高焓流场球头外形气动热试验研究

田润雨，龚红明，常 雨，*，刘济春，江 涛

(1.中国空气动力研究与发展中心 跨流域空气动力学重点实验室，绵阳 621000；2.中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所，绵阳 621000)

0 引 言

从外太空再入地球大气层时，飞行器的再入速度极高，面临严重的气动加热问题。地球近地轨道飞行器，如弹道导弹、航天飞机、近地返回舱等，再入地球大气层速度约7 km/s，来流总焓超过20 MJ/kg；月球返回舱、火星返回舱和深空探测返回舱等再入地球大气的速度超过11 km/s，来流总焓超过60 MJ/kg。由于超高速飞行对大气的强烈压缩，飞行器周围形成高温激波层和高温绕流，气体温度可超过10 k℃，引起气体分子振动激发、离解甚至电离等物理化学现象[1]。由于流动速度极快，气流流过飞行器表面的时间可能接近或小于分子热运动平衡时间和化学反应平衡时间，出现显著的热力学和化学非平衡效应。

高焓流动导致的热化学非平衡现象包含了复杂的物理、化学过程，相关理论远不完善。很多学者针对此类流动涉及的输运性质、热力学、化学动力学等构建了多种模型，但各种模型及相关参数差异较大，模型与参数选取往往缺乏依据。随着模型越精细，计算公式和参数也越庞杂，计算量也相应增加，然而验证和评估却相对欠缺。因此，高焓风洞试验在研究高温气动问题、认识高温气动现象、揭示高温气动问题机理方面具有极强的现实必要性。在高超声速领域，为减小驻点区域气动加热的影响，飞行器头部一般采用钝体外形。对此国内外都进行过大量的试验和仿真，并形成了诸多球头热流的工程估算公式，但高焓范围的试验数据相对较少。在高焓流场条件下，球头的热环境和流场结构呈现出更复杂的高温效应特征，如激波脱体距离更小，热化学非平衡效应显著，甚至引起不可忽视的辐射加热等。因此研究球头的高温气动问题，有助于认识高温气动现象和机理。

地面风洞模拟试验是研究和预测超高速飞行气动特性的重要手段。在众多风洞设备中，膨胀风洞由于速度模拟能力强、试验气流离解度相对较低，是产生超高速高焓气流的理想设备[2]。20世纪50年代Resler和Bloxsom首先提出了膨胀管的概念[3]，突破了反射型激波风洞总焓的限制，此后，Trimpi首先在理论上对膨胀管进行了系统研究[4]。国外已建成了多座膨胀管及膨胀风洞，如美国NASA的HYPULSE膨胀管[5-6]、美国纽约州卡尔斯本大学巴法罗研究中心的LENS XX膨胀风洞[7-11]、澳大利亚昆士兰大学的X系列膨胀风洞[12-13]、日本东北大学流体科学研究中心的JX-1自由活塞驱动膨胀管[14]，等等。其中美国的LENS XX膨胀风洞模拟能力最强，该风洞采用电加热氢气驱动，气流速度超过13 km/s，总焓可达120 MJ/kg。国内，中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室（LHD）于2008年建成了爆轰驱动膨胀管JF-16[15]，并进行了一些升级改造[16]，目前最高能够获得10.2 km/s的高焓试验气流；中国空气动力研究与发展中心（CARDC）超高速空气动力研究所于2018年建成了活塞驱动型的高焓膨胀风洞FD-14X，该设备可在膨胀管模式（tube模式）和膨胀风洞模式（tunnel模式）下运行。每种模式下均可采用常温高压轻质气体驱动或自由活塞驱动两种驱动方式，膨胀管模式的出口直径与激波管内径一致，为200 mm；膨胀风洞模式的出口直径为800 mm，在膨胀风洞模式下，试验气流速度可达11.5 km/s，总焓可达70 MJ/kg。

在高焓流动气动热环境试验方面，国内外均开展了一些研究，此处重点介绍涉及来流总焓20 MJ/kg以上流场的气动热环境试验研究。国外方面，美国于2009年投入应用的LENS XX膨胀风洞，具有0.609 m（膨胀管）和2.4 m（膨胀风洞）两个试验段，采用高压气体驱动和双膜片破膜系统，在气流速度、流场品质、出口尺寸、试验时间、流场重复性等方面有很强的综合优势，一系列特征外形都在该风洞中进行过高焓流场试验。2011年，Dufrene等[11]在LENS XX膨胀风洞的膨胀管模式、总焓21 MJ/kg、速度6.086 km/s的流场中采用热电偶热流传感器开展了直径38.1 mm圆柱热流测量，驻点线热流超过2800 W/cm2；在膨胀风洞模式、总焓14 MJ/kg、速度5.241 km/s的流场中采用薄膜热流传感器测得直径31.75 mm球头驻点热流约318 W/cm2。2012年，Dufrene等[17]继续在LENS XX膨胀风洞开展了直径177.8 mm的猎户座返回舱模型测热试验，在来流总焓5～36 MJ/kg的氮气和空气流场，采用热电偶热流传感器和薄膜热流传感器进行了热流测量，并将试验获得的热流、压力、激波外形与数值计算进行了对比分析。2012年，MacLean等[18]利用LENS XX膨胀风洞，在76 mm半球模型安装镀铬层的同轴热电偶，在89 mm圆柱模型安装镀氟化镁层的薄膜热流传感器，在来流总焓10～26.4 MJ/kg的氮气和空气条件下，开展了催化加热特性研究试验，并与其DPLR计算程序的有限催化模型开展对比。2013年，MacLean等[19]继续在来流总焓7.61～23.54 MJ/kg的二氧化碳环境下开展了Apollo返回舱模型测热试验，计算发现，在最高焓值条件下出现了碳生成。2017年，Hollis等[20]在LENS XX膨胀风洞针对70°球锥模型，在二氧化碳环境、来流速度1.75～11.69 km/s条件下，开展了大跨度速度范围的热流、压力、催化特性研究。近年来，关于LENS XX膨胀风洞新的高焓气动热试验研究鲜有报道。

日本和澳大利亚在高焓气动热环境方面也开展了一些试验研究，2014年，日本的Tanno等[21]利用JAXA的HIEST自由活塞驱动激波风洞，针对Apollo返回舱模型，在来流总焓20 MJ/kg的流场条件下，开展了辐射热流测量试验，发现辐射加热量占总加热量的40%左右；2018年，Tanno[22]继续针对该外形开展了来流总焓13 MJ/kg流场下的热流测量试验；2020年，澳大利亚昆士兰大学的James等[23]利用X3膨胀风洞，同样开展了Apollo返回舱模型测热试验，来流总焓为10.7～30 MJ/kg，并与HIEST自由活塞驱动激波风洞、LENS XX膨胀风洞等的测试结果进行了对比分析；2021年，日本的Fukumaru等[24]利用JAXA的HEK-X膨胀管，针对隼鸟号小行星采样返回舱模型开展了测热试验，膨胀管末端激波速度达到6.77 km/s；2021年，澳大利亚昆士兰大学Lefevre等[25]在X2膨胀风洞针对NASA的星尘号（Stardust）彗星采样返回舱模型开展了辐射热流测量工作，试验气流有效时间70 μs，采用B270和MgF2两种材质光学窗口的辐射热流传感器，获得了来流速度约13.75 km/s条件下的辐射热流；2022年，Lefevre等[26]继续在X2膨胀风洞针对星尘号（Stardust）彗星采样返回舱模型开展磁流体动力学控制条件下的降热研究试验，在返回舱模型内部安装0.8 t的钕永磁铁，试验流场速度13.75 km/s，有磁场相对无磁场时，激波脱体距离有所增加，驻点热流降低42%，肩部测点热流降低20%，后锥测点热流增加53%。

国内方面，2020年，中国科学院力学研究所周凯等[27]，利用JF-16膨胀风洞，选择气流总焓27～47 MJ/kg的流场，开展了直径50 mm球头的表面催化和非催化特性的气动热试验研究，并进行了相应的CFD仿真对比分析。膨胀风洞试验时间较短（约百微秒量级），滞止区气流温度较高，气流冲刷和壁面烧蚀严重，对测试技术提出了较高要求。

壁面催化特性对飞行器热环境影响较大，高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子、离子在壁面处复合，从而释放热量，加剧周围气动热环境。来流气体焓值不高、气流处于热化学平衡状态时，壁面催化效应弱，对气动热的影响较小。来流焓值越高时，气流遇飞行器物面滞止或减速后产生的原子和离子成分越多，气流处于热化学非平衡状态，完全催化壁面条件下的物面热流与完全非催化壁面条件下物面热流的差异就越大。因此，研究催化效应对气动热环境的影响，对于提高热环境预测精度和优化防热设计有重要作用。

本文利用CARDC的高焓膨胀风洞FD-14X开展不同焓值的球头气动热测量试验，并结合球头驻点热流理论计算公式分析高焓流场的球头热流分布特性，结合双温非平衡CFD仿真分析了流场的热化学非平衡特性，通过试验数据与CFD仿真对比分析，研究金属/非金属表面在不同来流总焓条件下的非催化/催化壁面特性。

1 试验设备、仿真及理论方法

1.1 试验设备

高焓膨胀风洞FD-14X能够提供速度2.4～11.5 km/s的流场，气流总焓最高可达70 MJ/kg，总温超过10 000 K，是国内研究高温气动现象的主要设备之一，设备照片见图1。

图1 CARDC高焓膨胀风洞FD-14XFig.1 High enthalpy expansion tunnel FD-14X of CARDC

高焓膨胀风洞FD-14X具备常规轻质气体驱动和自由活塞驱动两种驱动方式，分别用于实现低焓和高焓流场条件。该风洞由设备主体、附属系统和测量系统三部分组成。设备主体总长约115 m，主要包括压缩管、驱动段、被驱动段、加速段、喷管、试验段和真空箱，以及各段之间的高、低压夹膜机构。设备布局如图2所示，分段长度可灵活调整，以优化匹配特定运行状态。附属系统包括供气系统、真空系统、控制系统、液压及牵引系统等。测量系统配备了高速纹影系统、高速数据采集系统、气动力/热测量系统、平面激光诱导荧光（planar laser induced fluorescence, PLIF）以及活塞测速系统等。

图2 CARDC高焓膨胀风洞FD-14X活塞驱动方式运行波系图Fig.2 Wave diagram of the high enthalpy expansion tunnel FD-14X of CARDC under the piston driven operation

活塞驱动时运行过程如图2所示：活塞在储气罐气体驱动下压缩下游轻质气体，使其温度和压力升高，活塞运动到接近末端时，高压气体破开金属膜片，在第二驱动段内形成第一道入射激波，管内初始填充的轻质气体经激波压缩后形成温度、压力和速度均较高的驱动气流；激波到达第二道膜片后使其瞬间破开，在被驱动段形成第二道入射激波，管内预充的试验气体（①区）经激波压缩后形成高温高压的②区气流；当②区气流达到第三道膜片（轻薄的聚酯膜），膜片瞬间破开，在（初始压力更低的）加速段内（⑩区）形成速度更高的第三道入射激波，波后为⑳区气流；第三道膜片破裂同时会形成左行非定常膨胀波，②区气流经此非定常膨胀波后速度和焓值显著提高，形成⑤区气流。在不带喷管情况下（膨胀管模式），⑤区即为试验气流；在带喷管的情况下（膨胀风洞模式），⑳区和⑤区气流先后进入喷管，经定常膨胀后进入试验段，其中⑤区膨胀形成⑥区试验气流。⑥区比⑤区气流略有提速，主要是可供模型试验的均匀区范围显著增加。

常规轻质气体驱动使用除活塞驱动段外的其余部段运行：在第二驱动段中充填高压轻质气体作为驱动气体，在被驱动段充填试验气体，加速段保持相对低压。两道膜片破裂后依次在激波管被驱动段和膨胀加速段形成两道入射激波与非定常膨胀波，仍按图2分区，以⑤区（膨胀管模式）或⑥区（膨胀风洞模式）为试验气流。该驱动方式主要用于低速状态，相比活塞驱动运行更加快捷简便。

试验时，主要通过风洞管壁的压力监测点测量被驱动段、加速段的管壁静压和激波速度，通过试验段的皮托管压力传感器测量皮托压力。传感器均为压电型压力传感器，压力上升时间均≤1 μs，参数如表1所示。管壁压力监测采用类型1和2的压力传感器，皮托压力测量采用类型2和3的压力传感器。在高温平衡空气假设、等熵膨胀假设条件下，根据激波间断方程、等熵关系式、接触面相容关系式等迭代求解得到来流参数[28-29]。

表1 压力传感器参数Table 1 Pressure sensor parameters

1.2 数值仿真方法

本文CFD仿真采用有限体积法求解二维轴对称守恒形式的热化学非平衡N-S方程组，热力学模型采用Park的平动-振动双温度模型[30-31]，采用Dunn-Kang化学动力学模型[32]求解11组元21化学反应的空气模型，11组元分别是N2、O2、N、O、NO、N+、O+、NO+、N2+、O2+、e-，化学反应方程式如表2所示。

表2 化学反应方程式Table 2 Chemical reaction equations

采用Gupta-Yos拟合公式计算每一组分的黏性系数和导热率，并采用Wilke混合率得到混合气体的黏性系数和导热率[33]。所求解的控制方程基础形式如下：

式中，Q为守恒变量；Fi为无黏通量，Fv为黏性通量；H为无黏部分在柱坐标系下的源项，Hv为黏性部分在柱坐标系下的源项；W为化学反应和振动能量源项；δ取0或1，δ为0时对应非轴对称情况，δ为1时对应二维轴对称情况。

完全催化壁面边界条件为：

完全非催化壁面边界条件为：

式中，cj为气体组分j的 质量分数，下标 w表示壁面处，下标 ∞表示来流条件，n为法向坐标。完全催化壁面边界条件时，壁面处的气体组分数与来流气体组分数一致；完全非催化壁面边界条件时，壁面处组分质量分数梯度为0。

选用文献[18]中的数据对该数值方法进行验证。美国MacLean等[18]利用LENS XX膨胀风洞，开展了直径7.6 cm球头柱模型的热流测量，在距离球头驻点0°、30°、50°和70°的位置布置了热电偶热流传感器进行测量，本文选取其No.64和No.68车次工况进行数值方法验证。两个工况来流条件分别为总焓10 MJ/kg的氮气和总焓17 MJ/kg的空气。仿真网格点数量为148×250，其中法向网格点数为250，壁面第一层网格高度为5×10-7m。两种工况下的仿真与文献试验结果对比如图3和图4所示，图中y是测点平面内垂直于球头旋转轴方向的坐标，RS是球头半径，y/RS= 0对应球头驻点。可以看出，No.64车次时的壁面完全催化与完全非催化条件的仿真结果差异较小，均与文献试验值重合较好；No.68车次时，文献试验值处于壁面完全催化与完全非催化条件仿真结果之间，说明仿真结果合理，证明了本文数值方法的可靠性，可用于后续研究。

图3 仿真结果与文献[18]No.64车次试验结果比较Fig.3 Comparison between the simulation data and the test result of run 64 in Ref.[18]

图4 仿真结果与文献[18]No.68车次试验结果比较Fig.4 Comparison between the simulation data and the test result of run 68 in Ref.[18]

1.3 球头驻点热流理论计算方法

1958年Fay和Riddell[34]基于二维轴对称边界层方程，采用Lees-Dorodnitsyn[35-36]变换和边界层自相似假设，得到了Fay-Riddell球头驻点热流理论计算公式（简称F-R公式）。该计算公式具有里程碑式的意义，在今天仍然普遍应用于工业界对较低焓值范围高超声速飞行器的分析。此后，又出现较多基于F-R公式的变形或优化公式，其中个别公式经实际应用对比，发现在一定范围内有较好的适用性。

1998年，Filippis、Serpico等[37]分析了F-R公式[34]在高焓流场范围的不足之后，提出了新的驻点热流估算公式（简称为F-S公式）。他们基于意大利航空航天研究中心等离子体风洞SCIROCCO的试验流场条件，开展了总焓范围2～39 MJ/kg的一系列流场的仿真，据此拟合出了适用于该范围的钝头体驻点热流的CFD计算值拟合经验公式，其仿真采用O2、N2、NO、N、O五组分空气模型，层流和完全催化条件，并考虑热化学非平衡效应。

F-S完全催化壁面公式是基于F-R完全催化壁面公式的简化公式，通过调整系数和幂指数的值而得到。F-R完全催化壁面公式的简化公式[37]如下：

式中，qw是驻点热流，W/cm2；pe是驻点边界层外缘压力，atm（1 atm=101325 Pa）；R是曲率半径，cm；h0e是驻点边界层外缘来流总焓，hw是壁面焓，MJ/kg。

F-S完全催化壁面公式[37]如下：

从公式（5）与公式（4）的对比可以看出，相对F-R完全催化壁面公式的简化公式，F-S完全催化壁面公式提高了来流总焓对热流影响的比重，与试验值的符合程度有明显提升。2005年，Filippis等[38]进一步提出了完全非催化壁条件下的驻点热流估算公式：

式中，H0是自由来流总焓，∑cjhDj是边界层边缘各原子组分的质量分数与生成热之积求和，需要说明的是式（6）中单位均为国际单位。

完全非催化壁面条件相对完全催化壁面的差异，在于壁面处原子成分不复合为分子，F-S完全非催化壁面条件公式的处理措施，是直接从来流总焓中扣除原子复合为分子对应的化学生成焓，此操作未考虑流场的诸多参数关联性，可能导致较大误差。

2 高焓流场球头外形气动热试验

为研究不同焓值高超声速流场条件下球头外形的气动热特性，在CARDC的FD-14X风洞中开展了来流总焓16.9～63.5 MJ/kg的12个工况条件下的球头外形气动热试验研究，球头直径D=20、30、40、50 mm，流场参数见表3，其余参数可由高温平衡空气参数关系得到。

表3 12个工况流场条件参数Table 3 Flow field parameters for 12 cases

球头的材料为304不锈钢，其热物性参数与E型同轴热电偶相近。球头上安装直径2 mm柱状E型同轴热电偶热流传感器，安装后采用打磨的方式使传感器端面与球头外形仿形。同轴热电偶内外极间隙小于10 μm，响应时间小于10 μs，热电偶的灵敏度稳定在60～63 μV/℃范围内，数据采集频率2 MHz，采集误差小于1%。D=20、30、40 mm的球头驻点布置一个测点，D=50 mm的球头在距离驻点0°、20°、40°、60°、80°的位置布置两列对称的测点。

如图5（左）所示，球头安装于十字排架上进行热流测量，排架其余位置探针安装压力传感器，测量皮托管压力。

图5 球头试验照片（左）、工况11条件下直径50 mm球头流场自发光照片（中）及球头驻点热流曲线（右）Fig.5 Photos of the sphere heads (left), self-luminous photo of Case 11 (middle), and heat flux of the stagnation point (right)

高焓膨胀管风洞试验流场密度较低，无法获得有效的流场纹影照片。由于流场自发光较强，试验中采取了直接拍摄自发光的方式记录绕流场外形特征，如图5（中）所示，即工况11条件下、D= 50 mm球头绕流场自发光照片，球头自发光流场基本反映了球头绕流场的脱体激波外形，自发光明亮区域的边缘可近似为脱体激波外轮廓。图5（右）为工况11、D=20 mm和50 mm球头的驻点热流曲线，可见热流曲线有效平台段时间约130 μs。

2.1 高焓流场球头热流特性分析

对于各工况条件，均采用CFD仿真、F-S公式计算和F-R公式计算的方式，对球头热流进行了计算分析比较。

表4给出了工况1-11的试验结果及部分计算结果，CFD仿真值和F-S理论计算值均给出了相对试验值的偏差，F-R公式计算结果在图6中展示。从表4中可以直观地看出，各尺寸球头的驻点热流总体上均随着来流总焓增加而增大。从CFD计算值和试验值的对比可以看出，除个别值外，试验值处于完全催化壁面条件与完全非催化壁面条件CFD计算值之间，具有一定的合理性。来流总焓小于20 MJ/kg时，CFD完全非催化壁面条件计算值的偏差总体上小于CFD完全催化壁面条件计算值的偏差，而当来流总焓大于30 MJ/kg时则相反，说明在不同来流总焓范围，壁面所表现的催化特性存在差异。

CFD计算值的误差除来源于计算方法本身，还来源于设置的来流参数条件。试验中，直接测量获得的量有风洞管壁静压、管内激波速度和试验段皮托管压力，流场参数通过高温平衡空气假设、等熵膨胀假设，根据激波间断方程、等熵关系式、接触面相容关系式等迭代求解得到[28]。该求解方法未考虑热化学非平衡，而气流在膨胀管中经历了升温再降温的过程，可能存在组分冻结、平动和转动温度不一致的情况，因此用平衡气体方法获得的参数设置CFD的来流参数条件，不可避免地会带来一部分误差。高焓状态下气流速度和总焓的理论计算结果受热化学模型的影响小，但气流温度、密度等参数受此影响较显著，不确定度相对较大，评估该部分误差的影响，则需要更深入的研究。

从表4中CFD计算值和F-S公式计算值相对试验值偏差的对比可以看出，在来流总焓小于50 MJ/kg下：完全催化壁面条件时，大部分工况的F-S理论公式计算值偏差小于CFD计算值；完全非催化壁面条件时，所有工况的F-S公式计算值偏差均大于CFD计算值。

为研究不同来流总焓条件、不同尺寸球头的驻点热流分布特性，参考球头驻点热流理论计算公式的参数构成，本文采取以总焓与壁面焓之差h0e-hw为横坐标，qw为纵坐标进行比较。由图6可知，在总焓20～50 MJ/kg范围内，F-S完全催化壁面公式比F-R公式有更好的适用性；总焓大于50 MJ/kg时，理论公式预测的热流偏差较大，为了使公式适用，需要进行较大修正，分析该部分数据，发现试验值与FR完全催化壁面公式值更接近，且不同半径球头对应值的差异变大，修正思路包括调节公式系数、(h0e-hw)的幂指数和球头半径的幂指数等。

2.2 高焓流场热化学非平衡效应分析

对于工况11的高焓状态，分析D=50 mm球头完全催化壁条件时绕流场的热化学非平衡效应。图7为采用平动温度Ttr与振动温度Tvib之差除以平动温度Ttr作为变量的流场云图，可以直观地看出热力学非平衡程度。

图7 热力学不平衡度及无量纲坐标示意图Fig.7 Schematical diagram of the thermodynamic unbalance degree and the dimensionless coordinate

图7中，选取5个截面分析参数分布特征，截面1、2、3、4两两之间间隔30°，截面4与截面5平行。对每一截面，选取沿截面上从激波到壁面方向为横坐标轴向，以沿截面上激波到壁面的距离对各自的横坐标进行无量纲化，得到无量纲坐标，则球头壁面的无量纲横坐标为1。

在该无量纲坐标方式下，图8为5条截面上平动温度Ttr和振动温度Tvib分布的对比。在本文研究条件下，越靠近驻点区域（截面1），平动温度峰值越大。在激波层内，整体上越靠近驻点区域，平动温度和振动温度偏差越大，平动温度与振动温度的最大偏差接近40 000 K，说明越靠近驻点区域，非平衡的程度越大。越往下游，整体上平动温度与振动温度偏差越小，相比驻点区域，下游区域流动有向平衡发展趋势，这也与图7中的热力学不平衡度云图结果一致。

图8 不同截面的平动和振动温度分布Fig.8 Distributions of the translational and vibration temperature in different sections

图9为5个截面上O质量分数WO和NO质量分数WNO分布图。气体经过激波后，发生离解、置换、复合等反应，产生O原子、NO分子等组分；越靠近驻点区域（截面1），O、NO浓度峰值越大；在壁面处（=1.0），完全催化壁面条件使O与NO组分浓度降为0。在驻点区域，平动温度峰值位于 0.6≤≤0.7之间，此时O2与N2分子具有较高的平动能和转动能；振动温度峰值位于 0.4≤x¯≤0.5，此时O2与N2分子具有较高的振动能，振动温度峰值比平动温度峰值滞后；分子的振动激发能够导致离解反应的发生，振动激发越强，离解反应发生概率越大，在振动温度峰值之后，O浓度达到峰值（ 0.6≤x¯≤0.7），NO（主要为O与N2置换反应生成）浓度峰值（ 0.8≤x¯≤1.0）比O浓度峰值更靠近壁面。

图9 不同截面O及NO质量分数分布Fig.9 Mass fraction distributions of the Oxygen atom and the NO molecule in different sections

3 壁面催化效应对高焓流场气动热的影响

为研究不同材质壁面的催化特性，开展了金属壁面球头与非金属壁面球头热流的对比研究。金属球头材质为304不锈钢，非金属壁面球头为球头表面镀氧化锆（ZrO2）膜。

3.1 金属壁面催化特性分析

图10为工况2条件下、D=50 mm金属球头热流试验值与计算值的比较，可见，对于总焓19.4 MJ/kg的流场，金属壁面表现出非催化壁面特性。根据表4中数据，总焓30 MJ/kg以上的流场，一些试验值很接近于完全催化壁面条件的CFD仿真或理论计算值；在文献[27]中，亦有类似发现，在来流总焓27 MJ/kg的流场条件下，D=50 mm表面镀铜金属球头，其驻点热流试验值明显更接近于完全非催化壁面条件的CFD计算值和F-S公式估算值，而其他更高总焓流场条件的试验值更接近完全催化壁面效果的计算值。

图10 工况2条件下D=50 mm金属球头热流试验值与CFD计算值的比较Fig.10 Comparison of experimental and CFD calculated heat flow values of the D=50 mm steel sphere head model for Case 2

本文试验的最高速度11.01 km/s，总焓63.5 MJ/kg，图11为工况11条件下，直径50 mm球头热流试验值与CFD计算值的比较。试验值总体上略小于完全催化壁面条件CFD计算值，且显著高于完全非催化壁面条件CFD计算值，表明试验中的球头金属壁面有较强的催化复合特性，表现为接近于完全催化壁面的效果。

图11 工况11条件下D=50 mm金属球头热流试验值与CFD计算值的比较Fig.11 Comparison of experimental and CFD calculated heat flow values of the D=50 mm steel sphere head model for Case 11

在不考虑辐射热流条件下，飞行器表面承受的气动热载荷由扩散热流和传导热流两部分组成。扩散热流相对传导热流对壁面催化效率更加敏感，是影响气动热的主要机制。完全催化一般假设原子和离子在壁面完全复合，此时壁面组分质量分数梯度也将最大，进而导致扩散热流增加；完全非催化壁面条件时，壁面组分质量分数的梯度为零，总热流较低。

从本文试验结果可以看出，在高焓非平衡流场条件下，304钢球头模型表面催化特性与焓值密切相关，金属模型表面在较低总焓流场条件下表现为非催化壁面效果，在较高总焓流场条件下表现为催化壁面效果，催化特性对飞行器表面气动加热影响机理还需要从微观/介观/宏观多尺度层面进行深入研究。

3.2 镀非金属膜壁面催化特性分析

在工况8和工况12，即来流总焓49.5 MJ/kg和50.0 MJ/kg条件下，开展了金属壁面球头与非金属壁面球头驻点热流的试验测量。为了保证试验结果的真实可靠性以及方便对照比较，同时准备了2个一样的非金属球头，这2个D=30 mm球头表面镀氧化锆（ZrO2）膜，驻点安装镀0.2 μm氧化锆厚度的热电偶；另有1个表面未镀膜的D=30 mm球头，表面安装未镀膜的热电偶。3个球头一起安装于图12（左）的“十字”排架，流场自发光照片如图12（中），得到的球头驻点热流曲线见图12（右），试验值、CFD仿真计算值和F-S公式理论计算值见表5。从表5中两个非金属壁面球头测得的试验值基本接近，说明该试验测量是成功的。

表5 D=30 mm球头催化与非催化壁面热流值（W·cm-2）Table 5 Heat flux values of the sphere head (D = 30 mm) with catalytic and non-catalytic walls (W·cm-2)

图12 D=30 mm球头试验照片（左）、工况8球头流场自发光照片（中）及球头驻点热流曲线（右）Fig.12 Photos of the sphere head with D = 30 mm (left), self-luminous photos of Case 8 (middle), and heat flux of the stagnation point (right)

从工况8与工况12的镀氧化锆膜的球头驻点热流可见，其热流值显著低于金属表面球头驻点热流，且与CFD完全非催化条件计算值接近，说明镀氧化锆膜后，原子成分未在壁面处发生显著复合反应，球头壁面表现为非催化壁面特性。

4 结 论

中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀管风洞能够提供速度达11.5 km/s、总焓达70 MJ/kg、总温超过10 000 K的试验流场。本文基于此风洞，开展了来流总焓16.9～63.5 MJ/kg、半径10～25 mm球头的气动热特性及壁面催化加热特性研究，得到了以下结论：

1） F-S驻点热流计算公式在来流总焓小于50 MJ/kg的流场范围有较好适用性，针对50 MJ/kg以上总焓来流的流场，驻点热流计算公式需进行较大修正才能适用。高焓流场存在显著的热化学非平衡现象，在本文研究条件下，越靠近驻点区域，热力学和化学非平衡现象越严重。

2） 来流总焓低于20 MJ/kg时，304钢球头壁面表现为非催化壁面特性，来流总焓大于30 MJ/kg时，304钢球头壁面表现为催化壁面特性。对于总焓约50 MJ/kg流场，镀氧化锆的球头表面表现为明显的非催化壁面属性。

本文研究获得了速度5.84～11.01 km/s高焓空气流场的球头热环境试验数据，获得了对304钢、氧化锆壁面材料球头在不同来流总焓条件下壁面催化特性的初步认识。高焓流场条件下的气动现象复杂，影响气动热环境的因素众多，后续将从壁面材料、壁面温度、来流离解度、辐射热流测量等方面设计高焓流场风洞试验，进一步丰富高焓流场试验数据；另一方面，根据高焓流场球头驻点气动热环境数据，进一步完善高焓范围的球头驻点热流计算公式。