实具有优异的热防护性能[6][7][8][9]。典型的主动热防护技术包括对置射流[10][11][12]、薄膜冷却[13][14]、透气管式冷却[15][16]以及这些技术的组合应用[17][18]。

在上述技术中，透气管式冷却以其高达10?–10? kW/m2的冷却能力而备受关注[19]。此外，该技术对气动构型具有强适应性，且冷却剂消耗量相对较低[7][9]。这些特点使其特别适用于在高热载荷下持续运行的飞行器。透气管式冷却的减热机制涉及两个关键过程[2]。第一个过程是多孔区域内部的流动与传热。多孔介质具有较大的比表面积，当冷却剂渗入多孔区域时，能够与基体进行快速而充分的换热，多孔基体内部的大部分热量将被耗散。第二个过程涉及冷却剂溢出并在近壁区域形成冷却液膜。冷却剂从多孔区域渗出后，在壁面形成低温液膜，该液膜起到热屏障作用，抑制高温主流向多孔基体的传热[20]。这一现象通常被称为边界层热阻隔效应[21]。

透气管式冷却的一个重要研究方向是阐明冷却规律及主流与冷却剂之间的相互作用机制。早期研究受限于计算流体力学尚未完全发展，描述多孔区域流体热过程的达西定律和能量方程的解析解仅在一维流动和无限大平板的假设条件下可获得。此外，传统热流传感器（如伽尔顿温度计和薄膜量热器）仅适用于简单几何构型。因此，多孔平板成为早期研究中最广泛使用的几何模型[22][23][24][25]。即便如今，许多研究者仍在实验和数值模拟中使用多孔平板来研究透气管式冷却过程。Huang等人[26]采用红外成像和粒子图像测速系统，对孔径分别为1 mm和0.5 mm的多孔平板透气管式冷却的流动与传热机制进行了实验研究。研究发现，当喷吹比在2%至2.5%之间时，边界层内发生剧烈掺混，导致1 mm多孔平板的冷却效率显著低于0.5 mm平板。Wu等人[27]以低升华点的固体材料替代传统气态冷却剂，提出了一种利用升华吸热特性的透气管式冷却技术。他们将该技术应用于平板模型，并在高温风洞中进行了实验验证。结果表明，这种组合冷却方法可有效应对驻点区域极端高热流密度，同时降低透气管式冷却的冷却剂消耗量。Chen等人[28]提出了一种梯度孔隙率的新型透气管式冷却平板结构。与均匀孔隙率平板相比，梯度孔隙率结构具有更好的温度均匀性，且所需注入压力更低。Christopher等人[29]采用直接数值模拟研究了平板模型上透气管式冷却诱导的边界层湍流特性及热流变化机制。壁面热流密度的降低是由于非零壁面法向速度引起的热对流效应，以及冷却剂积聚导致平均边界层温度降低所致。Cerminara[30]也采用直接数值模拟方法，研究了超声速湍流边界层对平板模型透气管式冷却减热效率的影响。数值结果表明，与相应的层流工况相比，多孔区域内的冷却效率降低约15%–30%，而完全发展湍流区域内的冷却效率降低约70%–85%。Ma等人[31]采用平板透气管式模型研究了孔阻塞条件下的传热与传质特性。结果表明，在低喷吹比下，随着阻塞比的增大，整体冷却性能有所改善；但在高喷吹比下则呈现相反趋势。

平板模型的使用部分源于历史局限，也因为简化模型有助于研究者排除无关流动现象的影响，从而获得更基础的信息。然而，平板模型与实际飞行器构型之间存在显著差异。飞行器上复杂的分离流动、激波/边界层相互作用以及三维效应可能导致从简化模型得出的结论不再适用。幸运的是，新材料和制造技术的进步，特别是增材制造技术的发展，为透气管式冷却系统的开发创造了新的可能性[32][33]。这些技术进步使得具有复杂几何形状的多孔基体得以制造，显著提高了透气管式冷却系统的设计灵活性。相应地，透气管式冷却开始被应用于超声速飞行器的各种高温部件。Xiao等人[34]将透气管式冷却应用于超声速飞行器的头锥，研究了多孔区域内流体与金属骨架之间的传热与传质过程。他们发现，在高焓超声速来流中，仅需少量冷却剂即可在多孔壁面上方形成有限厚度的连续保护膜，从而提供有效的热防护。Zhao等人[35]构建了不等厚度头锥模型，在超声速流动条件下对透气管式冷却进行了实验研究。该设计可主动调节冷却剂分布，有效应对驻点区域极端热载荷的威胁。Wang等人[36]提出了一种基于微通道的头锥构型局部透气管式冷却方法，并进行了数值模拟。结果表明，局部透气管式冷却是降低头锥热量的有效方式，冷却效果主要取决于多孔介质的孔隙率和微孔的空间分布。Liu等人[37]设计了具有梯度孔隙率布置的楔形头锥，通过实验和数值分析研究了其热防护性能。研究发现，梯度孔隙率布置显著提高了驻点冷却效率和外表面温度的均匀性，而孔隙率对冷却性能的影响最为显著。Ding等人[38]将透气管式冷却应用于超声速飞行器的前缘，提出了一种多元多孔区域布置策略。他们证明单一多孔区域不足以实现大面积热防护，而二元多孔区域可满足这一需求，并实现显著更强的减热效果。Zhang等人[39]提出了一种针对飞行器前体侧缘的组合冷却技术，将分区多孔透气管式冷却与对置射流相结合，并数值研究了其减热性能及潜在优势。对置射流可有效调节局部冷却剂流动，增加边界层内冷却剂的覆盖面积，从而增强冷却性能。

除了超声速飞行器外表面的高热流密度区域外，发动机部件也常常是透气管式冷却研究的重点。Huang等人[40]将透气管式冷却应用于超燃冲压发动机中的撑杆喷注器，通过风洞实验验证了其热防护效果。试验后喷注器结构保持完整，仅在撑杆尖端观察到轻微烧蚀，表明透气管式冷却对撑杆喷注器具有显著的热防护作用。Wang等人[41]将透气管式冷却应用于C3X型涡轮叶片，并进行了性能分析和参数优化。结果表明，在涡轮叶片压力侧采用高孔隙率结构有助于在叶片表面附近形成高效的低温冷却液膜。Miao等人[42]将透气管式冷却应用于超声速喷嘴，并开发了基于卷积神经网络的方法来预测和优化冷却性能。该方法已被验证为准确且高效。此外，结合混合优化算法，该方法还可同时优化总冷却效率和轴向推力。Xiong等人[43]建立了燃烧室透气管式冷却数值模型，将实际气体模型与燃烧模型相结合，研究了跨临界条件下冷却特性的变化。温度呈现非均匀变化趋势，这是焦耳-汤姆逊效应与燃烧室加热效应共同作用的结果。此外，增大平板孔径可降低冷却剂流动过程中的黏性和惯性损失，从而提高透气管式冷却效率。

随着对气动加热与结构导热相互作用关注度的提升，流体-热耦合方法在评估超声速流动中的主动热防护策略方面被越来越多地采用。

# 文献综述与研究背景

Liu 等人[44]采用流体-热耦合策略研究了配备对置射流的钝头前缘，表明表面热流分布强烈依赖于外流与固体结构之间的热相互作用。随后，Meng 等人[45]通过流体-热耦合仿真对比了尖锥、尖锥-对置射流、尖锥-侧向射流和尖锥-多射流等构型，结果表明尖锥-多射流组合构型在阻力和热防护综合性能方面表现最优。对于更为真实的三维飞行器构型，Meng 等人[46]将相同的耦合概念应用于带尖锥的波翼飞行体，发现尖锥与对置射流的组合显著降低了气动加热，并在耦合过程中大幅重构了三维流场。该耦合方法进一步扩展至配备尖锥-多射流系统的双锥体导弹，研究发现增加射流压比可使峰值压力和峰值热流分别降低最多58.21%和46.43%[47]。Meng 等人[48]的综述系统地总结了尖锥、气动盘和基于射流的主动流动控制技术，强调在评估超声速减阻与热防护系统时应明确考虑流体-热-结构相互作用，因为外流重构本质上与结构的热响应和力学响应耦合并。Meng 等人[49]通过将多目标优化与松散耦合的流-热分析相结合，研究了气动尖锥-通道注入概念，优化构型使阻力进一步降低6.73%，气动加热降低6.51%。与本研究的关联更为密切的是，Li 等人[50]采用流体-热-结构耦合方法研究了配备多孔对置射流的高速舵面前缘，其研究聚焦于离散对置射流对前缘流场的重构，并评估了不同射流压比下减阻、热防护和结构响应的效果。随后，Meng 等人[51]对配备尖锥-多射流系统的钝头体进行了瞬态流体-热-结构耦合分析，重点考察了外流重构对结构温度、热应力和变形的影响。Meng 等人[52]提出了一种自持多孔射流气动尖锥，其中来流通过内部通道引入以产生侧向注入，并研究了喷管膨胀角和攻角对气动、气热及热结构响应的影响。

与现有流-热耦合文献中占主导地位的钝头前体和尖锥/射流构型不同，超声速舵面具有薄壁大后掠角几何形状、紧凑的内部承力骨架以及复杂的三维导热路径。此外，渗透冷却通过多孔前缘引入持续的质量传递，导致多孔介质内部冷却剂输运、近壁薄膜形成、边界层修改造成的气动加热变化以及舵面结构内部的热再分配之间产生复杂相互作用。因此，由简化平板模型或钝头体射流控制构型得出的结论无法直接表征渗透冷却舵面的热响应，特别是不同结构部件的冷却响应以及跨流向冷却剂分布相关的三维不均匀性仍有待深入了解。

因此，本研究在共轭传热条件下，调查全尺寸超声速舵面持续渗透冷却所诱导的近壁流动调节和结构热响应。首先，构建了具有渗透冷却的全尺寸超声速舵面模型。然后，建立了超声速流中渗透冷却的耦合传热模型，同时考虑外部超声速流动、多孔前缘的冷却剂输运以及舵面蒙皮和内部骨架的导热。通过对比公开文献中的间断渗透冷却前缘案例和圆柱形前缘共轭传热实验验证了数值方法的可靠性。随后，通过与基准舵面模型进行对比，揭示了渗透冷却对舵面边界层结构和温度场的影响。最后，定量研究了冷却剂质量流率变化对舵面热负荷缓解的影响。

本研究的贡献有三方面：(1) 表征了具有真实内部结构部件的渗透冷却舵面的耦合热响应，使多孔前缘、蒙皮和骨架的冷却效果得以区分；(2) 阐明了持续冷却剂注入修改前缘激波、近壁速度和温度场以及后续结构传热的机理；(3) 量化了三维温度不均匀性以及随冷却剂质量流率增加而递减的热效益，为超声速舵面热防护中的冷却剂分配提供了工程指导。

## 物理模型

舵面是一种气动控制面，通过改变局部气流方向来调节飞行器的姿态和飞行方向。飞行过程中舵面直接暴露于超声速来流的冲击，因此设计有效的热防护方案至关重要。本研究提出了如图1所示的构型，用于研究超声速条件下渗透冷却对舵面近壁流场结构和骨架热响应的影响。

## 渗透冷却热防护性能

计算结果来自无冷却剂注入的基准算例和冷却剂质量流率为10 g/s的渗透冷却算例，通过上述数值模型和流体-热耦合求解策略获得。这些结果用于分析渗透冷却对舵面周围近壁流场的影响以及固体部件的热响应。以下讨论从两个方面展开。首先，

## 结论

本研究建立了集成渗透冷却模块的全尺寸超声速舵面，在耦合传热条件下研究了渗透冷却的热防护机理。通过考虑外部超声速流动、多孔前缘中的冷却剂输运以及舵面蒙皮和内部骨架中的导热，建立了流体-热耦合数值框架。数值方法通过间断渗透冷却前缘算例和文献报道的圆柱形前缘共轭传热实验进行了验证。

## CRediT作者贡献声明

Daiwei Li：原稿撰写、软件、调查研究、数据整理。Jiawen Song：审阅与编辑、指导、项目管理、数据整理、概念构思。Shibin Luo：审阅与编辑、资源获取、项目管理、方法论、正式分析。Jiacheng Yuan：可视化、验证、软件。Zhongding Tang：可视化、软件、方法论。Yanbin Feng：指导、资源获取、方法论。Yicong Dai：可视化、软件。

## 利益冲突声明

作者声明不存在可能影响本论文工作的任何已知竞争性经济利益或个人关系。

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