CN115618772B - 基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法 - Google Patents

基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，属于航空航天工程中气动热防护技术领域，包括步骤：S1，确定尖锐前缘所处的飞行条件；S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷，确定是否需要进行超高热载疏导；S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度，确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件；S4，评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；S5，如果调控幅度满足调控要求，确定涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层。本发明可实现在不需要增加超高热载荷附近的防热结构厚度的情况下，对局部非平衡流场的主动调节和控制，进而实现对尖锐前缘超高热载定向疏导。

Description

基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法
技术领域
本发明涉及航空航天工程中气动热防护技术领域，更为具体的，涉及一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法。
背景技术
临近空间高超声速飞行器以极高速度（ Ma>10）飞行时，高速气流在飞行器尖锐前缘处产生强激波，波后激波层内出现以原子为主要成分的高温非平衡绕流流场。在飞行器尖锐前缘附近，高温流动产生的极端热载荷会对防热结构产生很强的热冲击作用，极易诱发前缘结构的热损伤、热失配、热破坏等现象，严重影响飞行器性能指标、任务走廊以及飞行安全，因此，需要采用疏导或防护方法加以缓解。
现有的尖锐前缘超高热载疏导方法，主要分为被动式（热沉、热结构等）、半被动式（烧蚀、热管等）和主动式（发汗冷却、逆向喷流等）三大类。以上疏导方式均是依靠材料/结构自身的力学或热学性能来耗散、排散、阻抗尖锐前缘超高热载荷，未考虑主动利用高温气动环境与防热材料之间的耦合化学响应特性（如多相催化效应）来实现近壁组分的主动调控和极端热载荷定向疏导。
随着更高速度的临近空间飞行、月球返回、火星探测等航天任务的实施，飞行器所处气动环境越趋严峻，仅仅依靠被动抵御气动热环境的传统热防护模式已难以满足未来高超声速飞行器的防热要求。因此，亟需研究并形成一种利用高温气动环境与防热材料之间的耦合化学响应特性的主动调控式飞行器超高热载防护方法。为此，本发明提供一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，不需要增加超高热载荷附近的防热结构厚度，只需要根据局部分子/原子组成布置具有一定粗糙度、吸附性能、辐射发射性能的功能催化涂层，即可实现对局部非平衡流场的主动调节和控制，进而实现对尖锐前缘超高热载定向疏导等。
本发明的目的是通过以下方案实现的：
一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，包括步骤：
S1，根据飞行器的尖锐前缘结构的服役需求，确定尖锐前缘所处的飞行条件；
S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷；根据热载荷阈值及载荷梯度许用值确定是否需要进行超高热载疏导：当尖锐前缘壁面热流最大值超过热载荷阈值或结构内部温度梯度最大处超过载荷梯度许用值时，认为尖锐前缘热载超限，需要施加疏导予以缓解，进入步骤S3，否则结束；
S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度；根据气体离解程度阈值确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件：如果高热载区域的气体离解程度大于气体离解程度阈值，则满足超高热载疏导条件，进入步骤S4，否则结束；
S4，根据尖锐前缘绕流激波层内气体离解程度，通过原子对流和扩散传输，判断获得的疏导后热流量及结构内部温度梯度是否满足热载荷阈值及载荷梯度许用值要求，并据此评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；
S5，如果调控幅度满足调控要求，根据激波层内温度确定该温度域内的第一涂层材料的需求；根据涂层材料需求，基于现有的涂层材料库，遴选符合的涂层材料，以规避高热载区的原子再结合催化放热行为，并将原子状态的气流输运至下游；基于所遴选的第一涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层；
在远离局部超高热载荷的下游区域，施加第二涂层材料，以增加此处的原子再结合催化放热行为，并在局部形成原子浓度低谷以进一步驱动上游原子扩散到该处参与再结合反应；基于所遴选的第二涂层材料，加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层。
进一步地，在步骤S1中，所述飞行条件包括飞行高度、速度、姿态。
进一步地，在步骤S2中，所述计算尖锐前缘表面气动热载荷具体使用计算流体力学或工程快速方法。
进一步地，在步骤S2中，所述气动热载荷包括壁面热流和结构温度。
进一步地，在步骤S3中，所述计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度，具体使用计算流体力学或化学反应修正的一维正激波方法。
进一步地，在步骤S5中，在基于所遴选的涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层后，包括如下子步骤：对涂层作抛光处理，以降低粗糙度带来的强化换热特性。
进一步地，在步骤S5中，在所述加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层后，包括子步骤：增加涂层粗糙度，以进一步增加催化放热特性。
进一步地，在步骤S5中，包括子步骤：在上游、下游之间增加过渡性材料，以实现尖锐前缘局部热载荷的均匀性过渡，最终形成具有特定功能涂层的飞行器尖锐前缘超高热载疏导装置。
本发明的有益效果包括：
本发明的优势在于不需要增加超高热载荷附近的防热结构厚度和重量，只需要根据局部分子/原子组成布置具有一定粗糙度、吸附性能、辐射发射性能的功能催化涂层，即可实现对局部非平衡流场的主动调节和控制，进而实现对尖锐前缘超高热载定向疏导。
采用本发明方法得到的飞行器尖锐前缘结构，在具有相同宏观结构形式和承力、重量性能情况下，核心区极端热载荷有效降低，***区热载荷过渡均匀，从而实现飞行器尖锐前缘的均匀受热（如图2所示），以避免出现局部热损伤、热失配、热损毁，可为飞行器热防护***设计和工程推广应用提供支撑。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法步骤流程图；
图2为本发明实施例中采用基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法得到的超高热载疏导结果对比。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对发明进一步说明。本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
本发明的技术构思：本发明所要解决的技术问题是提供一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法。本发明的技术构思来源于如下创造性的思考：根据高超声速非平衡气动热基础理论，本发明的发明人进一步考虑了材料催化作用下高温离解后的气体组分在近壁面处再结合产生化学反应热的规律，通过表面催化再结合反应控制原理，合理布置具有一定粗糙度、材料吸附属性、辐射发射特性的功能涂层材料，实现原子气体组分在飞行器尖锐前缘输运、结合等行为的可操控、可定制化，进而形成基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方案。
本发明提供的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，在具体实施过程中，包括以下步骤：
根据飞行器尖锐前缘结构的服役需求，确定尖锐前缘所处的飞行条件，包括飞行高度、速度、姿态等。
使用计算流体力学或工程快速方法，计算尖锐前缘表面气动热载荷（壁面热流
Figure 216412DEST_PATH_IMAGE001
、结构温度
Figure 710716DEST_PATH_IMAGE002
），根据热载荷阈值
Figure 896978DEST_PATH_IMAGE003
及载荷梯度许用值
Figure 229870DEST_PATH_IMAGE004
确定是否需要进行超高 热载疏导；当壁面热流最大值超过热载荷阈值：
Figure 686653DEST_PATH_IMAGE005
或结构内部温度梯度最大处超过载荷梯度许用值（可诱发局部热损伤）
Figure 40274DEST_PATH_IMAGE006
时，其中，∇T(x,t)是结构内部温度梯度，
Figure 510569DEST_PATH_IMAGE007
是飞行器前缘结构的最 大半径，认为尖锐前缘热载超限，需要施加疏导予以缓解。
使用计算流体力学或化学反应修正的一维正激波方法，计算绕尖锐前缘流场中离 解原子分布
Figure 115994DEST_PATH_IMAGE008
（
Figure 316031DEST_PATH_IMAGE009
为离解气体混合中原子符号，如氧原子、氮原子）和气体离解程度
Figure 715920DEST_PATH_IMAGE010
，根据气体离解程度阈值
Figure 1407DEST_PATH_IMAGE011
确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件（如 果高热载区域
Figure 377900DEST_PATH_IMAGE012
，则满足超高热载疏导条件）。其中，YA2表示流场中离解氧原子的分 布。
根据尖锐前缘绕流激波层内气体离解程度
Figure 432444DEST_PATH_IMAGE013
，通过原子对流和扩散传输，判断获 得的疏导后热流量及结构内部温度梯度可否满足热载荷阈值
Figure 65550DEST_PATH_IMAGE003
及载荷梯度许用值
Figure 713700DEST_PATH_IMAGE004
要 求，评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度。
如果调控幅度满足调控要求，根据激波层内温度，分别按高辐射发射率（近白体）和弱吸附特性（如含Cu、Fe等元素相关材料）确定该温度域内的涂层材料需求；根据涂层材料需求，基于现有的涂层材料库，遴选符合的涂层材料，以规避高热载区的原子再结合（催化）放热行为，并将原子状态的气流输运至下游。
基于所遴选的涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层，并适度对涂层作低粗糙度抛光处理，以降低粗糙度带来的强化换热特性。
相应地，在远离局部超高热载荷的下游区域，施加低辐射发射率（近黑体）、强吸附性能（如Pb、Au等元素相关材料）、大粗糙度（具有多尺度微结构特征）的涂层材料，以增加此处的原子再结合（催化）放热行为，并在局部形成原子浓度低谷以进一步驱动上游原子扩散到该处参与再结合反应；基于所遴选的涂层材料，加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层，并适度增加涂层粗糙度，以进一步增加催化放热特性。
必要时，在上游、下游之间增加过渡性材料，以实现尖锐前缘局部热载荷的均匀性过渡，最终形成具有特定功能涂层的飞行器尖锐前缘超高热载疏导装置。
基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方案的具体实施流程如图1所示。
实施例1
一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，包括步骤：
S1，根据飞行器的尖锐前缘结构的服役需求，确定尖锐前缘所处的飞行条件；
S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷；根据热载荷阈值及载荷梯度许用值确定是否需要进行超高热载疏导：当尖锐前缘壁面热流最大值超过热载荷阈值或结构内部温度梯度最大处超过载荷梯度许用值时，认为尖锐前缘热载超限，需要施加疏导予以缓解，进入步骤S3，否则结束；
S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度；根据气体离解程度阈值确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件：如果高热载区域的气体离解程度大于气体离解程度阈值，则满足超高热载疏导条件，进入步骤S4，否则结束；
S4，根据尖锐前缘绕流激波层内气体离解程度，通过原子对流和扩散传输，判断获得的疏导后热流量及结构内部温度梯度是否满足热载荷阈值及载荷梯度许用值要求，并据此评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；
S5，如果调控幅度满足调控要求，根据激波层内温度确定该温度域内的第一涂层材料的需求；根据涂层材料需求，基于现有的涂层材料库，遴选符合的涂层材料，以规避高热载区的原子再结合催化放热行为，并将原子状态的气流输运至下游；基于所遴选的第一涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层；
在远离局部超高热载荷的下游区域，施加第二涂层材料，以增加此处的原子再结合催化放热行为，并在局部形成原子浓度低谷以进一步驱动上游原子扩散到该处参与再结合反应；基于所遴选的第二涂层材料，加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层。
实施例2
在实施例1的基础上，在步骤S1中，所述飞行条件包括飞行高度、速度、姿态。
实施例3
在实施例1的基础上，在步骤S2中，所述计算尖锐前缘表面气动热载荷具体使用计算流体力学或工程快速方法。
实施例4
在实施例1的基础上，在步骤S2中，所述气动热载荷包括壁面热流和结构温度。
实施例5
在实施例1的基础上，在步骤S3中，所述计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度，具体使用计算流体力学或化学反应修正的一维正激波方法。
实施例6
在实施例1的基础上，在步骤S5中，在基于所遴选的涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层后，包括如下子步骤：对涂层作抛光处理，以降低粗糙度带来的强化换热特性。
本实施例中，在步骤S5中，根据激波层内温度，确定该温度域内的第一涂层材料的需求，包括子步骤：按高辐射发射率和弱吸附特性确定该温度域内的涂层材料需求；其中，所述高辐射发射率具体为接近白体辐射发射率，所述弱吸附特性具体为与Cu、Fe元素材料的吸附特性接近，此处接近的含义即经验意义上的接近理解即可。
本实施例中，在步骤S5中，施加第二涂层材料，包括子步骤：施加低辐射发射率、强吸附性能、大粗糙度的涂层材料；其中，所述低辐射发射率具体为近黑体辐射发射率，所述强吸附性能具体为与Pb、Au元素材料的吸附特性接近，所述大粗糙度具体为具有多尺度微结构特征；此处接近的含义即经验意义上的接近理解即可。
实施例7
在实施例1的基础上，在步骤S5中，在所述加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层后，包括子步骤：增加涂层粗糙度，以进一步增加催化放热特性。
实施例8
在实施例1的基础上，在步骤S5中，包括子步骤：在上游、下游之间增加过渡性材料，以实现尖锐前缘局部热载荷的均匀性过渡，最终形成具有特定功能涂层的飞行器尖锐前缘超高热载疏导装置。
本发明未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。
上述技术方案只是本发明的一种实施方式，对于本领域内的技术人员而言，在本发明公开了应用方法和原理的基础上，很容易做出各种类型的改进或变形，而不仅限于本发明上述具体实施方式所描述的方法，因此前面描述的方式只是优选的，而并不具有限制性的意义。
除以上实例以外，本领域技术人员根据上述公开内容获得启示或利用相关领域的知识或技术进行改动获得其他实施例，各个实施例的特征可以互换或替换，本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (8)

1.一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，包括步骤：
S1，根据飞行器的尖锐前缘结构的服役需求，确定尖锐前缘所处的飞行条件；
S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷；根据热载荷阈值及载荷梯度许用值确定是否需要进行超高热载疏导：当尖锐前缘壁面热流最大值超过热载荷阈值或结构内部温度梯度最大处超过载荷梯度许用值时，认为尖锐前缘热载超限，需要施加疏导予以缓解，进入步骤S3，否则结束；
S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度；根据气体离解程度阈值确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件：如果高热载区域的气体离解程度大于气体离解程度阈值，则满足超高热载疏导条件，进入步骤S4，否则结束；
S4，根据尖锐前缘绕流激波层内气体离解程度，通过原子对流和扩散传输，判断获得的疏导后热流量及结构内部温度梯度是否满足热载荷阈值及载荷梯度许用值要求，并据此评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；
S5，如果调控幅度满足调控要求，根据激波层内温度确定该温度域内的第一涂层材料的需求；根据涂层材料需求，基于现有的涂层材料库，遴选符合的涂层材料，以规避高热载区的原子再结合催化放热行为，并将原子状态的气流输运至下游；基于所遴选的第一涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层；
在远离局部超高热载荷的下游区域，施加第二涂层材料，以增加此处的原子再结合催化放热行为，并在局部形成原子浓度低谷以进一步驱动上游原子扩散到该处参与再结合反应；基于所遴选的第二涂层材料，加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层。
2.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S1中，所述飞行条件包括飞行高度、速度、姿态。
3.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S2中，所述计算尖锐前缘表面气动热载荷具体使用计算流体力学或工程快速方法。
4.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S2中，所述气动热载荷包括壁面热流和结构温度。
5.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S3中，所述计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度，具体使用计算流体力学或化学反应修正的一维正激波方法。
6.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S5中，在基于所遴选的涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层后，包括如下子步骤：对涂层作抛光处理，以降低粗糙度带来的强化换热特性。
7.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S5中，在所述加工制造尖锐前缘下游区域结构涂层后，包括子步骤：增加涂层粗糙度，以进一步增加催化放热特性。
8.根据权利要求1所述的基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，其特征在于，在步骤S5中，包括子步骤：在上游、下游之间增加过渡性材料，以实现尖锐前缘局部热载荷的均匀性过渡，最终形成具有特定功能涂层的飞行器尖锐前缘超高热载疏导装置。
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