高超声速航空发动机强预冷技术研究

邹正平,刘火星,唐海龙,万敏,王洪伟,陈小龙,陈懋章,*

1.北京航空航天大学 能源与动力工程学院 航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京 100191 2.先进航空发动机协同创新中心,北京 100191 3.北京航空航天大学 机械工程及自动化学院,北京 100191

伴随着科技的进步,人类对探索和利用空间越来越重视,因此对高超声速飞行器的需求凸显出来。高超声速飞行器具备即时、高精度打击能力,比现有各种隐形技术有更好的突防能力,且既具威慑性又具实用性,因而被称为“常规的战略武器”,将在未来的空天战中成为主角。另一方面,现有的各种航天器多以多级火箭为动力,分级推动航天器进入最终的空间轨道。这种方式的缺点是不能重复使用,酬载成本很高。降低有效载荷成本、重复使用一直是航天器动力追求的目标。鉴于高超声速飞行器所具备的巨大潜在战略、战术及经济价值,美、俄、欧、日等航空强国均已将其作为研究热点,并给予高度重视和持续的资金支持,以期优先占领此未来技术制高点。美国早已围绕高超声速飞行器及其动力装置,开展了大量研究,如 Hy Fly(Hypersonic Flight Demonstrator)计划、Hy Tech(Hypersonic Technology)计划、Hyper-X(eXperimental Hypersonic)计划、NGLT(Next Generation Launch Technology)计划和高超声速轰炸机计划等,并陆续取得关键性的进展[1]。如X-43A已成功进行了7倍声速和10倍声速飞行试验,X37B进行了入轨飞行等。2013年,美国公布了其正在研发的SR-72高超声速飞行器,飞行速度可达Ma=6,兼具侦察与攻击双重职能,计划于2025年首飞,2030年装备部队。俄罗斯也在全力研制自己的高超声速武器并给予优先发展,以期尽快赶上美国。

动力是高超声速飞行器最为关键的决定性技术。美国等航空强国针对高超声速飞行器动力进行了大量研究工作,但由于技术复杂,技术成熟度普遍较低,可用于水平起降重复使用高超声速飞行器的动力技术更是如此,短时间还难以见到工程可用的方案。因此,动力已成为高超声速飞行器的瓶颈所在。

若要降低航天器发射成本或实现高超声速飞行器水平起降,首先要考虑航空涡轮发动机,在低马赫数(0～3)飞行时,它是理想的动力,技术成熟、可靠性很高,其比冲是各类发动机中最高的,但在高马赫数(＞3)时航空涡轮发动机性能急剧恶化且可靠性降低。而冲压发动机在高马赫数下性能优越。因而,兼具航空涡轮发动机和冲压发动机优点的涡轮基冲压组合发动机(Turbine-Based Combined Cycle,TBCC)成为了高超声速飞行器动力的主要发展方向之一。但时至今日,TBCC仍难以解决模式转换工程技术困难和“推力缝隙”、“背死重”以及高超声速飞行时热防护困难等问题,严重制约了其发展和工程应用。

在高超声速动力的探索过程中,预冷成为了主攻方向之一。所谓预冷是指将进入发动机的高温空气进行冷却,使温度降低到航空涡轮发动机能正常工作的温度。各航空强国都提出过自己的预冷方案,并进行了大量研究,如美国提出的射流预冷却技术方案,日本和俄罗斯提出的预冷器技术方案,英国提出强预冷器与闭式循环组合的技术方案。在这些方案中最值得关注的是英国的方案。

英国喷气发动机公司(Reaction Enging Limited,REL)在20世纪80年代提出了强预冷技术方案,30多年的沉寂之后于2012年11月宣布,该方案地面试验取得成功,实现了强预冷,可将以Ma=5飞行的发动机进口气流滞止温度降低到发动机能正常工作的进气温度。以这种强预冷方案为基础,REL公司先后研发了两种发动机,即弯刀(Scimitar)和军刀(Sabre,或译为佩刀)。弯刀发动机采用常规的涡扇发动机技术,加上强预冷系统,用于Ma=5的高超声速飞机。军刀发动机从原理方案看,则是弯刀发动机与火箭发动机的组合,用于“云霄塔”航天飞行器Skylon,采用吸气式发动机将飞行器加速到Ma=5.5,再用火箭进一步推动飞行器,实现单级入轨。可将1 kg有效载荷送入地球低轨道的成本从目前的15 000英镑/千克降至650英镑/千克,与常规入轨方案相比,具有水平起降、重复使用、单级入轨、低酬载成本、两次运行间隔时间短等一系列技术优势。

国际上对于此强预冷航空发动机技术给予了极高评价,认为是“喷气推进发明以来的第二次革命”。英国大学与科学部长 Willetts发表评价:“这项技术会彻底改变未来的空中和太空旅行”,英国业内人士预计2025年可最终在工程上实现这项技术。并认为,强预冷航空发动机技术可使整个航空发动机面貌发生根本性变化,具有非常巨大的潜在的技术优势,可以把它看成是航空发动机领域的颠覆性技术。

本文将综述国内外高超声速强预冷航空发动机相关技术的研究与进展情况。

1 国外航空发动机强预冷技术研究

为解决高马赫数飞行时,发动机进口的高滞止温度给发动机带来的种种不利影响,对进入发动机的空气降温的预冷技术日益受到重视,并得到了快速的发展。该技术即在常规发动机前增添预冷装置,预先冷却压气机进口空气。预冷可能带来诸多好处:在高超声速飞行时,降低进气温度可扩展高马赫数飞行范围,改善各部件工作条件,缓解发动机机体高温防护问题；降低进气温度可提高进气密度以增大进气质量流量,进而增大推力；高速滞止热的适当利用可提高循环热效率。实现预冷的途径主要有两种:一是在压气机进口喷入冷却介质,其中的典型代表如美国MSE技术应用公司提出的射流预冷却TBCC发动机方案(Mass Injection Pre-compressor Cooling Turbine-Based Combined Cycle,MIPCC-TBCC)；二是利用预冷器,如日本的吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机(Expander Air Turbo Ramjet Engine,ATREX)、俄罗斯的深冷空气涡轮发动机(Deeply Cooled Air Turborocket,ATRDC)和英国REL公司等方案。

在射流预冷却MIPCC-TBCC方案中,通过加装在传统涡轮发动机压气机前部的液体喷射装置在进气道内喷射冷却介质,达到有效降低压气机进口空气温度的目的,如图1所示。美国在F100发动机基础上发展MIPCC并进行了试验验证,结果表明海平面推力增加了约1倍,在24.7 km的高度上最大飞行马赫数可达3.5,可以有效拓宽原有飞行包线[2]。但是冷却介质的喷入会使得高空高速飞行时,压气机进口来流氧含量下降,通常需要在压气机后注入氧化剂。同时该方案还存在比冲降低、发动机长度增加、来流总压损失、进气总压/总温畸变以及所需冷却介质量大等问题。实际上为解决高温大气条件下起飞推力不足的问题,一个已得到实际应用的办法就是在进气道前方喷水。

图1 MIPCC-TBCC发动机方案Fig.1 MIPCC-TBCC engine scheme

使用预冷器预冷的技术效率相对高,但设计难度增大,其中最为关键的是轻质、高效的紧凑型预冷器的设计。日本提出的ATREX发动机方案即采用该技术,通过安装在进气道后的空气/氢预冷器将进口空气冷却[3-4](见图2),并在预冷器前喷洒少量的酒精以有效阻止预冷器结冰[5]。地面缩尺模型试验结果表明:当风扇进口温度低于160 K,且预冷器总压恢复系数为0.9时,ATREX循环发动机的推力和比冲比无预冷时分别增加了2倍和1.5倍。基于ATREX发动机方案,日本宇航研究开发机构(Japan Aerospace eX-ploration Agency,JAXA)进一步研制了高速涡轮发动机(S-发动机),并于2014年2月成功进行了在Ma=4条件下的地面试验[6]。但是该方案发动机推重比较低,且无法保证整个飞行马赫数范围内都拥有较高的比冲(其比冲在Ma=1,5时分别为3 500 s和2 500 s)[7],而且用氢直接冷却,一旦预冷器发生氢脆问题,氢燃料泄漏到主流道,容易发生爆炸等安全问题；此外,它还存在冷却所需的氢超过燃烧所需的氢,造成氢的浪费、换热器单位质量换热量小以及结霜等问题。虽然存在诸多问题,S-发动机的实质性进展证明了预冷却技术在提升涡轮发动机工作马赫数方面具有巨大的潜力。

图2 ATREX发动机方案Fig.2 ATREX engine scheme

俄罗斯在深冷空气涡轮发动机(ATRDC)研究中同样对预冷器冷却技术进行了探索。ATRDC也是采用燃料氢对进口空气进行深度预冷并驱动涡轮,如图3所示。该发动机拥有比ATREX更高的增压比,压气机进口温度为98～112 K,压比为40时,其在Ma=0～6范围内的平均比冲可达2 500 s,推重比高达18～22,但是预冷器很重,约占整个发动机质量(不含进气道)的40%,它同样存在预冷所需氢的量大于燃烧所需氢的量的问题,导致约1/2的氢在涡轮中膨胀后直接被排掉,造成了严重的资源浪费[8]。

图3 ATRDC发动机方案Fig.3 ATRDC engine scheme

针对传统TBCC和上述预冷动力方案的不足,在欧洲航天局和英国政府等的支持下,英国和比利时等联合提出了一种适用于Ma=5的高超声速航空发动机即“弯刀”(Scimitar)方案[9],这种发动机主要采用强预冷和闭式循环等新技术,与TBCC相比,具有明显优势:无论是低马赫数还是高马赫数飞行,耗油率皆可下降18%～23%；所有部件在全部飞行马赫数范围内一直工作,不存在TBCC涡轮-冲压模态之间的转换和再启动问题,以及涡轮或冲压不工作时的“死重”问题；没有TBCC模态切换时推力下降问题；由于强预冷,使高马赫数时进口温度大幅下降,大大减轻了材料的高温防护问题等,且与已有预冷动力方案相比不会大幅度增加发动机质量,技术优势非常明显。2012年11月,研制方喷气发动机公司(REL)宣布地面试验达到了强预冷的目标(见图4),即所发展的预冷技术具备在0.01 s瞬间将100 kg/s空气的温度由1 000℃降到-150℃的能力。这是一项意义非凡的重大技术突破,将整个改变航空发动机的面貌,有望成为未来最适用的高超声速动力技术。

图4 紧凑快速强换热器试验装置Fig.4 Device diagram for compact precooler test

鉴于英国强预冷方案的巨大技术优势和已取得的重大突破,该方案已作为高超声速飞机推进技术的研究重点之一列入欧盟远期先进推进概念和技术计划(Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies,LAPCAT),获得了欧盟第六框架和第七框架计划的经费支持[10]。该项目预计将在2019年进行整机测试,英国政府于2013年7月为该项目2014—2016年的研究投资6 000万英镑,为实现2025年发动机投入使用的目标,预计总投资80亿欧元。该项目目前已吸引欧盟多个国家的关注和直接参与。同样美国军方对“军刀”和“弯刀”发动机技术高度重视。2014年1月,美国空军实验室(Air Force Research Laboratory,AFRL)与英国喷气发动机公司达成了合作研究和发展协议,要求与英方共享关键性的紧凑快速强换热技术,以支持美国的高超声速飞机研发。同时,AFRL也开展了针对“军刀”发动机的建模和性能评估工作,并于2015年初给出初步研究结果,认为该新型发动机方案原理先进可行,并且在工程实现上不存在重大技术障碍,他们将与REL继续保持紧密合作进一步深入研究相关关键技术。日本在2014年S-发动机试验后,也改变原有研究思路,计划在下一阶段的预冷发动机研究过程中,参照英国“弯刀”方案思路,采用闭式换热介质循环和惰性冷却介质等相结合的改进措施来进一步发展高超声速航空发动机技术。

2 紧凑快速强换热机理及换热器设计技术研究

强预冷航空发动机优异性能的核心支撑是紧凑快速强换热技术,该创新性技术的核心是超临界换热介质和微小尺度换热单元的结合。处于超临界状态的流体,其黏性系数和扩散系数接近气态而传热系数和密度等接近液态。因此,用超临界状态流体作为换热介质可得到流动损失低、换热量大的换热效果。再结合几何尺度为毫米或亚毫米级的基本换热单元,可实现换热器单位质量换热能力远超现有换热技术的强换热器。但是将超临界与微小尺度二者相结合导致换热器内部流动换热机制更为复杂,必须对相关机理进行研究,弄清楚超高热流密度情况下微小尺度流动与换热耦合机制及参数之间的关联、超大的微通道长径比对超临界流动换热的影响机制、超强温度梯度引起的流动结构变化及其与换热的耦合机制等问题。

首要工作是机理等研究手段的发展,包括发展流热耦合数值模拟程序,使之具备详细模拟及分析紧凑快速强换热器内部复杂流动和换热的能力；发展超临界介质微小尺度换热流动实验方法、流动测试方法并建立专用试验平台,解决紧凑快速强换热器流动换热机理试验及性能试验能力问题；探讨该紧凑换热技术在航空发动机设计中的应用途径,解决强预冷高超声速航空发动机总体性能设计问题等。限于篇幅,有关试验和发动机总体性能等方面的内容,本文不作介绍。

2.1 高精度流热耦合数值模拟方法及校验

该数值模拟程序应具备的主要特征是精度高、通用性好、功能丰富、对湍流模型和转挨模型的调试改进具有可扩展性[11]。

1)采用基于预处理的时间推进法,可求解由多孔材料、纯流体以及纯固体组成的耦合区域复杂流动和换热问题。程序分别采用基于原始变量以及守恒变量的预处理方法来求解纯流体域流动问题,而求解多孔区域流动与换热问题只采用基于原始变量的预处理方法。

对于纯流体域定常流场的预处理方法,其控制方程组可以写为

式中:Ω为空间有界闭合区域；S为封闭曲面；W=[ρ ρvxρvθr ρvrρE]T为守恒变量,ρ 为密度,r为半径,vx、vθ、vr分别为轴向、周向、径向的速度,E为单位质量流体的总能量；Fc、Fv和Q分别为对流项、扩散项和源项。

经过预处理后的Navier-Stokes方程,用原始变量Wp表示为

式中:Wp=[p vxvθvrT]T,T为温度,p为压力；¯Γ为预处理矩阵[12]。

多孔介质区域宏观控制方程与纯流体Navier-Stokes方程具有相似的方程形式,采用相似的预处理方法来解决时间推进法在求解多孔域宏观控制方程所遇到的方程刚性问题。根据不同的实际问题,多孔域能量方程采用局部非热平衡(Local Thermal Equilibrium,LTNE)模型或者局部热平衡(Local Thermal Nonequilibrium,LTE)模型。

2)添加基于局部变量的γ-Reθt转挨模型,提高了有转挨条件下的流热耦合数值模拟精度。

Menter&Lantry提出的γ-Reθt转挨模型是基于k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型的四方程模型,这里只给出间歇因子γ输运方程以及Reθt输运方程。

守恒形式的间歇因子输运方程为

式中:Tu为当地湍流度；U为当地速度；θ为动量厚度；s为流线弧长；F(λθ)代表了当地压力梯度以及湍流度的影响；γ为间歇因子；ui为速度分量；μT为涡黏系数,μL和μ均为动力黏性系数；Pγ和Eγ分别为过渡源项和再层流化源项；λθ为流向压力梯度。

3)添加保证通量守恒的非匹配流固交界面边界条件,增强了程序处理复杂流热耦合问题的能力。分区流热耦合算法要求流固交界面上温度和热流通量连续,程序中采用的是流体域向固体域传递边界热流量,固体域向流体域传递边界温度的方法。其中交界面上的温度以及热流密度采用了有限单元形函数插值方法进行插值[13],在交界面上将固体域的温度传递给流体域,同理将流体域的热流密度传递给固体域,直到最终收敛。

4)添加了非定常模块以及并行功能,实现了多孔/流体/固体非定常流热耦合问题的快速求解。

通过一系列具有代表性的算例,分别对程序的对流项离散格式、各种湍流模型、转挨模型、预处理方法、热传导求解器和流热耦合方法等进行了详细的校验和分析,结果表明各个模块功能良好,具有较高的模拟精度和可靠性。

第一个校验算例是对固体肋强化换热进行校验,校验算例来自文献[14],平行通道上下壁面以交错的方式各设置2个多孔/固体肋片,不可压流体以恒定的速度以及温度进入平行通道,以通道高度和主流进口来流条件定义的Re为100,通道内流动为层流流动。

图5(a)和图5(b)分别给出了平行通道采用固体肋时其上下壁面的局部努塞尔数Nu分布,并与H.Y.Li采用Simpler方法得到的结果进行了对比。图中横坐标为x方向相对位置,纵坐标为Nu,其中x为轴向当地位置,H为通道轴向长度。从中可以看出,由于固体肋的阻塞作用,使得流体以较高的速度流过肋片与通道之间的区域,故在下壁面设置肋片可以增强上壁面相应位置处的换热,Nu存在着峰值。本文结果与文献结果符合得比较好,说明本程序能够准确地处理较为复杂的不可压流热耦合问题。

图5 采用固体肋时通道上下壁面局部Nu分布(Re=100)Fig.5 Local Nu profiles at upper and lower walls of channel with solid baffles(Re=100)

图6 可渗透壁面平行通道内层流流动Fig.6 Laminar flow in a plate channel with permeable walls

图7 不同注入率时轴向速度分布Fig.7 Axial velocity distributions at different coolant injection rates

第二个校验算例是可渗透壁面层流平行通道流动。图6给出了可渗透壁面平行通道示意图,平行通道上下壁面均为可渗透壁面,流体以恒定的纵向速度Vw从下壁面流入通道,又以Vw的速度流出上壁面,通道内流动为层流流动,且流动是不可压的,当通道内的流动处于充分发展状态时,通道内流体速度分布为横向速度U(y)与纵向速度Vw的叠加[15]:

图7给出了不同流体注入率时通道横截面上横向速度分布,并与解析解进行了对比。图中纵坐标为相对位置,横坐标为横向相对速度大小,其中Um为通道截面平均速度。从中可以看出,随着流体注入率F的增大,通道内的流体横向速度分布越来越不对称,横向速度最大值变大,最大值位置也向上壁面移动。在不同的注入率下数值计算结果(离散点)与解析解(曲线)均符合得非常好,说明本程序计算的可靠性。

此外,还通过Rayleigh-Bénard流动、方腔周期振荡顶盖驱动流、多孔介质栓塞流、多孔介质中的Bénard流动等多个典型算例对该程序进行了校验和分析,验证结果表明,该程序对微小尺度的多孔/流体/固体多区域流热耦合问题具有较高的模拟精度,可以满足紧凑快速强换热器数值模拟要求[16]。

在发展流热耦合数值模拟程序的同时,还针对紧凑快速强换热器的特点,对商用软件的预测精度进行了校验,分析湍流模型、边界条件、浮升力以及流动加速等因素对紧凑快速强换热器内流动和换热的影响。图8给出了用商用软件计算紧凑快速强换热器内流动得到的结果。图中横坐标为沿流向的几何相对位置,纵坐标为温度,其中d为换热单元内径。黑色方点为实验数据[17],各曲线为使用不同湍流模型得到的数值模拟结果。数值模拟结果与实验结果的对比表明,合理地选取湍流模型能够得到更为准确的计算结果。

图8 紧凑快速强换热器内流动和换热计算结果Fig.8 Computing results of flow and heat transfer in compact precooler

图9 多孔介质强化换热计算模型Fig.9 Computational models for heat transfer enhancement in porous media

2.2 紧凑快速强换热机理

利用2.1节发展和校验的数值模拟手段,本文对紧凑快速强换热器内部流动换热机理进行了研究,分别从换热器内、外换热两个方面入手,目的在于以最小的流动损失代价得到最大的强化换热效果。

在内换热方面,首先对多孔介质微小尺度强化换热机理及Re、孔隙率、达西数、多孔介质层厚度等参数的影响规律进行了研究。采用多孔材料是实现强化换热的有效手段,已有研究表明,由于多孔材料可以拥有微米甚至纳米级的微观结构,流体在流过多孔介质时产生强烈混合,从而能够大大改善换热效果。限于篇幅,本文只给出了Re、达西数等参数的影响规律,分析表明高渗透率、高热传导系数以及高比表面积的多孔材料能更有效地增强换热性能。虽然多孔材料能够有效强化换热,但是由于目前多孔材料在加工过程中的不确定性较大,难以实现关键参数的精确控制,距离实际应用还有较大差距。本文进一步对微小尺度圆管作为换热基本单元情况下,超临界介质流动换热、微小尺度流动换热机理以及二者的耦合作用机制进行了探索,初步得到了微小尺度圆管内部超临界介质流动换热的关键特征参数影响规律。研究结果表明以超临界和微小尺度为特征的内换热可以得到很高的对流换热系数,完全可以满足紧凑快速强换热的要求。

在外换热方面,主要考虑如何增大单位介质换热面积和提高外表面对流换热系数。紧凑快速强换热器工作在航空发动机环境中,外换热介质为空气或燃气,提高外换热能力最为直接的方法是减小基本换热单元的径向尺寸,实现微小尺度换热。而提高对流换热系数则要从流动结构入手,通过控制流动结构的发展,实现以最小的流动损失为代价提高外表面对流换热系数的目的。

2.2.1 多孔介质微小尺度强化换热机理

为实现强化内换热的目的,利用上述发展和校验的多孔/流体/固体多区域三维流热耦合数值模拟程序,对交错肋片平行通道[18]、受限层流冲击射流[19]以及层流平板发散冷却[20]这3个多孔介质强化换热典型应用中的流动换热机理进行了研究,其模型如图9所示。图9(a)中Lt为通道总长,Lc为通道中带肋部分总长,U为气流速度,L为肋间距,Li为第一个肋片与进口间长度,t为肋厚,h为肋高,H为通道高度；图9(b)中L为多孔介质层长度,h为多孔介质层厚度,B为槽宽,H为计算域厚度,vin为气流进口速度,Tin为气流进口温度,Tw为底面温度；图9(c)中H为多孔介质层厚度,Vc为冷却流体速度,Tc为冷却流体温度,Uin为主流速度,Tin为主流温度,δv为边界层位移厚度。

图10 不同Re、Da下壁面的局部Nu分布Fig.10 Local Nu profiles at lower wall with different Reynolds numbers and Darcy numbers

图10 (a)给出了设置有交错多孔/固体肋片的平行通道内不同雷诺数时下壁面的局部Nu分布,横坐标为相对位置,纵坐标为局部Nu(Nu=h L/λ,h为对流换热系数,L为特征长度,λ为导热系数)。从图中可以看出,下壁面处的局部Nu分布呈现出周期性分布,由于多孔肋对于流体的阻碍作用,大部分流体会从多孔肋与下壁面的通道通过,会增强该处的对流换热效果；另一方面,水平流动流体会逐渐改变方向,从而对下壁面有冲击作用,也会增强该处的对流换热作用；之后在两个连续肋片之间,Nu出现极小值。另外,随着Re的增大,Nu分布曲线整体上移,换热能力增强。图10(b)给出了不同Da数(Da=K/L2,K为多孔介质渗透率,L为特征长度)时通道上下壁面的局部Nu分布,横坐标为相对位置,纵坐标为局部Nu。显然,Da对通道壁面局部Nu分布总体趋势影响不大,但对Nu的峰值大小有很大的影响。随着Da的减小,采用多孔肋的换热特性与采用固体肋片的相类似。与固体肋片相比,采用多孔肋会使得流体倾斜冲击壁面的能力减弱,故Nu极大值会减小,同时流体能够穿透多孔肋会改善肋片之后的对流换热,Nu极小值峰值也会有所削弱,这说明采用多孔肋会在整体上削弱换热,但能使得通道壁面的换热更加均匀。随着Da的减小,多孔肋对流体的阻碍作用越来越小,Nu峰值进一步减小。

图11(a)给出了受冲击壁面上铺设有多孔介质层的受限层流冲击射流在不同Re时通道下壁面的Nu分布,图中横坐标为相对位置,纵坐标为Nu,ε为孔隙率,B为槽宽,Bi为毕渥数,λs为固体导热系数,λf为流体导热系数,Cf为阻力系数。从中可以看出随着Re的增大,滞止区的换热性能逐渐增大,之后均沿流向急剧减小。另外,由于多孔介质的存在使得光通道中下壁面区域存在的二次回流区消失,故相应的二次峰值现象也消失,相应Nu分布更加平滑。图11(b)给出了相应条件下不同Da时下壁面Nu的流向分布,横坐标为相对位置,纵坐标为Nu。从中可以看出,随着Da的增大,穿透多孔层冲击到下壁面的冷却流体增多,滞止区的Nu随之增大；当Da小到通道内重新出现二次回流区时,下壁面Nu分布相应的会出现二次峰值现象,但不明显。

图12(a)给出了典型平板发散冷却中不同冷气注入率时的多孔域/流体域交界面无量纲温度分布,图中横坐标为相对位置,纵坐标为无量纲温度(θ=(Ti-Tc)/(Tin-Tc),其中Ti为交界面温度,Tc为冷却介质进口温度,Tin为主流进口温度)。从图中可以看出,随着冷气注入率F的增加,多孔域/流体域交界面的温度显著降低,且随着冷却流体的不断积累,越往下游边界层厚度越大,相应的温度下降幅度越高。在本文的计算条件下,冷气注入率不到0.2%时便能使得相对温度下降到0.5,说明发散冷却的冷却效果非常好。图12(b)给出了其他条件不变,不同主流Re时多孔域/流体域交界面的无量纲温度分布,图中横坐标为相对位置,纵坐标为无量纲温度。从中可以看出,Re的改变对于层流发散冷却的冷却效果还是有比较明显的影响；在本文的计算条件下,随着Re的增加,多孔域/流体域交界面上的温度不断降低,其冷却效果不断减弱。对于层流发散边界层来说,Re主要改变的是边界层特性,且随着Re的增加,边界层内黏性力的作用减弱,边界层厚度不断降低,相应的交界面上温度和对流换热系数升高,冷却效果变差。另外,在本文计算条件下,不同的数量级时Re对冷却效果的影响也不相同,在Re较小时,层流发散冷却的冷却效果对Re的变化更加敏感。

图11 不同Re、Da时下壁面Nu分布Fig.11 Nu profiles at lower wall with different Reynolds numbers and Darcy numbers

图12 不同主流Re、冷气注入率多孔域/流体域交界面无量纲温度分布Fig.12 Dimensionless temperature profiles at porous/fluid interface at different Reynolds numbers and coolant injection rates

2.2.2 微小尺度圆管内部超临界介质流动换热规律

提高壁面对流换热系数是提高换热能力的主要手段之一,研究气动热力几何参数对换热规律的影响,可为紧凑快速强换热器一维设计参数的选取提供依据。限于篇幅,本文只给出圆管直径D、进口Re、进口质量流量密度G等参数对壁面换热系数影响规律的分析。

图13给出了在保证进口Re相同和进口质量流量密度G相同的情况下,圆管直径D对圆管壁面对流换热系数的影响,其中横坐标为距入口的无量纲管径D/D0(其中D0为研究中选取的特征直径),纵坐标为壁面对流换热系数h,在这两种情况下均保证对不同管径D的流体单位质量加热量相同。从图中可以看出,两种情况下圆管壁面的对流换热系数均随D的减小而增大,并且存在一临界直径。

图13 无量纲管径对圆管壁面对流换热系数的影响Fig.13 Heat transfer coefficient profiles at wall of tube for different dimensionless tube diameters

图14 圆管壁面对流换热系数随进口Re的变化关系Fig.14 Heat transfer coefficient profiles at wall of tube with different Reynolds numbers of inlet

图14 给出了管径D相同时,圆管壁面对流换热系数随进口Re的变化关系,其中横坐标为进口Re,纵坐标为壁面对流换热系数h,保证进口Re不同时流体单位质量加热量相同。从图中可以看出,圆管壁面换热系数随进口Re的增大而增大。这是由于随着进口Re的增大,速度边界层厚度减小,而加热量相同意味着在相同流向位置处的物性参数相同,即普朗特数Pr相同,此时的温度边界层厚度也随着随度边界层的减小而减小,因此壁面对流换热系数增加。上述研究结果表明,减小管径D和提高进口Re均可以有效提高圆管壁面换热系数h。

2.2.3 微小尺度圆管内超临界介质流动换热熵产分析

良好的换热能力无疑是紧凑快速强换热器重要的性能指标之一,但若从气动角度考虑,由于管内被加热的超临界氦及管外预冷空气均将最终进入涡轮内部进行做功,因此有效控制换热过程中造成的管内外工质做功能力的下降,对于航空发动机用换热器的设计而言是极为重要的,即换热器的设计追求换热效率与流动损失等指标的综合性能最优。而流动和换热等因素引起的熵产之间关系的分析有助于理解换热过程中熵产生的原因,可为设计提供参考。本文将熵产Sgen分为两大部分,一部分为黏性耗散引起的耗散熵产SgenF,另一部分是由于导热过程存在温差所引起的加热熵产SgenH,其表达式为

式中:u为速度；ε为湍流耗散系数；λ为导热系数；α为热扩散系数；αT为湍流热扩散系数；δij为克罗内克符号。式(9)等号右边两项分别代表统计平均流场内的黏性耗散熵产与由湍流脉动导致的黏性耗散熵产,式(10)等号右边两项分别代表统计平均流场内的换热熵产与由湍流脉动导致的换热黏性耗散熵产。

本文结合对不同管径换热管内超临界氦的湍流流动数值模拟,对流场内总熵产及其两个组成部分的情况进行分析。图15为相同来流雷诺数下熵产随管径的变化趋势,图16为相同质量流量密度下熵产随管径的变化趋势。

图15 相同来流雷诺数下熵产随无量纲管径的变化Fig.15 Entropy generation profiles for different dimensionless tube diameters with the same freestream Reynolds number

图16 相同质量流量密度下熵产随无量纲管径的变化Fig.16 Entropy generation profiles for different dimensionless tube diameters with the same mass flux

首先从图15(b)中可以看出,随管径的增加,耗散熵产呈现大幅度减小,造成这一现象的原因在于,在相同的来流雷诺数下,管径越小,来流速度越大,这两点共同造成流场径向速度梯度的增加,从而增强了平均流场内的剪切耗散作用,最终使流动耗散随管径的减小而增强。而加热熵产随管径的减小则是由于小管径内温度梯度较大所致。虽然在同样的热流密度下小管径内由于换热系数增强使得平均壁面-流体温差减小,但由于该减小程度不如管径的减小程度,而造成温度梯度随管径的增加。导致相同来流雷诺数下熵产随管径的减小而增大。对于图16所示情况,由于来流速度相同,同样会出现在管径减小下的速度梯度增加,造成耗散熵产的加剧。而导热温差导致的加热熵产也同样是管径减小导致的温度梯度增大所致。从熵产分析结果可以初步看出,减小管径D虽然可以增强换热性能,但相应地也会造成流场各处总熵产的升高,导致流动系统能量品质的降低更为严重。所以,设计时管径的选择应综合考虑流动损失与换热效果。

图17 单排微小尺度圆柱管束总压恢复系数和对流换热系数随进口Re变化Fig.17 Total pressure recovery and heat transfer coefficient profiles with different Reynolds numbers of inlet at a single row of micro-size tubes

图18 多排微小尺度圆柱管束总压恢复系数和对流换热系数随进口Re变化Fig.18 Total pressure recovery and heat transfer coefficient profiles with different Reynolds numbers of inlet at micro-size tube matrix

2.2.4 微小尺度圆柱扰流换热机理

采用紧凑排列圆柱管束来实现强化外换热的同时会增大流动损失。因此,需要通过对紧凑排列圆柱管束中流动换热参数影响规律的研究,得到综合考虑流动损失和换热性能后的最佳参数范围,以便为紧凑快速强换热器设计提供参考。图17给出了单排微小尺度圆柱管束中的流动换热规律,其中横坐标为进口Re,图17(a)和图17(b)的纵坐标分别为总压恢复系数ζ和对流换热系数h。从图中可以看出,随着进口Re的增加,单排和多排管束的总压恢复系数以及壁面平均对流换热系数总体变化趋势相同,即总压恢复系数逐渐降低,对流换热系数逐渐升高。在单排管束时,总压恢复系数的变化趋势基本呈线性规律,而在多排管束情况(见图18)下,随着Re的增加,总压恢复系数的下降趋势逐渐加剧。在单排管束和多排管束情况下,壁面平均对流换热系数随Re增加而增大,但增大趋势逐渐变缓。这就意味着在选取进口Re时,应根据设计要求的流动和换热性能选择适中的范围。

图19和图20分别给出了单排圆管在4个不同时刻的展向涡量与耗散熵产云图及时均云图,图中Vorticity Z表示展向涡量,其中Z向为沿管长方向。由图可知,圆柱后涡对的强剪切引起了很强的耗散熵产,并迁移到下游较远的区域。相对而言,圆管外流动中换热引起的熵产主要集中在圆管壁面附近(见图21),其影响范围相对集中,因此从减小熵产的角度来看,应主要从减小耗散引起的熵产入手。在本文研究的情况下,管束中耗散引起的熵产主要包括两个方面,即脉动耗散引起的熵产和平均流耗散引起的熵产。

图19 单排圆管时均和瞬时展向涡量分布云图Fig.19 Time-averaged and transient vorticity Z distributions of a single row of tubes

图20 单排圆管时均和瞬时耗散熵产分布云图Fig.20 Time-averaged and transient entropy generation due to energy dissipation for a single row of tubes

图21 单排圆管时均和瞬时换热熵产分布云图Fig.21 Time-averaged and transient entropy generation due to heat transfer for a single row of tubes

图22和图23分别给出了多排圆管情况下展向涡量和耗散熵产的非定常时均云图。与单排管束的时均解对比可以看出,在多排管束中,由于前一排管束尾迹对下游管束的作用,使得下游管束前缘处的耗散熵产明显增大。同时,由于管束排列比较紧凑,管束尾迹受下游圆管固壁的限制,被挤压在较窄的范围内,并在此范围内产生了较大的熵产。

图22 多排圆管情况下时均展向涡量分布Fig.22 Time-averaged vorticity Z distributions for tube matrix

图23 多排圆管情况下时均耗散熵产分布Fig.23 Time-averaged entropy generation due to energy dissipation distributions for tube matrix

2.3 紧凑快速强换热器设计方法发展

由于传统的换热器设计方法已不再适用于紧凑快速强换热器设计,本文利用前述低维模型,发展了紧凑快速强换热器的确定性设计方法,并利用该方法完成了用于高超声速强预冷航空发动机不同位置的多种不同结构形式的紧凑快速强换热器确定性设计方案。其中,毛细管式换热器能将高温来流在流经换热器的瞬间冷却至发动机可以正常工作的温度,同时换热器单位重量的换热量超过100 k W/kg。图24为毛细管式换热器示意图。

为保证设计方案满足设计要求,采用数值模拟手段对设计结果进行了检验。利用毛细管换热器的简化模型进行数值模拟,模型中空气流经10排毛细管。为减小计算网格量,每排以一根毛细管进行模拟,保证两种工质进口流速与设计值相同,网格数总计780万,网格示意图如图25所示。

图24 毛细管式紧凑换热器Fig.24 Micro-size tube compact precooler

图25 毛细管换热器数值模拟网格示意图Fig.25 Meshes used in simulations of micro-size tube compact precooler

冷却后空气出口温度的数值模拟结果与设计值对比如图26所示,图中横坐标为沿毛细管高度方向的相对位置,纵坐标为空气出口温度。结果证明换热器的设计方案初步满足设计要求。

图26 冷却后空气出口温度数值模拟结果与设计值对比Fig.26 Comparison of cooled air temperature at outlet between computing result and design value

3 紧凑快速强换热器先进加工及检测技术

图27 不同温度下GH4169晶粒尺寸效应Fig.27 Grain size effect of GH4169 at different temperature

3.1 薄壁毛细管制造及检测技术

薄壁毛细管的制造是紧凑快速换热器的关键。其壁厚和均匀度严重影响到后续的换热能力、换热效率和结构可靠性。此外,薄壁毛细管后续的定位装配过程要求两端端口具有很高的同心度,以保证钎料均匀分布在待焊接头处。这些都对薄壁毛细管的制造提出了非常苛刻的要求,为了成功制造薄壁毛细管,必须深入掌握其流动变形机理,包括微尺度变形中的晶粒尺寸效应、几何尺寸效应关系,以及温度对其尺寸效应的影响等问题。

图27分别给出了不同温度下应力随晶粒尺寸的变化趋势,以分析温度对于GH4169晶粒尺寸效应的影响,图中横坐标为晶粒尺寸的倒数,纵坐标为应力。图例中,25、200、400分别代表变形温度,0.002等数字代表真实应变大小。

从图中可以看出,在不同温度、不同应变下的晶粒尺寸效应曲线中,都存在分段现象,且分段点随着应变的增加而变大；常温下存在两个分段点,第一个分段点随着应变增加变化趋势明显,第二个分段点和应变没有太大关系,这表明当晶粒小到一定程度后,晶粒对应力的影响可以忽略,应力主要受应变的影响,即晶粒尺寸效应现象不明显；当在200℃ 的时候,分段点呈微微下凹的趋势,在同一应变下的线性趋势最好,应力水平主要受不同应变的影响较大；在400℃下,分段点随应变增加而增大现象明显。

将不同温度下屈服时的晶粒尺寸效应拟合线斜率放在一起,如图28所示,图中横坐标为晶粒尺寸,纵坐标为屈服应力。可以进一步看出明显的分段现象,另外,存在一临界晶粒尺寸,晶粒大于该尺寸时,斜率随温度下降明显,且温度越高下降速度越慢；晶粒小于该尺寸时,斜率随温度上升而下降,但下降速度基本不变。这就要求在选择成形工艺路线时,需要考虑成形温度、临界晶粒尺寸等因素对于成形力的影响。

图29给出了试制的毛细管样品扫描电子显微镜的照片,通过SEM照片,可以看到其内壁粗糙度满足要求,而对于使用中影响最大的成形管壁内部孔洞缺陷,在随机选择的多个样品的SEM照片中均未发现成形孔洞缺陷,表明薄壁毛细管在拉拔过程中不存在成形孔洞缺陷问题。

表1则给出了3种不同热处理状态(软态、半硬态和硬态)的薄壁毛细管的单向拉伸力学性能检测结果,结果表明不同状态的抗拉强度不同,半硬态与硬态的薄壁毛细管抗拉强度相似,而软态薄壁毛细管抗拉强度相对较低。图30给出了半硬态成形下的单拉曲线图,图中横坐标为位移,纵坐标为拉力。

图28 不同温度下屈服时的晶粒尺寸效应拟合线斜率Fig.28 Different slopes fitted at various temperatures for grain size effect of yield stress

图29 毛细管壁厚电镜照片Fig.29 SEM photograph for wall thickness of micro-size tube

表1 不同成型方法毛细管力学性能Table 1 Mechanical properties of micro-size tube in different forming processes

图30 半硬态单拉试验结果Fig.30 Results of uniaxial-tension test in middle-hard state

3.2 薄壁毛细管的组合焊接

薄壁毛细管的组合焊接,直接关系到最终产品的质量。在一般钎料的制备方法上,进行适合工况的钎料研发,掌握钎料成分对于焊接强度的作用规律；找出钎焊接头的组织、性能随温度、钎缝间隙等焊接参数的演变规律；探明不同焊接热循环过程中接头内部残余内应力的分布规律；组合钎焊还要求掌握密集毛细管的定位装配方法,探究多个焊接接头间热力学影响规律；最后还需制定大量薄壁毛细管钎焊接头焊接质量表征方法,合理评价焊接质量。

本文研究中对现有的BNi-2钎料进行改进,并通过钎焊时间的合理控制以保障钎焊质量,工艺试验表明:通常情况下,钎缝越大,越容易在钎缝中央部位形成连续金属间化合物的脆性相,导致钎缝的脆性增加；这是由于钎料向母材内部扩散不均匀导致的,本研究中通过试验得到合理的钎焊间隙。为了改善钎缝组织和提高接头韧性,焊后进一步在合适温度下保温一定时间。最终通过多次试验确定合理的工艺参数。图31给出了两种不同形式焊接试验件的照片,图32则给出了焊接处的SEM照片,表明焊接接头处的钎料溶解均匀,没有凹凸不平等表面缺陷。

图31 毛细管焊接试验件Fig.31 A test sample of welded micro-size tube

图32 焊接部位的钎料填充情况Fig.32 Filling result of solder at the welded position

4 结 论

国内外的研究表明,强预冷高超声速航空发动机技术是一项具有非常巨大的潜在技术优势和前瞻性的共性技术,特别是REL公司的地面试验已实现了强预冷的技术指标,值得引起关注。目前国内也已开展了强预冷航空发动机相关研究,并在微尺度流热耦合换热机理、流热耦合数值模拟、紧凑强换热器设计制造等方面均取得一定进展,为下一步的研究打下了良好的理论和技术基础。

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