火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验

简要回顾了人类火星探测并成功着陆火星的历史,对火星的基本情况及进入环境进行了介绍。对火星科学实验室项目情况、飞向火星的过程及进入气动热环境进行了描述。详细介绍了火星科学实验室进入舱防热材料的发展及相关气动热试验。

高超飞行器尖前缘材料发展及相关气动热试验

回顾了高超声速飞行器建立的几种热防护系统,简要分析了吸气式发动机高超声速飞行器尖前缘的热环境特点及相应防热材料发展的趋势,介绍了近20年来美国在吸气式发动机高超声速飞行器相关研究中所开展的Hytech、X43A及NGLT等三个研究项目,重点介绍这些研究项目中尖前缘材料的发展以及进行的气动热试验。

气动热试验中稳态热流测量技术研究

高超声速飞行器热防护系统防热结构、防热材料的地面防热试验研究中,模型表面热流大小是关键参数之一。介绍了防热试验研究中瞬态热流测量技术,详细分析和论述了将红外热图测试技术和水卡量热计测试技术相结合,利用动态换热平衡和能量守恒原理实现防热试验中稳态热流测量的基本理论和测试方法,并给出初步试验结果。该技术的建立,为地面防热材料筛选和材料防热机理研究提供了有效、可行的测试手段。

保形烧蚀材料及相关气动热试验

保形烧蚀材料基于酚醛浸碳烧蚀材料而发展,主要为未来火星的进入、下降和着陆系统的防热而研发。本文简要回顾了酚醛浸碳烧蚀材料的发展及运用,对保形烧蚀材料的应用需求进行了介绍,主要描述了保形烧蚀材料的定义、研制过程及相关气动热试验。

复杂外形跨大气层飞行器模型气动热试验研究

针对复杂外形跨大气层飞行器,在2m激波风洞中开展了气动热试验研究,试验条件为:M∞≈10,迎角α=0°,10°,20°,30°,40°。通过试验给出了飞行器模型表面沿迎风中心线、背风中心线、机身四个截面、机翼上下表面、翼前缘、尾翼表面的热流分布试验结果。同时,发展了有限体积法的三维可压缩N-S方程解算器,建立了气动热数值计算方法,并根据风洞试验条件进行了气动热数值计算,与试验结果进行了分析比较。综合试验和数值计算结果,对跨大气层飞行器的气动热特性进行了分析研究,给出了表面热流的分布特征和随迎角的变化规律。

异形排气管的热态气动试验

在发动机活动试车台上，对全尺寸的从环形过渡到腰果形的发动机排气管，进行了热态的出口压力和温度分布测试，实验结果表明：排气管出口截面的上部存在有严重的低压区，出现气流倒流的现象，产生的原因是由于发动机排气管的上壁面的扩张角过大造成的。排气管出口截面温度由上向下不断提高，上部因受冷气倒流的影响，温度只有９０℃左右，而对应排气管环形部分直接排出的燃气，由于未受冷空气的掺混，使出口截面下半的气流最高温度达４２０℃左右。

埃克特参考温度法的气动加热系统研究

飞行器在高速飞行过程中产生的气动加热会对飞行器结构的刚度特性产生影响,从而可能导致飞行器性能下降甚至结构破坏;进行地面模拟结构热试验对研究飞行器的热载荷、热防护等气动加热的诸多问题意义重大;文章研究马赫数为2～4的气动加热地面模拟系统的模型、系统结构及控制方法,采用埃克特参考温度法推算出给定热流,与反馈热流比较,实现对地面模拟结构热试验系统的闭环控制;文章还研究了系统模型的辨识方法,采用遗传算法寻优系统的PI参数,并进行了两温区的平板气动热试验,一号温区最大误差1.8%,二号温区最大误差2.7%。

长时间隔热材料环境的稳态热流测量方法

介绍并研究了一种基于一维稳态热传导原理的三段稳态塞式量热计。该量热计通过测量探芯中间康铜段前、后表面上的温差来得到壁面热流密度。适合稳态、低热流状态下,驻点及大面积区长时间隔热材料上的多点测量。首先从理论上分析了三段稳态塞式量热计的稳态热流测量原理;然后采用超声速矩形湍流导管试验技术,利用等离子电弧加热器进行了表面热流测量试验。结果表明:在包含来流参数约±4%的系统误差情况下,三段稳态塞式量热计的测量重复性偏差为±7.6%,经误差分析得到该量热计的热流测量精度在5%以内。

高速飞行器轻质防热材料高温环境下的隔热性能研究

导弹等高速飞行器广泛采用轻质材料进行热防护,但实际使用的轻质防热材料由于在密度、质量、工艺、生产批次等多方面的原因,厂家提供的非连续表征的离散式材料导热系数,与非线性连续变化的实际热参数之间存在一定差别。建立轻质防热材料高温导热系数测量装置,通过试验得到轻质高温陶瓷隔热材料导热系数与温度之间的非线性关系,为提高数值计算的准确性提供依据。文中还通过建立有限元模型,并使用由试验得到的温度与导热系数之间的非线性关系对轻型高温陶瓷隔热材料的隔热效果进行数值模拟;同时使用瞬态气动热试验模拟系统对上述防热材料进行气动热模拟试验,将计算结果和试验结果进行对比验证。研究表明,数值计算和试验结果取得了良好的一致性,说明采用实测的导热系数与温度之间的非线性关系进行数值模拟可得到更为准确的计算结果,该工作使理论计算能够在一定程度上替代价格昂贵的气动热模拟试验打下可靠基础。