【《FHSMM飞行器热防护设计研究现状国内外文献综述》4500字】

FHSMM飞行器热防护设计研究现状国内外文献综述1.1气动热预示发展现状气动热环境的精确预示是再入飞行器热防护系统材料选型与设计分析的前提。随着再入飞行器发展的不断推进，从简单二维构型（如平板、球锥、圆柱）到复杂三维构型（如X-37B），从低速边界层完全气体传热到考虑质量引射和化学反应，从迎风面附着流动到背风面分离流动，从光滑壁面到粗糙避免，从边界层相似性理论近似到全N-S方程数值模拟，气动热环境预示方法也一直不断地改进完善。总的来说，目前常用的气动热环境预示方法可分为：1）模型试验方法，包括风洞试验、自由飞行试验；2）工程方法；3）数值方法；4）半工程半数值方法REF_Ref67508315\r\h[7]。1.1.1试验方法地面风洞试验遵照一定的相似性准则，通过对缩比模型流场的直接物理测量获取气动力热特性数据，是飞行器研制中气动力热特性设计不可或缺的重要环节。与真实条件下的飞行试验相比，地面风洞试验经济和管理成本较低，且数据数据较为全面。但是地面试验也存在流场均匀性、洞壁/支架干扰等天地差异性方面的问题，且由于模型缩比而导致难以对流场细节进行分析；同时对于FHSMM流动的风洞测热而言，由于无法同时模拟高度、马赫数和雷诺数，因此只能获取不同部位气动加热的无量纲关系，难以获取气动热绝对值数据，一般只作为确认气动热环境分布的依据REF_Ref67509715\r\h[8]。1.1.2工程方法工程方法的计算效率很高且能保证一定的精度，国内外发展了很多经典的经验公式及算法，主要分为平板热流理论和轴对称体热流理论两大类。平板热流理论的基本思想是利用不可压缩边界层理论公式来估算可压缩边界层内的气动热，其中的热力学特性参数和输送特性参数均按边界层参考焓来计算。平板热流理论一般与面元法结合使用，能够较为准确地给出飞行器迎风面热流分布，国外比较成熟的程序有CBAero、SHABP、MINIVERREF_Ref67509779\r\h[9]-REF_Ref67509780\r\h[11]等。轴对称热流理论的基本思想是根据飞行器物面方程将复杂三维流动比拟为二维轴对称流动，对复杂流场的描述比平板流动理论更接近于真实情况。但对于带攻角飞行的状态而言，需用轴对称比拟、等价锥法等方法进行转化处理，将带攻角流动转换为零攻角流动，其中基于流线跟踪的轴对称比拟法，由于对三维流动的刻画更为真实，是当前广泛采用的三维绕流气动热预示工程算法，较为成熟的程序有AEROHEATREF_Ref67509839\r\h[12]、LATCH等。国内国防科技大学的李建林、阎超REF_Ref67509870\r\h[13]、上海交通大学的董葳、蒋友娣REF_Ref67509877\r\h[14]REF_Ref67509879\r\h[15]等在这方面也做了一些工作，但由于工程方法中边界层外缘参数的求解主要采用牛顿理论或修正牛顿法，此方法较为粗放，其对复杂外形气动热环境预示的精度较低。1.1.3数值方法FHSMM飞行时，在飞行器安定面附近存在复杂的激波/激波干扰、激波/边界层干扰，在背风面存在复杂的漩涡与分离流动，工程算法从其原理假设就无法处理这类复杂流动，数值求解N-S方程依然是不可或缺的重要手段，也一直是国内外研究机构和学者重点研究的方法，国外较为成熟的程序有直接求解N-S方程的LAURA(LangleyAerothermodynamicUpwindRelaxationAlgorithm)REF_Ref67510334\r\h[16]、求解粘性激波层的VSL3D(VirtualStreamLab3D)REF_Ref67510336\r\h[17]和求解抛物化N-S方程的HYTACREF_Ref67510338\r\h[18]和AFWALPNSREF_Ref67510341\r\h[19]等。国内在复杂外形三维绕流数值求解和气动热计算方面也取得了很多的研究成果，如空气动力研究与发展中心的沈清REF_Ref67510342\r\h[20]-REF_Ref67510345\r\h[22]等、中科院力学所的王发民REF_Ref67510346\r\h[23]、国家CFD实验室的叶友达REF_Ref67510347\r\h[24]等、浙江大学、国防科大、北京航空航天大学、西北工业大学等科研单位及院校。目前而言，在气动加热数值模拟方面的研究已经取得许多成果和进展，但气动热问题本身的复杂性导致了数值模拟对网格和计算方法的要求非常高，适用于FHSMM流动的CFD格式、网格解的独立性、网格与各种流动模型的干扰等问题仍然需要进一步的深入研究，提高CFD的性能和可靠性还有很多工作要做。1.1.4半工程半数值方法普朗特的边界层理论中将流场分为边界层外的无粘流动和边界层内的粘性流动，且对于FHSMM流动而言边界较薄。随着数值解法的逐渐成熟，提出了半工程半数值的求解思路，用数值方法求解边界层外的无粘流动，一方面由于无粘流动相对于粘性流动数值求解收敛速度更快，另一方面也解决了工程方法对复杂外形过于粗放、求解精度差的问题，而边界层内的粘性流动依然采用工程方法求解。这种半工程半数值方法相对于纯工程算法，适用范围更广，可以较为精确地预示复杂外形气动热环境；相对于纯工程算法，计算速度更快、效率更高，便于工程应用中的大规模计算。国外从20世纪90年代后期开始这方面的研究，发展至今较为成熟的程序有AA3DBL、UNLATCH2REF_Ref67511120\r\h[25]、UNLATCH3REF_Ref67511121\r\h[26]等。国内学者也开展较为深入细致的跟踪研究并取得了较好结果REF_Ref67511123\r\h[27]-REF_Ref67511261\r\h[29]。1.2热防护设计发展现状热防护根据防隔热机理不同可分为三大类，即被动防热、半被动防热和主动防热REF_Ref67517518\r\h[30]。被动防隔热方案中没有物理或化学反应过程，部分热量通过表面辐射放热的形式散发出去、其余热流通过热传导的形式向防隔热材料内部传递，从材料结构划分为可分为防热结构、隔热结构和热沉结构。主动防热方案中热量主要由增压输送系统供给的冷却工质带走而不向内部结构传递，过程中冷却工质存在物理相变过程，可采用的冷却方式有发汗冷却、薄膜冷却和对流冷却。半主动冷却防热方案中没有主动输送的冷却工质，热量主要通过防热材料的化学反应吸热挥发带走，常用的为烧蚀型防热壳体。被动热防护系统结构简单，且不会因较大范围的烧蚀而影响飞行器的气动外形，是国内外FHSMM飞行器热防护结构研究的重点。1.2.1超高温防热材料在FHSMM飞行器端头、机翼前缘等高温部位，一般采用碳/碳复合材料、陶瓷复合材料等超高温防热材料REF_Ref67517546\r\h[31]。碳/碳（C/C）复合材料是以碳纤维织物为纤维织物、以碳为基体的复合材料，是一种兼具防热和承力性能的优异轻质化材料，主要用于制造再入飞行器端头部件、航天飞机机鼻和前缘REF_Ref67517547\r\h[32]，美国超高速飞行器X-43就使用了此种材料，并完成了大量的地面和飞行试验。通过在C/C材料内部添加或者表面制备耐高温难熔金属元素，可以提高材料的耐温防热性能，俄罗斯的抗氧化涂层技术可使C/C复合材料在2000℃有氧环境下工作1h不破坏。超高温陶瓷根据材料组分和工艺分为两大类。一类是以硼化锆ZrB2、硼化铪HfB2、碳化锆ZrC等难熔重金属化合物为主的复合体系，此类材料可在2000℃以上环境中保持非烧蚀和基本的力学性能。美国桑迪亚国家实验室研制出的ZrB2和HfB2体系的超高温陶瓷，具有良好的抗烧蚀、抗氧化和抗热冲击性能，并在经历时长23min、最高温度达2760℃的试验环境后依然保持完整无缺、形状良好。另一类是C/SiC复合材料，C/SiC复合材料具有低密度、高强度、耐高温、抗烧蚀和抗冲击等优点，以碳纤维或碳化硅纤维织物为纤维织物、以碳化硅为基体的复合材料，由于其基体本身就具备抗氧化性能，因此C/SiC抗氧化性能的持续稳定性优于C/C复合材料。西北工业大学、国防科技大学等单位成功研制出C/SiC陶瓷复合材料，并通过了大量的模拟环境和热试车考核REF_Ref67517548\r\h[33]REF_Ref67517550\r\h[34]。1.2.1大面积使用防热材料除端头、机翼前缘等局部热环境较为严酷的区域外，其余热环境相对于较低的区域所采用热防护材料称之为大面积防热材料，常用材料有刚性陶瓷防热瓦、柔性隔热毡和金属热防护结构。刚性陶瓷防热瓦最早在美国航天飞机上使用，主要包括高温重复使用表面隔热瓦（HRSI）和低温可重复使用表面隔热瓦（LRSI）REF_Ref67517551\r\h[35]，典型结构如REF_Ref73481230\r\h图1.2。刚性陶瓷防热瓦属于早期的大面积防隔热材料，存在更换维护工作量大、内部容易产生疲劳损伤等缺点，除了美国、苏联航天飞机曾大面积使用外，后来发展的再入飞行器已经很少大规模使用，但由于在较高温区存在仍有一定的竞争力，世界各国并未放弃对此方案的改进研究。刚性陶瓷隔热瓦典型结构柔性隔热毡（FRSI）为轻质柔性防热结构，典型结构如REF_Ref67518212\r\h图1.3REF_Ref67517849\r\h[36]，主要用于承载不大的较低温区，与刚性陶瓷防热瓦相比内部应力较小，可制成大尺寸隔热毡直接用常温固化硅橡胶粘接在铝合金蒙皮上。目前美国研发的新一代陶瓷隔热毡，表面蒙皮改用整体编织碳化硅材料，隔热层采用三氧化二铝和硼硅酸铝混合方案，工作温度可得达1480℃。柔性隔热毡典型结构金属热防护系统从20世纪70年代发展至今，先后出现了金属支架结构、金属多层壁结构、高温合金蜂窝夹层结构发展到新型ARMOR热防护结构REF_Ref67517849\r\h[36]-REF_Ref67517871\r\h[38]。金属热防护系统发展至今，常见的是采用预封装防热和承力蜂窝夹芯结构，金属盒内填充轻质绝热纤维作为隔热结构，典型结构如REF_Ref67519837\r\h图1.4。NASA曾使用简化的一维传热程序来分析、设计金属热防护系统以及与之竞争的其他热防护系统，结果表明在较高热载下，金属蜂窝热防护结构最轻。国内上海交通大学REF_Ref67517873\r\h[39]、哈尔滨工业大学REF_Ref67517874\r\h[40]在这方面也做了大量的研究工作。典型金属热防护结构参考文献张灿,刘都群,王俊伟.2020年国外高超声速领域发展综述[J].飞航导弹,2021(01):12-16.张灿,王轶鹏,叶蕾.国外近十年高超声速飞行器技术发展综述[J].战术导弹技术,2020(06):81-86.张灿,林旭斌,刘都群,胡冬冬,叶蕾.2019年国外高超声速飞行器技术发展综述[J].飞航导弹,2020(01):16-20.宋巍,梁轶,王艳,袁成,王竹溪.2018年国外高超声速技术发展综述[J].飞航导弹,2019(05):7-12.孙学文.高超声速气动热预测及热防护材料/结构响应研究[D].北京科技大学,2020.李建林.临近空间SDHK飞行器发展研究[M].北京:中国宇航出版社,2012：1-18.高翔.攻角下高超声速弹头气动热和温度场的计算与研究[D].南京理工大学,2016..朱广生,聂春生,曹占伟,袁野.气动热环境试验及测量技术研究进展[J].实验流体力学,2019,33(02):1-10..彭治雨,石义雷,龚红明,李中华,罗义成.高超声速气动热预测技术及发展趋势[J].航空学报,2015,36(01):325-345.KinneyDJ,GarciaJA,HuynhL.PredictedconvectiveandradiativeaerothermodynamicenvironmentsforvariousreentryvehiclesusingCBAERO.AIAA2006-659.2006.赵文苑,吴颂平.大宽钝比高超声速飞行器气动热数值工程混合算法研究[A].中国力学学会流体力学专业委员会.第九届全国流体力学学术会议论文摘要集[C].中国力学学会流体力学专业委员会:中国力学学会,2016:1.李佳伟,王江峰,程克明,伍贻兆.高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法[J].空气动力学学报,2019,37(06):956-965.李建林,唐乾刚,霍霖,程兴华.复杂外形高超声速飞行器气动热快速工程估算[J].国防科技大学学报,2012,34(06):89-93..蒋友娣,董葳,陈勇.SDHK钝头体变熵流表面热流计算[J].航空动力学报，2008(23):1591-1594.李会萍,董葳.SDHKFHS钝头体表面热流计算[J].上海航天,2010(2):18-22.GnoffoPA.Upwind-biasedpoint-implicitrelaxationalgorithmforviscouscompressibleperfectgasflow,NASATP-2935,1990.MurrayAL,LewisCH.HypersonicThreeDimensionalViscousShock-LayerFlowOverBluntBodies,AIAAJournal,1978(12):1279-1286.HelliwellWS,DickinsonRP,LubardSC.ViscousFlowOverArbitraryGeometriesatHighAngleofAttack,AIAA-80-0064.ShanksSP,SprinivasanGR,NicoletWE.AFWALParabolizedNavier-StokesCode，FormalizationandUser'sManual,AFWAL-TR-82-3034.1982.沈清.三维复杂SDHK粘性流场的数值模拟[D].博士学位论文,中国空气动力研究与发展中心,1991.贺国宏,高晓斌,庞勇.SDHKFHS体表面热流数值模拟研究[J].空气动力学学报,2001(2):177-185.毛枚良,郭智权.机动飞行器中等攻角SDHK无粘绕流数值模拟[J].空气动力学学报,1996(2):162-166.王发民,沈月阳.SDHK升力体气动热数值计算[J].空气动力学学报,2001.国义军.钝锥SDHK绕流空间分离形态的数值模拟及分析研究[D].国家CFD实验室论文,1998.HamiltonHH,WeilmuensterKJ,DeJarnetteFR.Improvedapproximatemethodforcomputingconvectiveheatingonhypersonicvehiclesusingunstructuredgrids[J].AIAA2006-3394.H.H.Hamilton,K.J.Weilmuenster,F.R.DeJarnette.ApproximateMethodforComputingLaminarandTurbulentConvectiveHeatingonHypersonicVehiclesUsingUnstructuredGrids[J].AIA