[科普中国]-气动热试验

简介

为保证高速飞行器的安全,确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏,须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对高速飞行器材料和结构进行静、动态的气动模拟试验与热强度试验。针对理论气动外形的吸气式高超声速飞行器模型进行高超声速条件下的常规气动热测热风洞试验。

背景吸气式高超声速飞行器与再入返回式飞行器有着显著的不同。再入返回式飞行器,如返回式卫星、飞船、新型航天员返回舱等,其飞行轨迹是跨大马赫数飞行,而吸气式高超声速飞行器,如高超声速巡航飞行器、两级入轨航天运输器的第一级载机,其马赫数跨度要小于再入返回式飞行器,但其飞行时间长于再入返回式飞行器,因此会导致相当大的总热载荷。另外,从外形上来说,再入式返回飞行器通常采用大钝体的外形设计,即使是翼身组合形式的航天飞机外形,其机身头部、机翼前缘也有着较大的钝度。而吸气式高超声速飞行器采用乘波体或者部分乘波体外形,为了使得激波能附着在飞行器边缘,其外形边缘半径通常较小,无法形成脱体激波,因此会有着更大的热流密度1。

随着高速飞行器速度的不断提高,在跨、超声速飞行时出现的“热障”问题变得越来越严重。严重的气动加热所产生的高温,会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力,使结构产生热变形,破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行。为保证高速飞行器的安全,确认飞行器的材料和结构是否能经得起高速飞行时所产生的热冲击及高温热应力破坏,须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对高速飞行器材料和结构进行静、动态的气动模拟试验与热强度试验2。

研究目的针对理论气动外形的吸气式高超声速飞行器模型进行高超声速条件下的常规气动热测热风洞试验。飞行器总体方案研究给出的飞行任务是在马赫数Ma=6.0和高度30km条件下进行巡航飞行,该飞行条件下飞行器工作时间最长,总热载荷也最大,因此试验主要模拟此条件下的来流,进行飞行器表面热流的测量,并考虑攻角变化的影响。吸气式高超声速飞行器与再入返回式高超声速飞行器另一个不同之处是攻角变化幅度较小,超燃冲压发动机工作时,飞行器攻角过大会导致发动机熄火,一般变化幅度在10度以内。

风洞试验风洞是由内径为150mm,高压段、低压段长度分别为9m和18m的激波管和相应的喷管、试验段、真空箱组成。其型面喷管出口直径为1.2m。风洞试验气体为氮气,采用氢气或氢气和氮气混合气体驱动,驱动压力目前可高达80MPa,总压达70MPa,总温达4000K。试验所用的测试仪器主要是190个通道放大器和数据采集、处理系统。数据采集、处理系统主要由瞬态记录仪、计算机及辅助设备组成。放大器、瞬态记录仪均由同一台计算机上的程序控制。信号经热流放大器、热电模拟网络后输入瞬态记录仪储存,后经微机处理给出热流值。热流传感器的信号经热流放大器、热电模拟网络后输入瞬态记录仪储存,后经微机处理给出热流值。

测点位置包括高超声速飞行器测热的典型位置,包括驻点、头部前缘、机身上P下表面中心线、机身横截面线、平尾P立尾前缘。