高超声速飞行器典型部件热结构试验方案研究

admin · 发表于 2022-5-19 15:55:18

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高超声速飞行器是本世纪高新技术的一个重要的发展方向，在军用和民用两方面均具有极高的应用价值。高超声速飞行器具有飞行时间长、爬升速度快及可重复使用性等技术特征，给其热防护材料及结构设计提出了全新的技术挑战。如美国X-43 高超声速飞行器（马赫数7）某返回段数值计算及试验结果表明其最高壁面温度约为1600℃，加速爬升或返回段气动热功率达到5MW/m2，达到并超过了现有高温热防护材料的承受极限及一般换热结构的冷却能力。而飞行器的重复使用性又要求不能使用传统烧蚀材料和热防护方法，因此，新型热防护材料及结构设计技术是近地空间飞行器的关键技术难题之一。高超声速飞行时超高温、超大热流密度的气动热特点是高超声速飞行器研究必须考虑的特殊环境因素，特别是可重复使用高超声速飞行器的研制中在热防护结构、发动机及数值模拟方面的许多关键技术特殊需求给地面热环境模拟试验技术带来了新的挑战及飞跃性发展。近几年的技术进步主要表现在更新加热技术、提高试验温度；开展综合环境试验技术研究、建设综合环境试验设备；更新测量技术，实现高温下测准热响应等几方面。本文提出了利用双路对流换热方式进行近空间高超声速飞行器气动热环境地面模拟的试验方法，适用于具有极大表面热流密度梯度和温度梯度的尖楔(rn=1~3mm)外形部件级热试验。在试验装置试验段，两路不同的亚声速高温高速气流分别从相互嵌套的两个喷口喷出，对试件进行冲击加热，使试验中尖楔试件的表面热流及温度分布符合某高超声速飞行状态下气动热分布的规律。数值计算结果表明此方案下，试件驻点热流密度和后部的热流密度可以通过调整两路气流的方法进行调节；试验方法可以实现对高超飞行器相关部件进行气动热环境的精确模拟。

高超声速飞行器典型部件热结构试验方案研究

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