電子發汗冷卻技術及其研究進展1)

苑朝凱 王 春 姜宗林

(中國科學院力學研究所,北京 100190)

引言

臨近空間飛行器向著高速域、寬空域、長航時和重復使用方向發展,為獲取良好的氣動性能,越來越多地采用高升阻比氣動布局,氣動外形具有大量的尖前緣結構,造成氣動加熱嚴重.為維持飛行器氣動特性,飛行器外形不允許改變,要求實現非燒蝕熱防護.熱防護系統設計面臨新的挑戰,傳統適用于再入式高超聲速飛行器的熱防護技術應用困難,需要結合主動冷卻技術來提供更高的防護能力[1-2].已發展的主動熱防護方法有逆向射流、發汗冷卻、膜冷卻、超聲速吸收涂層、輻射冷卻和磁控熱防護技術等[3-6],文獻[3-5,7]針對研究進展進行了詳細介紹.以上熱防護技術具有良好應用前景,但由于適用工況范圍和材料制備等問題,尚未在真實飛行器中廣泛應用.目前,熱防護系統性能仍是限制高超聲速飛行器設計的關鍵因素,探索新型熱防護機制仍是高超聲速飛行器研究的重點內容.

Glass[7]對尖前緣結構與航天飛機前緣結構熱流密度分布特性進行了對比,上下表面沿弦向位置熱流密度分布示意圖如圖1 所示.由圖1 可知,相對于鈍前緣結構,尖前緣熱流密度分布具有熱流密度峰值高、梯度大的特點.如果能將尖前緣處的熱載荷轉移至尖前緣流場下游,減小熱流密度梯度,則有可能利用現有防熱材料實現對飛行器的熱防護.此外,尖前緣結構內部空間狹小是限制現有熱防護技術應用的主要原因之一,將熱載荷轉移至尖前緣流場下游模型內部空間將更加充裕,則為熱管、再生冷卻等方法的應用奠定基礎.因此,如果能實現尖前緣處熱載荷的轉移,則可為高超聲速飛行器熱防護系統設計提供新的思路.美國洛克希德馬丁公司研究人員在2015 年提出了電子發汗冷卻技術,利用材料的熱電子發射效應將熱載荷轉移至尖前緣結構流場的下游區域.電子發汗冷卻原理示意圖如圖2 所示,熱防護系統由發射電極、收集電極和偏置電源構成.發射電極位于飛行器尖前緣區域,外形與尖前緣結構一致,可以是尖前緣結構整體或是外表面的鍍層,采用功函數低的熱電材料加工制作.收集電極位于流場下游熱流密度低、內部結構空間充足的區域.飛行器表面發射電極與收集電極之間電絕緣,在飛行器內部通過導線連接,電子由發射電極發射,在收集電極處再附,通過內部導線回到發射電極.偏置電源用于對冷卻功率的調控,調控原理是基于肖特基效應,通過外加電場改變有效功函數實現.由于電子發射過程吸收能量,再附過程電子攜帶的能量以熱能形式釋放,因此通過電子的轉移實現熱載荷的轉移.

圖1 尖前緣結構與航天飛機前緣結構熱流密度對比Fig.1 Comparison of heat flux between sharp leading edge and shuttle orbiter leading edge

在洛克希德馬丁公司的資助下,眾多研究機構對電子發汗冷卻技術的數值計算模型、數值計算方法、熱電材料研制和實驗驗證等方面開展了研究.前期研究結果表明電子發汗冷卻技術具有不改變飛行器外形、不占用內部空間且無需冷卻工質等特點,并可降低飛行器表面溫度近40%[8-9],展現出誘人的冷卻性能,有可能是未來臨近空間飛行器熱防護系統設計潛在的方案.然而,目前電子發汗冷卻技術總體上還處于原理驗證階段,對高溫流場中熱電子的發射和輸運特性、熱電子收集方案、冷卻功率調控方案、適用飛行工況和熱電子發射材料性能需求等方面還有待開展深入的研究,為幫助讀者了解電子發汗冷卻技術,本文介紹了電子發汗冷卻技術的原理、技術特點,綜述了國內外相關的研究現狀,并對未來發展需解決的關鍵問題進行了討論.

1 電子發汗冷卻技術

1.1 相關基本概念

電子發汗冷卻技術原理涉及等離子物理、材料學的基本概念,為了便于理解將相關基本概念介紹如下.

1.1.1 熱電子發射效應

任何金屬內都包含大量的自由電子,自由電子在金屬晶體內部隨機移動,從一個原子隨機移動到另一個原子,但受電子核吸引力作用,電子無法從金屬表面逃離.當電子接收足夠的外部能量時,電子克服表面勢壘從金屬表面逸出,根據能量的來源,可以分為熱電子發射(thermionic emission effect)、場致發射(field emission)、光電發射(photoelectric emission) 和二次電子發射(secondary electron emission)[10].因此,熱電子發射效應是指當金屬被加熱溫度升高后金屬內電子從表面逸出的現象.該現象是Edmond Becquerel 于1853 年首次發現的,之后愛迪生在1880 年研究白熾燈燈絲斷裂和不均勻發黑原因時再次發現該現象,證明燈絲與相鄰金屬板間存在電流.Preece[11]通過實驗確定電流強度隨燈絲溫度升高而增加,并且在金屬板相對燈絲為負電勢時電流為0,并命名這種現象為愛迪生效應.

1.1.2 功函數

功函數,又稱逸出功,是指一個電子由金屬內部逸出到真空中所需要的最小能量.功函數的大小標志著電子在金屬中受束縛的強弱,功函數越大,電子越難以逸出金屬表面.

1.1.3 等離子鞘層

等離子鞘層是指等離子體與電極接觸時,在二者之間形成的非電中性過渡區.等離子鞘層形成的原因是由于電子的質量遠小于離子的質量,造成電子熱運動速率遠大于離子的熱運動速率,這樣在壁面附近會形成一個很薄的正離子鞘層,在這個鞘層中離子數密度(ni)遠大于電子數密度(ne),產生了一個在鞘層內迅速下降的電勢分布,如圖3 所示.從主等離子體到鞘層的過渡區為預鞘層,呈電中性,但電子和離子密度隨位置變化,電勢逐漸降低.等離子鞘層的厚度與德拜長度同量級.

圖3 等離子鞘層電勢分布Fig.3 Potential profiles in the plasma sheath

1.1.4 飽和發射電流

在理想情況下發射熱電子電流密度為材料功函數和表面溫度的函數,為飽和發射電流,用Richardson定律表示

其中,Tw為材料表面溫度,e為電子電荷量(1.60×10-19C),WF為材料功函數,kB為波爾茲曼常數(1.38×10-23J/K),λR為與材料相關的修正系數,AR為Richardson 常數,為

Richardson 定律假定的理想情況指:(1)發射的熱電子未經歷表面電場的阻礙作用;(2)熱電子不存在經碰撞返回金屬表面內的現象;(3)不存在空間電荷極限產生的虛擬電場[12].

1.1.5 空間電荷限制

當發射電子不能被及時轉移時,在發射電極周圍形成電子云,形成所謂的虛擬陰極,強迫發射電子返回電極內部,此時熱電子發射處于空間電荷限制發射狀態(space-charge limited emission).當熱電子發射水平剛達到空間電荷限制發射狀態時,并沒有虛擬陰極并且電極表面電場強度為0.隨著熱電子發射水平進一步增加,虛擬電極將離開發射電極表面并且電勢幅值增加,進一步強化空間電荷限制作用.如果熱電子發射不受空間電荷限制影響,鞘層內電勢分布與圖4 中綠色曲線相似,壁面處電場排斥等離子體電子回到等離子區域,加速發射熱電子進入等離子區域.隨電極發射水平增加,達到空間電荷限制狀態,壁面處電場強度為零,如圖4 中藍色線所示,這種發射狀態稱為冷發射(cold emission).熱電子發射水平進一步增加時虛擬電極將離開壁面,此時壁面電勢分布如圖4 中紅色線所示,這種狀態為熱發射(warm emission),虛擬電極形成的近壁電場將熱發射電子反射回金屬內部.處于空間電荷限制狀態時,經過鞘層邊緣進入等離子區域的凈發射電子電流密度是恒定的,這就是壁面處空間電荷限制造成熱電子發射受限的原因[13].圖4 中 ?0,?w,?vc分別為等離子體電勢、發射電極壁面電勢和虛擬電極電勢.

圖4 不同熱電子發射狀態下鞘層電勢分布Fig.4 Potential profiles for various degrees of thermionic emission

1.1.6 肖特基效應

外加電場會降低發射電子從金屬表面逸出的能量要求,即有效功函數會減小,稱為肖特基效應,有效功函數勢為

式中,Ew為壁面處的電場強度,ε0為真空介電常數,e為電子電荷量[14].

1.1.7 帕爾貼效應

帕爾貼效應是指當有電流通過不同材質導體組成的回路時,在不同導體的接頭處隨著電流方向的不同會分別出現吸熱和放熱現象.

1.2 電子發汗冷卻原理

國外文獻中電子發汗冷卻技術名稱為electron transpiration cooling (ETC),國內文獻[5]翻譯為電子蒸騰冷卻,考慮到發汗冷卻英文名稱為transpiration cooling,因此本文翻譯為電子發汗冷卻.

電子發汗冷卻是利用材料的熱電子發射效應對高超飛行器前緣結構進行熱防護的方法,通過熱電子轉移的能量包括逸出功和電子的動能兩部分,因此電子發汗冷卻對應的冷卻功率為

如果沒有提供收集熱電子并將其返回發射材料的路徑,熱電子發射將迅速停止,因此完整的電子發汗冷卻電路構成如圖5 所示.熱電子由發射電極表面1 發射,由收集電極表面3 收集,兩種材料A 和B 的功函數分別為WF,A和WF,B,發射熱電子的運動方向如箭頭所示(與電流方向相反).熱電子在發射過程中將吸收能量,在表面3 再附時將釋放能量,在表面3 處可采用常規熱防護方法進行熱防護.收集電極表面3 的面積可以遠大于發射電極,因此,電子發汗冷卻在實現能量轉移的過程中可降低熱流密度梯度,且收集電極可布置在內部空間充裕的位置,為常規熱防護方法的應用奠定基礎.

圖5 電子發汗冷卻電路構成示意圖Fig.5 Diagram of ETC circuit composition

由于發射電極材料具有一定的電阻率,電流在流動過程中會產生焦耳熱.為了說明焦耳熱與電子發汗冷卻功率大小,假定發射電極為圓柱體,截面積為A,長度為L,電阻率為 ξ,導線電阻R=ξL/A,功函數為WF,其端面發射電子,由于電流守恒,相同大小的電流流經圓柱體內部I=JA.因此,熱電子發射吸收能量與圓柱體內產生的總焦耳熱之比

式中,β 也可解釋為功函數與圓柱體兩端面壓降的比率.當 β >1 時,通過熱電子發射吸收的能量大于電流產生的焦耳熱,圖6 展示了最差的情況(電阻率為10-4～10-5Ω·m,遠大于常見金屬材料),L/A取10.從圖中可知,即使采用最高的電阻率,也可以支持幾千安倍的電流保證 β >1 .對于電子發汗冷卻研究所涉及材料電阻率范圍為10-5～10-7,因此焦耳熱的影響很小.

圖6 熱電子發射吸收能量與焦耳熱之比Fig.6 Ratio of absorbed energy from thermionic emission to joule heating

在界面2 處,由于發射電極和導線的材料不一致,其費米能級不同,因此將產生帕爾貼效應.如果費米能級EF,A>EF,B則電流對節點起冷卻作用,反之,會加熱節點.節點處單位面積的帕爾帖熱量為

其中,帕爾帖系數 Π=S T,S為塞貝克系數,一般為1 mV/K,不同材料塞貝克系數差異約為0.1 mV/K,因此,對于溫度低于10000 K 的情況,帕爾貼效應不會影響ETC 的冷卻性能.若材料塞貝克系數差異較大可以通過材料選取和控制節點位置來改善.

從電子發汗冷卻技術的整個工作流程看,該技術可以看作帕爾貼熱泵,熱電子發射過程是吸熱的,在收集電極電子再附的過程是放熱的.相比常規方法,電子由于遷移速率高、熱容大,利用電子轉移熱量是非常高效的[15].

作者認為國外學者對電子發汗冷卻技術的命名是考慮到電子從金屬壁面逸出的過程與發汗冷卻工質逸出過程具有相似性,然而兩種技術在熱防護原理上并不相同.發汗冷卻是利用冷卻工質的相變實現熱防護的,冷卻工質進入流場流向下游.電子發汗冷卻技術中電子從高熱流密度區域發射后在尖前緣流場下游熱流密度低且模型內部空間充足的區域再附,通過內部導線回路回到尖前緣區域.電子的發射和再附過程伴隨著能量的吸收和釋放,實現熱載荷從高熱流密度區域轉移至低熱流密度區域.原理上電子發汗冷卻技術與熱管的工作原理相似,不同之處是熱管位于尖前緣內部,冷卻工質在熱管內部流動,而電子發汗冷卻技術中熱電子充當能量攜帶工質,在外流場內轉移至流場下游.為了便于查閱國外相關文獻,在此與國外文獻保持一致稱該技術為電子發汗冷卻技術.

1.3 電子發汗冷卻技術特點

根據電子發汗冷卻的原理,該技術具備以下特點:(1) 適用于尖前緣結構,不改變飛行器外形;(2)高溫下熱電子發射過程是自發的,因此電子發汗冷卻系統功耗低,通過負偏壓控制冷卻功率,調控方便;(3)無需冷卻工質,不占用飛行器有效載荷,可長時間使用;(4)熱電子發射材料可以以涂層的形式噴涂在前緣結構表面,也可以是前緣結構的整體,對飛行器內部空間無要求;(5)承載和防熱結構可實現一體化設計;(6)磁控熱防護方法通過改變流場結構進行熱防護,只影響對流傳熱,而飛行器軌道下降階段主要是輻射熱,電子發汗冷卻技術可實現對輻射加熱和對流加熱的有效防護.

2 研究進展

電子發汗冷卻技術提出的時間較短,整體還處于最初的概念驗證階段.近年來,在洛克希德馬丁公司的大力推動下,美國、澳大利亞和比利時等國家多所研究機構已開展了相關的研究工作,表1 為目前已開展電子發汗冷卻研究的機構.

表1 已開展電子發汗冷卻研究的機構Table 1 Institutions that have conducted ETC research

電子發汗冷卻過程涉及熱電子的發射、輸運和再附.目前,在數值計算方面,僅開展了熱電子發射及熱電子在流場中輸運過程的初步建模研究,并利用簡化模型分析了電子發汗冷卻技術適用的飛行工況.數值計算模型尚未形成統一的共識,不同文獻中根據研究關注點不同,對其他物理過程進行簡化或忽略.實驗方面,研究內容主要是電子發汗冷卻技術的原理驗證,即在特定工況下電子發汗冷卻能否實現降低模型表面溫度或熱流,尚未針對電子發汗冷卻某一技術細節開展細致的實驗研究工作.

2.1 數值計算

電子發汗冷卻技術是2015 年由洛克希德馬丁公司的Luke A.Uribarri 和Edward H.Allen 提出的,分析了電子發汗冷卻的應用場景及總體系統設計注意事項,并提出了一種評估電子發汗冷卻性能的簡化計算模型.計算結果表明,電子發汗冷卻技術可降低飛行器模型表面溫度近1000 K[15].(注:部分文獻[16-17]指出電子發汗冷卻概念是由俄羅斯相關研究人員于2009 年提出并申請了專利,但由于所引用文獻為俄文,難以進一步考證,本文采用可查閱英文文獻的主流說法).Hanquist 等[8,18]隨后開展了電子發汗冷卻應用于高超飛行器尖前緣結構熱防護的概念研究,假定飽和發射電流和發射熱電子不被返回界面內,邊界條件假定完全催化壁面、考慮輻射冷卻和熱電子發汗冷卻兩種效應,利用LeMANS 計算程序對熱電子發射過程進行了數值模擬,計算模型為前緣半徑為1 cm 的尖楔模型,電子發汗冷卻工況和無電子發汗冷卻的基準工況下模型表面溫度比值ratio 的分布如圖7 所示,詳細分析了冷卻效果與材料功函數、來流速度、前緣幾何尺寸關系.數值計算結果表明:(1) 功函數為2.0 eV 時,駐點溫度由2600 K 降至1600 K,降幅約為40%;(2)功函數越低、來流速度越高、前緣半徑越小時發射電流密度越高,對應的冷卻性能越高;(3)熱電子發射產生的電場對冷卻性能影響很小.

圖7 電子發汗冷卻和無電子發汗冷卻的基準工況下模型表面溫度比值分布[8]Fig.7 Ratio of surface temperature with and without ETC [8]

2016 年Hanquist 等[19]為避免數值求解等離子鞘層提出了不同的解析模型,以評估等離子鞘層對電子發汗冷卻的影響.所提出的第1 個解析模型未包含熱電子發射對鞘層的影響,因此熱電子發射過程僅受溫度限制.第2 個模型假定發射表面為電浮動的,將限制熱電子發射過程.第3 個解析模型假定壁面偏置狀態,可克服空間電荷限制效應.文中對每一個模型進行了對比,并通過參數分析確定材料功函數、流場速度和前緣半徑對電子發汗冷卻的影響.數值計算結果表明電浮動壁面將限制熱電子發射,極大地限制電子發汗冷卻性能;壁面處于負偏狀態時可克服空間電荷限制達到理想的冷卻效率;壁面負偏狀態下飛行速度越高流場電離度越高,越有利于熱電子發射.

2017 年Hanquist 等[9]介紹了熱電子發射壁面和電場的建模方法及有限速率Ar 電離化學反應模型,通過與等離子體電弧風洞試驗結果對比,評估高焓情況下電子發汗冷卻模型的有效性.前期研究,主要考慮了電子發汗冷卻和輻射制冷對流場熱傳導過程的影響,而忽略了材料內部的熱傳導過程.之后,將材料內部傳熱MOPAR 計算程序與LeMANS 流場計算進行強耦合求解,分析了材料內部熱傳導對電子發汗冷卻的影響.計算結果表明,考慮材料內部熱傳導過程,材料表面溫度相比只考慮輻射和電子發汗冷卻的結果溫度要低,但電子發汗冷卻仍是主要的熱傳導過程[14].電子發汗冷卻性能取決于電子發射水平,而限制電子發射的重要因素是空間電荷限制效應.為此,Hanquist 等對近壁等離子鞘層空間電荷限制進行建模,并利用一維直接動力學等離子鞘模型評估了空間電荷限制模型的有效性.計算結果與Takamura 等[8]提出的發射電子有限溫度空間電荷限制理論模型相吻合,尤其是對偏置電壓較低的情況.進一步利用發展的模型開展CFD 計算,假定鞘層內無碰撞,并且設置處于負偏狀態,計算結果表明電子發汗冷卻可有效降低前緣表面溫度,空間電荷限制狀態下,流場速度較高時可降低飛行器表面溫度近50%[13].

2018 年Hanqiusit 等[12]針對浮動電勢情況下,尖前緣和鈍前緣模型的電子發汗冷卻性能進行了計算分析,通過與實驗結果對比進一步評估了電子發汗冷卻模型.

2020 年Kolychev 等[20]指出對于高超飛行器,外加電場方式可能會引起離子加熱功率超過冷卻能力的現象,最好利用等離子體補償空間電荷限制,實用的電子發汗冷卻技術熱電子發射電流密度需達到1 A/cm2,并以此需求推導帶電離子密度需求,進而確定了適合于電子發汗冷卻技術應用的飛行走廊.為了獲取更高的熱電子發射電流密度,可向流場添加易電離成分增加流場電離度.Parent 等[21]首次開展了Ma10～24 范圍內高超邊界層內等離子鞘層的數值研究工作,大幅降低了耦合求解等離子體和流動方程所需時間,計算結果表明:馬赫數大于12 時等離子鞘層與高超邊界層共存,具有與邊界層厚度相稱的高度,并可有效降低表面溫度.Tropina等[22]針對銫化鎢在銫-空氣等離子體中的電子發汗冷卻概念進行了初步的數值研究,采用一維模型和化學反應動力學描述銫-空氣等離子體化學反應.該模型可預測主要帶電組分、發射電子電流密度和電場效應.算例采用1 cm 前緣半徑、飛行高度50000英尺、飛行馬赫數為10、壁溫分別為1000 K 和1500 K,并假定理想熱電子發射,計算結果表明該工況下可發生顯著的電子和銫蒸發冷卻.利用一維數值模型確定了銫的主要化學反應,計算了銫化鎢在空氣-銫流場中電子發汗冷卻性能,并指出電子發汗冷卻技術中通過銫化表面及向流場中添加堿金屬可以降低飛行器表面溫度并抑制空間電荷效應.

2021 年Campbell 等[23]考慮非平衡效應評估了高焓工況下電子發汗冷卻的性能,氬氣為實驗氣體,數值結果與等離子炬實驗結果進行對比,計算結果與實驗測量得到的氣體溫度、材料表面溫度及發射電流相吻合.依此判定電子發汗冷卻有可能超過輻射冷卻防護能力,并可通過控制偏置電壓來優化給定流場環境下的冷卻能力.Parent 等[21]研究了流場中添加銫元素對高超聲速邊界層內等離子體密度的影響.利用LeMANS 和CFDWARP兩套程序數值計算,考慮了有限速率化學反應、振動和電子能量非平衡以及真實氣體效應,計算結果表明:流場中添加微量的銫便可使流場等離子體密度足夠大,將影響無線通信,并使電子發汗冷卻在馬赫數9 的飛行條件下起作用并且飛行動壓越高,添加銫的影響越大.昆士蘭大學Paxton 等[24]在X2 膨脹管中開展了電子發汗冷卻實驗研究,分析確定了適合X2 膨脹管開展電子發汗冷卻的基準實驗條件.昆士蘭大學Gibbons 等[25]提出簡化駐點能量平衡模型并計算了飛行高度10～60 km、飛行速度1～6 km/s、前緣半徑1～100 mm 工況下,電子發汗冷卻結合輻射冷卻方案飛行器模型表面絕熱溫度,典型結果如圖8 所示.Sahu 等[26-28]提出利用液態銫覆蓋模型表面來降低功函數的方法,利用FFM (full fluid moment model of plasma) 模型研究了不同飛行條件下銫蒸發速率為1 g/(cm2·s)時銫化表面等離子鞘層的形成機理及其對電子發汗冷卻性能的影響.結果表明:(1)銫金屬蒸騰,部分被表面吸收降低功函數,部分進入流場,增加流場電導率,降低空間電荷效應的限制,0.1 g/(cm2·s)銫蒸發速率便可顯著提高流場電離度,且流場電離度越高伴隨的焦耳熱越明顯;(2)銫的蒸騰作用消除了對施加表面電勢的要求,并使其能夠在2000 K 以下條件下穩定運行;(3)液態銫在材料表面的覆蓋率和形態是影響功函數的主要因素,而表面溫度對功函數的影響很小.Gyftopolus and Levine 理論可以預測Cs-W 材料的功函數,如圖9所示,覆蓋率為0.64 時,功函數為1.65,低于銫(1.81 eV)和鎢(4.52 eV)材料的功函數;覆蓋率為1 時,功函數與銫材料相同;當覆蓋率大于1,一般認為熱電屬性與覆蓋率為1 的情況相同.

圖8 電子發汗冷卻結合輻射冷卻方案飛行器表面絕熱溫度[25]Fig.8 Adiabatic temperature of hypersonic vehicle with ETC and radiation cooling[25]

圖9 銫覆蓋率對材料功函數的影響[28]Fig.9 Effect of Cs-W surface coverage on material work function[28]

2022 年Vatansever 等[29]利用PIC (particle-incell)方法求解一維無碰撞空間電荷限制條件下的等離子鞘層,對比不同等離子參數空間電荷限制對電子發射特性及對電子發汗冷卻效率的影響.研究指出:發射電子能量越高越容易逃離鞘層,壁面熱電子發射水平隨電子離子質量比和電子發射溫度的增加而增加,與等離子區域尺度成反比;虛擬陰極附近電勢降取決于發射電子溫度、發射電子速率、電子離子質量比及等離子區域尺寸;等離子鞘層厚度與電子離子質量比無關,隨發射電子溫度增加而增加.SaHu 等[30]利用等離子體全流體模型數值計算結果對比分析了解析臨界發射率Hobbs 模型、Mackeown模型和Cassady 模型預測精度,發現發射率小于臨界值時,肖特基效應增強電子發射,Cassady 解析模型與等離子體全流體數值計算結果相吻合,尤其是假定為等熵電子流動時.進一步地,SaHu 分析了等離子鞘模型適用性,計算結果表明Takamura 熱發射模型在假定等熵電子流動時能給出較精確的結果,為高超電子發汗冷卻數值模擬建立了合適的鞘層邊界條件.之前的研究假定鞘層是無碰撞的,但在壓力高的情況下碰撞特性無法忽略.SaHu 等[31]針對不同銫蒸發速率條件下的等離子體鞘層碰撞特性及對發射電子電流密度的影響進行了分析,考慮了電子、離子及中性粒子間的彈性和非彈性碰撞.計算結果表明:添加銫,碰撞鞘層有利于提高熱電子發射水平,銫蒸發速率較低時,離子-中性粒子間碰撞起主要作用,蒸發速率較高時,庫倫碰撞起主要作用,不利于熱電子的發射.離子-中性粒子間的碰撞對流向壁面的銫離子和從壁面蒸發的銫起阻滯作用.對銫離子的阻滯作用增強了壁面處的電場,使肖特基效應更加明顯,有利于提高電子發汗冷卻效率.

2.2 實驗測試

電子發汗冷卻實驗對流場、設備有效實驗時間和測試技術要求較高,相關的實驗結果很少.最初的數值驗證工作采用早期Touryan 等[22]開展的利用熱電子發射效應在高超飛行器頭部進行發電的實驗結果.實驗是在桑迪亞公司的等離子體電弧風洞中開展的,采用了一系列的實驗來流工況、發射材料和幾何外形,但僅披露了編號為S-6 和S-30 兩個模型的實驗數據.S-6 模型是一個軸對稱錐體,前緣半徑為0.73 cm,發射電極和收集電極材質均為石墨.S-30模型錐角為13.5°的錐模型,頭部半徑為1.0 mm,模型材料為鎢,發射電極為石墨,實驗結果重復性在10%～25%之間,該實驗結果廣泛用于數值模型的驗證[9,12,32].

2017 年馮·卡門流體力學研究所Chazot 等[33]在其電感耦合設備首次開展了電子發汗冷卻實驗,實驗設備如圖10 所示,實驗模型如圖11 所示,為半徑25 mm 的球頭,材質為石墨,模型整體作為發射電極.收集電極為盤繞的銅管,可同時實現水冷的作用.電極間為碳化硅絕緣材料制作的支撐環.實驗中利用雙色高溫計測量模型駐點區域的溫度,并利用電流計測量電極間電流.實驗在1900 K～2400 K 范圍內測量電極間電流隨溫度升高微弱增加,但是部分狀態測量結果無法重復,原因尚未確定.

圖10 馮·卡門流體力學研究所電感耦合等離子體實驗設備[33]Fig.10 Inductively coupled plasma at von Karman Institute for Fluid Dynamics[33]

圖11 Chazot 所采用的實驗模型[33]Fig.11 Experimental model adopted by Chazot[33]

2018 年,Bezverkhnii 等[34]提議在2～7 kPa 等離子體氣體動力學設備中開展電子發汗冷卻實驗,測量了輝光放電電場垂直分量分布和氣體溫度分布,確定了等離子體參數均勻區,計劃開展平板模型的電子發汗冷卻實驗,但后續實驗結果尚未報道.

2020 年Morin 等[35]在Vermont 大學30 kW ICP (inductively couple plasma)設備開展實驗研究,以評估開展電子發汗冷卻實驗的可行性.隨后Campbell等[23]開展了電子發汗冷卻實驗來驗證計算模型.該設備可模擬縮比模型激波后的高焓流場,假定當地熱化學平衡態,通過匹配總焓、駐點壓力和邊界層處的速度梯度,將實驗結果外推至飛行工況.實驗中為了避免氮化、氧化等因素影響,實驗氣體為氬氣.實驗模型如圖12 所示,為半球-圓柱模型,半球部分為發射電極,下游圓柱表面為收集電極.發射電極和收集電極均為石墨材質,通過氧化鋁或石英材質的墊片實現熱隔離和電絕緣,模型尾部通過帶有水冷的石英夾具相連.實驗中利用激光誘導熒光方法測量平動溫度和組分濃度,利用發射光譜測量氬等離子體溫度,以此來評估數值計算模型精度.

圖12 Morin 所采用的實驗模型[23]Fig.12 Experimental model adopted by Morin[23]

2021 年,昆士蘭大學的Paxton 等[24]在X2 膨脹風洞中開展了實驗研究,探索適合開展電子發汗冷卻實驗的流場條件.實驗模型如圖13 所示,為楔模型,前緣半徑為10 mm、半楔角為 6 °,長 150 mm、寬 80 mm.模型前緣材料為鉬,實驗流場建立前,通過電阻加熱至2500 K.電極間隔離材料為 5 mm 厚的氧化鋯,接收電極利用黃銅和銅制作,保證高電導率,并降低偏壓損耗.為了驗證電子發汗冷卻效率,需開展不同功函數材料的實驗,測量溫度降低程度,但是膨脹管實驗時間短,材料表面溫度未達到平衡狀態,直接測量溫度表征冷卻效率不可行.因此,實驗中在流場建立前加熱模型到指定溫度并使其達到熱平衡態.由于激波層的輻射,表面溫度測量很困難,因此實驗中不測量表面溫度降低率和熱流率,而是測量發射熱電子電流大小,以此來表征發射電子狀態.因測量電流要求實驗狀態有良好的信噪比,與9 km/s 工況相比,6 km/s 工況流場電離相對較弱,電流測量信號比較好,因此確定6 km/s 工況作為基準實驗條件.美國得克薩斯農工大學的Bak 等[36]在2 kW 激光加熱實驗臺上開展電子發汗冷卻實驗,實驗臺如圖14 所示.實驗中利用2 kW 連續激光器直接照射發射電極表面,可精確控制表面熱流密度,實驗氣體為氬等子體,發射電極材料為鑭化鎢(功函數2.5～2.7 eV).發射電極與負偏電源相連,實驗測試3 種工況.case 1:偏置電壓為0 V,t<0 s 時電極間電流為0 A,實驗中不注入氬等離子體,受空間電荷效應限制,熱電子無法發射,因此該工況下電子發汗冷卻技術不發揮作用;case 2:偏置電壓為12 V,t<0 s 時電極間電流為0 A,實驗中在1.7 s 注入氬等離子體,熱電子得以發射,電子發汗冷卻開始起作用;case 3:偏置電壓為12.5 V,t<0 s 時電極間電流為0.1 A,持續注入氬等離子體,對應電子發汗冷卻一直起作用.實驗中測量電極間電流并利用雙色高溫計實時測量發射電極表面溫度的實時變化,如圖15 所示.實驗結果觀測到case 2 狀態下,在氬等離子體中且發射電極處于負偏狀態下,電極表面溫度降低的同時伴隨著電流增加,首次直接實驗證實電子發汗冷卻具備冷卻能力.

圖13 Paxton 所采用的實驗模型[24]Fig.13 Experimental model adopted by Paxton[24]

圖14 2 kW 激光加熱實驗臺[36]Fig.14 2 kW laser heating system[36]

圖15 Bak 實驗結果[36]Fig.15 Experimental results of Bak[36]

2022 年Meyers 等[37]在Vermont 大學30 kW ICP 設備上開展實驗,利用之前發展的測量技術,對比研究了不同等離子體狀態下石墨(WF=4.0 eV)和銅摻雜的鈣鋁石材料(WF=2.1～2.4 eV)作為發射電極的冷卻性能.實驗模型如圖16 所示,實驗結果表明:低功函數材料僅略微增加了冷卻性能,并沒有顯著增加冷卻性能的原因可能是材料表面發生了化學反應,造成材料功函數增加.Meyers 等[38]同時在該設備上研究了流速對電子再附過程的影響,并對六硼化鑭材料進行了測試.實驗結果表明六硼化鑭相比石墨材料熱發射電子電流更大,流速增加測量得到的電流值增加,流速對熱電子發射過程有重要影響.

圖16 Meyers 所采用的實驗模型[37]Fig.16 Experimental model adopted by Meyers[37]

2023 年,Paxton 等[39]對X2 膨脹風洞中的實驗結果進行了分析,以前所開展的實驗都是在等離子體設備中,而該文是首次給出高超聲速流場中的實驗結果.作者針對冷壁模型、加熱的鉬模型和加熱的鑭化鎢模型測量發射電極和收集電極電流及其表面電勢,測量系統原理示意圖如圖17 所示,實驗前,圖中帶紅色斜杠指示的繼電器閉合,帶綠色斜杠指示的繼電器斷開,為電容充電,電容在試驗測量過程中當作偏置電源.實驗過程中,帶紅色斜杠指示的繼電器斷開,帶綠色斜杠指示的繼電器閉合,構成測試回路,圖中數字1～6 代表電壓表,1 和4 分別測量收集電極和發射電極表面電勢變化,2 和5 測量電容兩端電壓變化,3 和6 測量已知阻值電阻兩端電壓,進而換算得到電流.所采用的測量系統發射電極和收集電極具有獨立的偏壓系統,可分別設置不同的偏置電壓,但測量得到的電流為流場離子、流場電子和熱電子在電極表面產生的靜電流,無法測得熱電子電流變化規律.對比研究結果表明:對于冷壁模型,增加偏置電壓測量得到的電流值增加,與加熱鉬材料模型結論相同;對于加熱到2800 K 鑭化鎢模型,偏置電壓為 ± 30 V 時,測量得到的發射電極和收集電極的電流值相對其他兩模型都會減小.發射電極電流減小的原因可能為:(1)熱發射電子產生虛擬陰極,減少了到達電極表面離子數量;(2)熱發射電子與流場離子相互作用改變了離子與電子間的平衡.由于本文測量得到的電流為流場離子、流場電子和熱電子產生電流的靜電流而不是熱電子電流,尚不能直接驗證熱電子發汗冷卻有效性.

圖17 測量系統原理示意圖[39]Fig.17 Diagram of the measurement system[39]

2.3 材料研發

熱電子發射效應用于高超聲速飛行器熱防護是近年來提出的,然而,熱電子發射效應自發現以來已廣泛應用于各種工業和科學儀器設備,當作發射陰極使用,如陰極射線管、行波管、磁控管、電子顯微鏡和電子束光刻系統[40-41].設備性能本質上取決于其熱電子發射材料的性能,因此相關材料的研發一直是研究的重點,功函數低、使用溫度范圍寬和使用壽命長是材料研發過程中重點關注的內容.

熱電子發射陰極按照材料屬性可分為:(1)單一材質的難熔金屬或硼化物陰極.難熔金屬包括鎢、鉬、鉭、錸和釹等,具有非常高的熱穩定性和大于2200 °C 的熔化溫度,但是其功函數較高,一般大于4 eV,發射熱電子電流密度低.LaB6 是最典型的硼化物代表,具備電子發射率高、耐化學腐蝕、導電性好和功函數低(～2.6 eV)且揮發性低的特點.然而,硼與金屬易反應,在高溫下擴散到金屬晶格中形成合金.(2)敷釷鎢陰極:敷釷鎢陰極由鎢和一定質量分數的氧化釷組成,在相同的條件下,發射熱電子電流密度比純鎢提高10 倍.考慮到釷的放射性污染問題,研發了非輻射性稀有金屬氧化物,如三氧化二釔、三氧化二鑭,與鎢、鉬金屬摻雜以代替釷化鎢.(3) 氧化物陰極:氧化物陰極由氧化鋇、氧化鍶和氧化鈣的混合物,以及一定量的還原劑以多孔層的形式沉積在純鎳或鎢上.在熱活化過程中,通過還原反應形成并擴散到氧化物顆粒的表面,并作為活化劑促進電子發射.(4)擴散陰極:擴散陰極由多孔金屬體組成,浸漬了包括氧化鋇、氧化鈣和氧化鋁等浸漬劑,連接孔還為活性物質輸送到陰極表面提供了通道.由于活性物質在陰極表面連續供應,浸漬陰極的發射性能大大提高.到目前為止,已經開發出不同的擴散陰極,主要包括儲層陰極、浸漬陰極、涂有金屬膜的陰極、混合基質陰極和鈧酸鹽陰極等[41-42].(5)電子化合物陰極:電子化合物是一種以電子作為陰離子的特殊離子晶體材料,與傳統金屬材料不同,電子化合物中的電子并不是隨機自由分布的,其分布具有一定的區域性.電子摻雜的鈣鋁石是一種典型的電子化合物.鈣鋁石本是一種絕緣的陶瓷材料,其晶體結構中有特殊的籠狀結構,每個鈣鋁石單晶均有12 個特殊的籠狀結構組成,其中,2 個自由氧離子隨機占據了12 個籠狀結構中的2 個.由于自由氧離子在籠狀結構中十分不穩定,因此易被擁有合適離子半徑的粒子所取代,當取代自由氧離子的粒子為電子時,鈣鋁石便能轉化為一種室溫穩定的理想電子化合物.籠內自由電子通過籠間遷移實現導電性,這種材料功函數低,與堿金屬可比擬,但化學性能更穩定[43].(6)負電子親和勢半導體陰極:對于一些半導體和絕緣體,如果導帶最小值能級的能量高于真空能級,稱為負電子親和勢,在這種情況下,位于導帶中的任何電子逃離材料表面都沒有發射勢壘需要克服.金剛石表面功能化可以產生負電子親和勢,是下一代熱電子發射應用非常理想的材料[44].表2是一些典型熱電子發射材料的屬性.

表2 典型熱電子發射材料的屬性[44]Table 2 Properties of some common thermionic emission materials[44]

適用于高超聲速電子發汗冷卻的候選材料仍然是一個懸而未決的問題,用于電子發汗冷卻的材料功函數不是越低越好,而是和飛行器流場狀態相關存在理想值,相比用于熱電子發射陰極,電子發汗冷卻要求材料能在空氣環境中應用、抗氧化耐高溫,許多熱電子發射材料,如浸漬多孔鎢和LaB6,因為其容易被氧化而不適合應用于高超聲速環境中.

目前針對電子發汗冷卻需求開展的材料研究很少,國外,洛克希德馬丁公司資助科羅拉多州立大學開展了電子發汗冷卻用發射電極材料的研究,針對鈣鋁石鈦和改性鈣鋁石電子化合物的制備與表征開展研究,測定鈣鋁石鈦材料的功函數為2.12 eV,吸附位點密度為4.88×1017m-2;改性鈣鋁石材料功函數為2.41 eV,吸附位點密度為1.79×1018m-2[16,45].國內,哈爾濱工業大學制備了W-La2O3,并在2050 °C～2350 °C 范圍內研究了材料發射特性與電子發汗冷卻間的影響及機理.實驗和數值計算結果表明:電子發汗冷卻和陰極電流密度隨溫度增加呈非線性關系;在高溫下,發射電子的初始速度對提高電子發汗冷卻的性能貢獻很大;陰極電流發射模式決定了電子發汗冷卻效應的大小和趨勢.針對高溫情況,發展了高溫熱電子發射模型,考慮了發射電子初始速度對發射熱電子電流密度的影響,實驗結果證明,高溫熱電子發射模型相比傳統的熱電子發射模型預測精度更高[46].

3 總結與展望

電子發汗冷卻技術由于其誘人的冷卻性能和技術優勢,自2015 年提出以來迅速引起了國外眾多研究機構的關注,并開展了相關的數值和實驗研究.目前,電子發汗冷卻技術整體上仍處于概念研究階段,初步的理論分析表明該技術具備潛在的應用價值,但數值計算模型、實驗驗證及相關材料研發等方面仍存在諸多問題,距離工程實際應用存在較大的差距,已開展研究工作不足之處主要體現為以下兩方面.

(1)數值方面:已開展研究工作主要針對熱電子發射過程,未考慮電子再附過程,而熱電子再附是電子發汗冷卻的必備環節,是驗證技術可行性的關鍵因素;忽略了磁場效應,由麥克斯韋-安倍定律可知熱電子會誘導產生磁場,當霍爾系數大于1 時,電子會被磁化,磁場會影響帶電組分的輸運特性,對于電離度較高的流場需評估磁場效應的影響;簡化物理細節造成數值模型精度不足,由于等離子鞘層厚度為μm 量級,在CFD 計算過程同時數值求解鞘層計算量太大,因此采用解析模型描述鞘層的物理特性,把鞘層邊緣當作計算邊界,而現有解析模型是假定一維流動、無碰撞鞘層和電極為平板外形情況下導出的,并且未考慮熱電子發射對壁面電勢的影響,需進一步提高模型精度.

(2)實驗方面:實驗驗證數據匱乏,計算針對的流場工況有限,且發射電極緊鄰收集電極,尚未考慮工程實際應用對電極布置的需求;已開展的實驗研究多數是在等離子體設備中開展的,流場焓值能夠滿足電子發汗冷卻實驗需求,但流場組分、電離度、速度等參數和真實高超聲速流場存在明顯差異,難以客觀反映真實高超流場中的冷卻性能;實驗測試技術不完善,材料功函數和流場來流參數不確定度偏大,不利于準確評估熱電子發汗冷卻性能;定量測量熱電子電流密度困難,測得電流為熱電子電流和流場電子/離子電流的靜電流,需發展新的實驗方法對熱電子發射特性進行表征,促進熱電子發射模型的修正與完善.

電子發汗冷卻技術的冷卻性能嚴重依賴材料的熱電子發射性能,研發耐高溫抗氧化和低功函數的熱電子發射材料是電子發汗冷卻工程化的前提基礎,是未來開展電子發汗冷卻需重點關注的研究內容,同時針對電子發汗冷卻技術仍需進一步明晰冷卻機理認知,加強實驗驗證,完善流場參數和熱電子測量技術,圍繞熱電子的發射、輸運和再附過程,重點解決以下科學問題.

(1) 空間電荷限制條件下熱電子發射特性.

熱電子電流密度是影響電子發汗冷卻性能的關鍵物理量,而空間電荷效應會強迫熱電子返回電極內部,是限制熱電子發射的關鍵因素.空間電荷限制條件下的熱電子發射特性是開展數值計算和分析電子發汗冷卻性能的基本條件.

(2) 熱電子與高超聲速流場的相互作用.

熱電子穿越等離子鞘層后進入流場,與流場組分會發生碰撞,引發粒子間動量、能量的交換及復合反應,會改變尖前緣結構的熱環境特性,影響熱電子的輸運過程和熱載荷轉移能力.

(3) 耦合偏壓條件下高超聲速流場熱電子運動特性.

在熱電子發射電極施加偏壓是電子發汗冷卻技術調控冷卻能力的一種方案,施加偏壓后在發射電極和再附電極間形成電場,電場的存在引發帶電組分的強制擴散,改變電子的運動軌跡,進而影響熱電子的再附過程.耦合偏壓條件下高超聲速流場中熱電子運動特性是影響再附電極的形狀和位置設計的主要因素.