飞行器主动热防护及试验技术进展

主动热防护技术是解决高超声速飞行器、天地往返系统及先进航空发动机等大热流长航时热载荷的关键技术。本文针对近年来在该领域涌现出新的设计方法、新结构及试验方法进行阐述,重点分析了对流式及阻隔式热防护方法的研究进展。总结了主动热防护试验方法及其对不同热防护方案的适用性。

多孔介质相变发汗冷却主动热防护试验研究

采用液态水作为冷却工质,通过烧结成型方式将钛铝合金材料制备为多孔介质平板,通过高压气瓶提供压力驱动水从多孔介质材料渗出,利用石英灯辐照的方式进行了500 k W/m^2热流密度的热考核,并监测了试验过程中的温度和流量力变化。试验结果表明:在中等热流下,利用水的相变发汗冷却能够进行有效防热,材料加热面温度始终接近于水的沸点。且在试验过程中监测到,在给定水的增压压力情况下,随着时间推移,水的汽化过程逐渐深入多孔介质内,使得水流量逐渐升高。

对流冷却结构主动热防护效率参数影响规律研究

主动冷却是高超声速飞行器最主要的冷却方式,文章探讨了对流冷却结构主动热防护效率参数影响规律,为高超声速飞行器放热结构设计提供指导。

主动热防护结构光纤激光焊接侧吹保护试验研究

主动热防护构件作为航空航天领域的重要结构,光纤激光焊接是该类结构的优选制造工艺。苛刻的服役环境对焊缝成形、表面保护及气孔缺陷提出了很高的综合要求。基于侧吹保护的光纤激光非穿透深熔焊接工艺试验,采用超景深显微镜、数字RT检测及灰度处理等设备及方法,系统分析光气间距、气体输送角度、保护气输出长度及气体流量等参数对焊缝成形、焊缝保护效果及气孔的影响规律。结果表明,保护气流量及光气间距对焊缝形貌及气孔率影响较大,正值光气间距参数下焊缝气孔率较低,气孔率同保护气流量正相关。基于优化的气体保护参数,优化了喷嘴结构,实现了主动热防护凹槽三维构件的激光焊接制造,并通过台架测试。

基于主动气膜冷却的射流热防护技术仿真研究

现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主动气膜冷却的射流热防护方法来降低高温部位的热流密度和温度,通过仿真分析研究该典型结构不同射流方案下的射流干扰流场热环境特点及规律。研究结果表明:单孔射流情况下,射流入口速度相同时,射流孔径越大,热流密度峰值越小,但需要的射流流量也越大;同样射流入口孔径时,扩张孔比直孔方案的热流密度小,而消耗射流流量基本相同。多微孔射流能将热流密度峰值降低50%以上,且在同样冷却效果时较单孔射流更节省流量。

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5～8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%～31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。

先进的热防护方法及在飞行器的应用前景初探

随着航天技术的发展,飞行器的热环境面临着新的变化,对热防护提出了挑战。对各类主动热防护方式的原理、研究进展和应用现状进行了归纳总结。结合飞行器未来发展,提出了适应于未来应用的基于相变工质的对流冷却、自适应膜相变冷却和发汗冷却的系统性主动热防护方式。并以此为基础,提出了结合被动、半被动和主动热防护的飞行器全时域综合热管理思路。

高速再入发汗热防护效果计算与试验研究

针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。

激波对超声速气膜冷却流动换热特性影响研究

为研究激波对超声速气膜冷却流动换热的影响机理,利用数值模拟方法在三种冷气射流马赫数(Ma=1.2,1.5,1.8)下改变激波入射角度(θ=2°,4°,8°),对绝热冷效与壁面换热系数的变化开展研究。结果表明,激波对绝热冷效与壁面换热系数的影响可以根据当地流动情况与主射流掺混程度划分为四个影响区域;入射激波增强使逆压增大,引起分离涡范围增加并使边界层再附影响区内的主射流掺混强度增强,导致冷却效果的恶化;高冷气射流马赫数通过推移边界层分离位置与减弱分离涡后主射流掺混强度来对冷却效果受激波影响的恶化起到补偿作用。综合来看,激波入射引起超声速气膜冷却综合冷效下降,而在低射流马赫数时提高射流马赫数可使综合冷效最大提高80.6%。

超临界压力下航空煤油RP-3在水平细圆管内对流换热特性实验研究

为探究超临界压力下碳氢燃料在水平管内的对流换热规律,文章针对超临界条件下航空煤油RP-3在水平细圆管内的对流换热,分析了热流密度、进口雷诺数及浮升力对对流换热的影响。研究表明:沿流动方向,管内表面传热系数随热流密度的增大先减小后增大;在低进口温度及低进口雷诺数情况下,管内换热均出现先恶化后强化的现象,而随着进口温度和雷诺数的增加,此现象消失;浮升力对换热的影响随热流密度的增加而增加;浮升力对下表面换热的加强使得入口效应的影响在下表面先于上表面结束;受浮升力影响,上下壁最大温差可达50 K;质量流速的增加会抑制浮升力对换热的影响;准则数Grq/Grth可以很好地反映浮升力的变化趋势。以上研究结果可为采用碳氢燃料作冷却介质的各类飞行器主动热防护技术方案提供技术支撑。

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。

钛酸酯偶联剂强化航空煤油HD-01裂解吸热性能及机理

为了促进碳氢燃料的裂解,提高其对高超音速飞行器的主动热防护能力,以钛酸酯偶联剂为裂解引发添加剂,研究其对航空煤油HD-01裂解反应的促进效果与机理。结果表明:与无添加剂时相比,添加钛酸酯偶联剂能够显著提高航空煤油HD-01的裂解性能;随着钛酸酯偶联剂质量分数的增加,HD-01裂解的产气率和热沉逐渐增加,在钛酸酯偶联剂质量分数为0.05%时,即可达到较优的效果。在500、530和550℃时,添加钛酸酯偶联剂的航空煤油HD-01裂解的产气率分别比无添加剂时增加了71.1%、250%和260%,热沉分别增加了8.13%、15.94%和28.53%。这主要归因于钛酸酯偶联剂中的C—O键比燃料中的C—C键更易断裂,从而在较低温度下就能裂解产生辛基自由基,进而引发HD-01的裂解。

飞行器主动冷却热防护通道设计与分析

飞行器以高超音速巡航时,表面会产生巨大的气动加热。本文通过对比不同截面形状的热防护通道流动与传热性能,设计了一种新型的飞行器主动冷却热防护通道,并对其进行了分析。取飞行器前缘单个流道作为分析对象,结构由外壁面、内壁面、多孔支撑结构和流体管道区域组成。在迎风面、背风面、前缘面分别施加150 kW,25 kW和750 kW的热流密度,固体材料与多孔材料均为耐高温镍基合金。结果显示矩形流道对飞行器防热结构外壁面的冷却效果最佳,三角形流道对飞行器防热结构内壁面冷却效果最好。而本文设计的新型通流结构可以有效结合两者内外壁面的冷却优势。同时,航空煤油代替液态水作为冷却剂时,飞行器主动热防护结构具有较好的热工水力性能。

发汗冷却技术在飞行器上的应用及展望

随着高焓、长时间热环境下飞行器热防护技术需求提升,新型空天飞行器亟待发展更高效的热防护技术。发汗冷却技术具有防热效率高、不改变结构雏形等优点,应用前景广阔。该文探讨了发汗冷却技术应用于飞行器热防护的优势和挑战,从性能评估快速计算、流动传热数值仿真、冷却机理与性能考核实验、效能最优控制算法和应用结构型式优化等方面进行了综述,总结了发汗冷却技术的研究现状和最新进展,分析了当前研究存在的问题,并给出了建议。系统复杂、冷却剂输运不均、工作过程不易稳定控制和建立高精度预测模型难度大是发汗冷却技术用于飞行器热防护时存在的难点。现有研究存在预测模型适用范围有限与准确度较低、实验测量手段单一、控制策略难以实现系统最优和新型结构方法缺乏工程细化方案等不足。微/介观尺度精细化数值计算模型、先进可视化实验测试手段、快速响应精确控制策略、自驱动与自适应结构工程化方案和主被动组合式热防护是后续研究的重点方向。

航空煤油热裂解结焦实验

为了避免航空煤油在高热流条件下主动热防护过程中的结焦沉积,需要对航空煤油的热裂解和结焦沉积反应规律进行研究.通过考察航空煤油在不同反应条件下气液相产物以及结焦量,对航空煤油的热裂解结焦反应规律展开实验研究.结果表明:航空煤油中的烯烃组分的二聚反应和芳香烃的缩聚反应是导致结焦的重要反应.随着温度的升高,航空煤油的热裂解程度加剧,且主要结焦反应速率加快,因此航空煤油的结焦量随之上升,甲烷、乙烯等小分子气相产物体积分数也随之升高,液相产物中烷烃质量分数明显下降,芳香烃质量分数上升.压力的升高会导致工质在板内的停留时间增加,从而使得结焦反应更多的朝正反应移动,所以液相产物中芳香烃质量分数随压力的升高而明显增多.