非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究

于明星, 白书欣, 徐晓亮, 曹占伟

(1. 国防科学技术大学, 长沙 410073; 2. 北京临近空间飞行器系统工程研究所, 北京 100076)

非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究

于明星1,2,*, 白书欣1, 徐晓亮2, 曹占伟2

(1. 国防科学技术大学, 长沙 410073; 2. 北京临近空间飞行器系统工程研究所, 北京 100076)

针对电弧风洞试验条件下非催化壁防热材料在非平衡流场中存在的防热性能“欠考核”问题，提出了有效考核方法。以典型陶瓷基复合材料尖劈外形试件为例，采用CFD数值模拟与试验状态调试相结合的方法，对典型电弧风洞试验条件下完全催化壁和非催化壁材料的热流进行了数值模拟，并结合热流实测结果，确定了风洞试验状态并完成了试验，实现了对该类热防护材料防热性能的有效考核，为非催化壁材料防热性能试验“欠考核”问题提供了解决途径。

非催化；非平衡流；防热性能；电弧风洞试验；考核方法

0 引 言

随着宇航技术的不断发展，以陶瓷基复合材料或表面涂覆陶瓷基涂层的材料(下文统称为陶瓷基复合材料)为代表的非催化壁防热材料在先进航天器结构与热防护设计中得到更广泛的应用。对于某些以高焓(低压)、中/低热流为特征的气动加热环境，以陶瓷基复合材料为代表的非催化壁材料在地面风洞试验中往往表现出实测温度严重低于预期的现象，尤其是在流场非平衡特点突出的试验工况下，材料表面催化特性对试验件热响应的影响尤为显著。究其原因在于：目前风洞试验状态调试时均采用金属材质的热流传感器，对气流中原子复合的作用接近于完全催化，即状态调试测得的热流接近平衡态热流，而陶瓷基复合材料对原子复合的作用接近于完全非催化，实际接受的热流显著低于测试热流。同时，相对于飞行条件而言，地面试验条件的非平衡度往往更高，有限催化壁材料实际接受的热流相对更低，即若按飞行条件的热流进行状态调试，对陶瓷基复合材料而言就存在考核不充分的问题。同时，材料壁面催化、流场化学非平衡、试验件热响应与试验设备运行参数是一个紧耦合问题，在开展正式试验之前难以通过简单的评估而提出准确合理的试验状态参数。

多年来，国内外学者针对材料壁面催化特性与流场化学非平衡特性对热流的影响进行了大量研究[1-8]，取得了很多研究成果。例如：W.A.Carden[1]通过试验研究了催化条件下非平衡离解流中半球体的传热问题，结果表明：完全催化时，铜表面传热结果与理论计算非常一致；而当壁面为非催化材料时，表面热流降低约40%；M.Barbato等人[2]基于多种催化壁面，分别计算了完全催化、局部热化学平衡以及完全非催化和有限催化壁面条件下的壁温，并在有限速率催化条件下使用了原子氮和原子氧的复合以及一氧化氮生成的催化模型；L.A.Anderson[3]通过试验研究了不同材料表面催化对驻点加热的影响，发现相对于金属镍和金属箔，二氧化硅材料的热流要小1/3左右；P.A.Gnoffo等人[4]对壁面催化效率变化条件下气动热计算结果进行了解析修正，并给出了不同催化属性下壁面热流的改变程度等。以上研究成果表明，在不同的飞行、试验条件下，材料壁面催化特性的确会对材料表面真实热流产生显著的影响。目前，研究者的关注点大都集中在物理现象本身，而对于如何科学有效地确定地面试验状态，以达到对飞行条件有效考核方面的研究，始终未见报道，特别是对于近年来开始大规模使用的陶瓷基复合材料壁面催化欠考核问题，缺乏有效的试验模拟方法。

针对非平衡流场气动加热与材料壁面催化问题，本文提出了采用CFD数值模拟与试验状态调试相结合的试验状态参数确定方法及具体实施步骤，并结合电弧风洞试验，从试验条件下的气动热环境预示、试验状态调试与修正、试验结果分析等方面进行了综合验证，实证了该方法的工程可实现性，相关研究成果可为非催化壁材料在非平衡流场条件下防热性能的考核与评价提供借鉴。

1 非催化壁材料在非平衡流场条件下的热响应特点及天地差异

高马赫数流动中，空气中的氮、氧分子经过激波后受高温作用会发生离解，产生大量氮、氧原子，原子在到达防热材料壁面后会发生一定程度的复合，并释放热量。对于此类双原子气体复合反应，在有限的流动特征时间里，防热材料壁面催化特性的强弱将严重影响复合反应的进程及反应放热量的多少。若壁面催化反应无限快，原子在壁面趋于完全复合，称为完全催化壁；若壁面催化反应无限慢，复合反应趋于冻结，称为非催化壁；介于两者之间则称为有限催化壁。对于陶瓷基复合材料，在以中/低热流为特征的气动加热条件下，若材料表面以被动氧化为特征，即材料壁面处可生成连续的二氧化硅液态或固态氧化产物，则材料将表现出非催化壁的特性。

为了确保材料防热性能满足飞行使用要求，往往需要基于典型飞行剖面的气动加热特点，借助电弧/高频等离子风洞等地面加热设备开展地面防热试验，对材料的防热性能进行考核与评价。电弧/高频等离子风洞的基本试验原理为：通过高压电弧放电或电磁感应加热，将空气电离为高温离子态气体，使气体总焓达到或接近真实飞行条件，再经过拉瓦尔喷管将气体加速到一定马赫数，实现模型表面加热状态的模拟。

然而，受喷管加速能力的限制，电弧/高频等离子风洞喷管出口的最高流速显著低于实际飞行速度，在总焓得到近似模拟的情况下，总焓中一部分能量是以化学焓的形式贮存在离解气体中，如果这部分能量在材料壁面能够完全释放出来，则材料壁面实际感受到的热流与飞行条件(研究表明除驻点附近区域外，飞行器其他区域流场接近平衡态)相当，反之，如果这部分能量无法完全释放，则材料壁面实际感受到的热流将低于飞行条件，造成试验欠考核。因此，从材料防热性能考核有效性的角度考虑，由于风洞试验流场的非平衡特性与飞行条件存在显著差异，对于非催化壁材料而言，试验件在天、地2种工况下的热响应特性必然有所不同，而如何准确地提出风洞试验状态参数，充分地模拟飞行工况，对非催化壁材料防热性能的评价及飞行器热防护设计至关重要。

2 非催化壁材料防热性能的风洞试验考核方法与步骤

对于非催化壁材料，如何准确、合理地设计地面风洞试验状态，实现对飞行条件下材料热响应特性的充分模拟及防热性能的有效考核，是确保防热设计方案科学、可靠的前提。

通常情况下，对于完全催化壁或者有限催化壁材料电弧风洞试验，为了达到充分考核的目的，获得较高的材料试件表面温度，试验状态会根据飞行条件的热流或者根据工程经验给出一个事先预估的稍高于飞行条件的热流开展试验。而对于非催化壁材料，由于存在欠考核问题，试验状态的确定必须采用新的试验状态设计方法。

本文通过风洞流场数值模拟与地面试验状态调试紧密结合的方式，提出了非催化壁材料防热性能考核的合理环境条件模拟思路(见图1)，具体步骤如下：

(1) 以需要模拟的典型飞行条件下的热流、焓值为基准确定目标状态，其中的热流和焓值分别称作目标热流和目标焓值，飞行条件压力供参考；

(2) 根据目标热流与目标焓值，确定试验设备基本配置方案，开展试验状态调试(压力自适应产生)，记录弧室参数；

(3) 对风洞流场进行弧室-喷管、喷管-试验段的分段CFD建模，将实测弧室参数作为输入条件，计算喷管出口状态参数，然后将其作为试验件表面热流计算的输入条件，开展考虑壁面催化效应的数值仿真，并根据CFD仿真结果将仿真得到的完全非催化热流与目标热流进行比对，提出弧室参数的修正意见，使新状态的完全非催化热流更接近目标热流并维持焓值基本不变；

(4) 根据修正意见重新调试试验状态，记录弧室参数，作为下一轮CFD仿真依据；

Fig.1 Test steps for evaluating the thermal protective performance of non-catalysis material

(5) 重复步骤(3)、(4)直至试验状态下完全非催化热流相对目标热流的偏差满足要求，此状态作为正式试验状态；

(6) 在上步确定的状态下完成试验，并作试验有效性分析。

该模拟思路遵循以下基本假定：

(1) 材料表面在极短时间内形成相对致密的氧化层，即试验过程中材料表面不存在剧烈的氧化还原反应，使氧原子直接跳过复合过程变为终态产物；

(2) 材料表面满足被动氧化条件，以陶瓷基复合材料为例，在既定的表面温度条件下，表面压力不得低于SiO生成条件，即确保氧化层为SiO2；

(3) 材料表面压力高于SiO2的饱和蒸汽压。

对非催化壁材料考核试验，采用上述方法确定试验模拟参数的过程，相对于传统材料地面考核试验模拟参数设计过程而言，具有以下优点：一是提高了试验参数模拟的准确性和对飞行条件参数的覆盖性，有利于获得更加接近飞行条件下的材料表面温度；二是充分考虑了非催化壁材料的防热特点，可以更为有效地评价该类材料的防热性能。

3 热考核试验方法的验证及结果分析

以图2所示楔形翼外形试验件为例，对该考核方法的有效性及工程可操作性进行验证。楔形翼前缘头部半径10mm，半楔角8°，流动方向与前缘夹角为31.5°，试验件基材选用细编穿刺碳/碳复合材料，在试验件表面制备碳化硅陶瓷涂层，为了确保材料壁面非催化特性，在涂层制备时未引入任何改性剂，并在涂层表面封填二氧化硅釉层,这种封釉工艺处理也确保了基本假定(1)的满足。

3.1 目标试验状态

根据典型飞行条件下的热流和焓值，确定目标试验状态，具体参数见表1。

表1 目标试验状态Table 1 The expected test condition

该试验在北京航天空气动力研究院20MW电弧风洞上完成，加热器为叠片式，采用锥形喷管，喷管喉道直径30mm，出口直径150mm，半锥角8°。

调试时，热流采用校测模型进行测试(校测模型表面指定点安装铜塞式量热计)，焓值采用能量平衡法获得。前缘驻点线热流测量的试验误差小于10%。

3.2 风洞流场CFD数值模拟

针对预调状态下电弧加热喷管及楔形前缘构成的气动加热流场，开展气动热环境数值模拟。

CFD数值模拟采用有限体积法求解热化学非平衡N-S方程，数值格式采用AUSM+-up[11-12]格式，时间格式采用隐式LU-SGS格式，化学动力模型为Park提出的7组元空气反应模型，表面催化特性采用完全非催化条件和完全催化条件2种，对于7组分空气化学模型，本文采用如下假设：NO组分是非催化的，壁面处主要考虑N、O原子的复合反应，对于完全催化材料，N、O原子的复合催化效率γO=γN=1，对于完全非催化材料，γO=γN=0。

通过对比1×10-5、5×10-6、1×10-6、5×10-7共计4组法向最小网格尺度分布的热流计算与试验测量结果，确认选用1×10-5尺度的网格可以准确地进行热环境预测，同时具有较高的计算效率。

考虑到碳化硅陶瓷涂层在被动氧化条件下，表面产物为二氧化硅，可视为完全非催化壁面，而测热用的塞式传感器表面近似为完全催化壁面，故而分别针对完全催化壁、完全非催化壁2种条件开展数值模拟。在确保完全催化壁面热流计算结果与试验测量结果一致的前提下，将与之对应的完全非催化壁热流结果与目标热流进行对比，并调整弧室参数。

经过CFD计算结果与弧室参数的数轮迭代，最终确定弧室调试状态参数(见表2)，对应的喷管出口参数见表3。

表3 CFD模拟喷管出口参数Table 3 Tunnel exit parameters of CFD simulation

图3给出对应条件下喷管对称面流场参数分布，图4给出喷管出口参数分布，喷管出口马赫数约为6，且出口附面层厚度较小，在喷管中心区域保留有较大的均匀区域。

Fig.3 Flow parameters distribution on the plane of symmetry of the nozzle

图5所示为完全催化壁面条件下，风洞加热过程中试验件绕流流场参数，图6给出了试验件表面热流与压力的分布。

图7所示为通过数值计算得到的完全催化、完全非催化壁面热流云图。表4给出了结果对比：在图3建立的流场条件下，完全催化壁对应热流为2.718×106W/m2，塞式传感器实测热流为2.57×106W/m2，偏差约6%；而完全非催化壁面所感受到的热流为1.603×106W/m2, 与目标热流1.7×106W/m2十分接近，偏差约6%。

Fig.5 Flowparameters distribution on the plane of symmetry of the wedge-edge specimen

Fig.6 Heat flux andpressure distribution of the wedge-edge specimen (Full catalysis)

Fig.7 Heat flux distribution of CFD simulation results with full-catalysis and non-catalysis assumption

表4 试验测试与目标热流Table 4 Comparison of heat flux between test and expected data

3.3 试验结果

根据表2条件开展了试验, 图8为烧蚀前、后试验件形貌对比，发现试验后的试验件没有出现明显的烧蚀(表明不是主动氧化)，但有一些粉末状的二氧化硅覆盖在表面上，使得表面比烧蚀前明显变白，同时考虑到试验过程中温度、压力的实测结果满足被动氧化条件，即SiO2未转变为气态SiO，满足前文基本假设条件(2)、(3)，据此判断：试验过程中材料表面氧化模式为被动氧化。试验中测试得到的前缘驻点线平衡温度为1744K，与根据目标热流预示的驻点线平衡温度1780K相差仅36K，证明按照本文所提出模拟方法开展试验，可以实现对陶瓷基复合材料防热性能的有效考核。

4 小 结

本文针对在地面非平衡流场加热条件下非催化壁防热材料试验件实测温度比预计温度偏低的问题，结合流场特征及该类材料的壁面催化特性，提出了一套防热性能的地面风洞试验模拟方法，并成功应用于电弧风洞加热试验，实现了对陶瓷基复合材料防热性能的有效考核，为非催化壁材料防热性能试验“欠考核”问题提供了解决途径。

[1]Carden W H. Experimental heat transfer to hemispheres in nonequilibriun dissociated hypersonic flow with surface catalysis and second-order effects[R]. AIAA-66-3, 1966.

[2]Barbato M, Giordano D, Muylaert J, et al. Comparison of catalytic wall conditions for hypersonic flow[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 1996, 33(5): 620-62.

[3]Gnoffo P A, Inger G R. Analytic corrections to computational heating predictions accounting for changes in surface catalysis[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1998, 35(4): 417-423.

[4]Scott C D, Stephen M. D. Catalytic recombination and space shuttle heating[R]. AIAA-82-0841, 1982.

[5]Barbato M, Giordano D, Muylaert J, et al. Comparison of catalytic wall conditions for hypersonic flow[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 1996, 33(5): 620-62.

[6]Filippis F D, Savino R, Martucci A. Numerical-experimental correlation of stagnation point heat flux in high enthalpy hypersonic wind tunnel[R]. AIAA-2005-3277, 2005.

[7]George R I. Nonequilibrium boundary-layer effects on the aerodynamic heating of hypersonic waverider vehicles[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 1995, 9(4): 595-604.

[8]Scott C D. Effects of nonequilibrium and catalysis on shuttle heat transfer[R]. AIAA-83-1485, 1983.

[9]Park C. Assessment of two-temperature kinetic model for ionizing air[R]. AIAA-87-1574, 1987.

[10]Park C. Two-temperature interpretation of dissociation rate data for N2and O2[R]. AIAA-88-0458, 1988.

[11]Liou M S. Ten years in the making-AUSM-family[R]. AIAA-2001-2521, 2001.

[12]Liou M S. A further development of the AUSM+ scheme towards robust and accurate solutions for all speeds[R]. AIAA-2003-4116, 2003.

(编辑：李金勇)

Research on method for evaluating the thermal protective performance of non-catalysis material in non-equilibrium flow

Yu Mingxing1,2,*, Bai Shuxin1, Xu Xiaoliang2, Cao Zhanwei2

(1. National University of Defense Technology, Changsha 410073, China; 2. Beijing Institute of Nearspace Vehicle’s System Engineering, Beijing 100076, China)

In this paper, an effective wind tunnel test method is presented for evaluating the thermal protective performance of the non-catalysis material. The method is proved to be reasonable by iterating the results between CFD simulation and the wind tunnel operating parameter, taking a typical CMC(ceramic matrix composite) wedge-edge specimen for example. The operating parameters of the arc tunnel was determined by comparing the simulation results of the non-catalysis and the full-catalysis assumption. The wind tunnel test results indicate that the test on the specimen was performed as expected, which may be helpful to solve the ‘under-evaluating’ problem for the non-catalysis material in the non-equilibrium flow.

non-catalysis; non-equilibrium flow; thermal protective performance; arc tunnel test; evaluating method

1672-9897(2017)04-0084-06

10.11729/syltlx20170084

2017-06-20;

2017-07-19

国家自然科学基金项目(51506008)

YuMX,BaiSX,XuXL,etal.Researchonmethodforevaluatingthethermalprotectiveperformanceofnon-catalysismaterialinnon-equilibriumflow.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 84-89. 于明星, 白书欣, 徐晓亮, 等. 非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究. 实验流体力学, 2017, 31(4): 84-89.

V211.74

A

于明星(1969-)，男，山东济宁人，研究员。研究方向：高超声速热防护。通信地址：北京市9200信箱89分箱一室(100076)。E-mail：ymxchyh@sohu.com。

*通信作者 E-mail: ymxchyh@sohu.com