低密度烧蚀材料在中高热流环境应用的试验研究和理论预测

低密度烧蚀材料是为解决飞船再入过程中高焓、低热流长时间飞行热环境的防热问题开发的防热材料。随着新工程项目的开展，低密度烧蚀材料被要求应用于中高热流的新环境下。在电弧风洞上开展了低密度烧蚀材料在气流恢复焓为18MJ/kg，冷壁热流为720kW/m2的高焓、中高热流条件下的防热性能考核试验。试验中改进了传统的水冷框方式，水冷框与试验件之间增加了高性能隔热材料，避免了侧向热泄漏，提高了试验结果的准确性。试验结果表明低密度烧蚀材料能够满足中高热流的加热环境。同时开展了低密度烧蚀材料的防热性能计算研究。低密度烧蚀材料的烧蚀机理复杂，根据低密度烧蚀过程的本体热传导-热解-炭化机制，不同区域和阶段分别采用对应的预测方法，改进了炭化烧蚀的计算方法。将理论预测结果同风洞试验结果进行了对比研究，结果表明理论预测同风洞试验结果一致性良好。     

热发射过程中发射箱蒙皮力学性能损伤与试验研究

文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱，利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics，CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例，对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明，随着烧蚀时间延长，铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点，在1.5 s内下降不明显，但是当烧蚀时间延长至2.0 s时，力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。     

再入飞行器端头烧蚀的耦合计算方法

端头烧蚀是超高速飞行器再入过程中非常关心的问题。端头材料在高温高压环境中,因烧蚀其原有气动外形和结构传热边界不断变化,而气动外形和传热边界的变化又反过来影响端头热流、温度分布和烧蚀量。它们之间表现出复杂的强耦合、非线性特征。本文以碳基材料端头帽烧蚀过程为例,发展了端头帽绕流、烧蚀和结构传热耦合计算方法。通过气动、烧蚀和结构热响应计算程序的耦合和迭代,实现了对端头帽再入烧蚀过程的实时动边界模拟,并在飞行试验条件下,得到了与测量数据基本吻合的结果。     

高焓非平衡气动热环境的试验模拟及影响

在电弧风洞中开展材料特性考核试验时,一般根据部分相似模拟理论,通过模拟飞行条件的总焓和表面压力模拟气动热环境.分析了部分相似模拟的适用条件,并通过数值求解二维轴对称热化学非平衡粘性激波层方程,计算了两种不同尺度球头模型的流场特性,分析了试验状态对飞行条件热环境的模拟程度和对材料性能评价的影响.研究表明,对于热化学非平衡流场,特别是对于表面催化系数较低的热防护材料,采用部分相似模拟理论开展试验,气动热环境模拟程度下降,并且由于热焓比例偏小,对高温耐烧蚀材料的考核程度偏低.     

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀流场变化研究

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀试验技术是研究防热材料烧蚀特性的重要手段。为研究超声速湍流平板烧蚀过程中流场变化情况，采用数值求解二维N-S方程的方法进行试验流场模拟。从模拟结果看，未烧蚀模型外形流场模拟得到的模型表面参数结果与试验结果吻合很好。然后对烧蚀过程中的模型外形进行了流场模拟，并与试验流场进行对比，根据模拟结果分析了试验过程中模型表面压力和热流密度分布的变化。根据分析可知，如果平板模型烧蚀量最大的位置在初始高热流区内，可以采用该烧蚀量计算烧蚀速率。     

烧蚀材料与耐烧蚀酚醛树脂

综述了烧蚀材料的概况，介绍了航天飞行器和固体火箭发动机采用的三种隔热方法。烧蚀法是最广泛应用的一种方法，纤维增强塑料作为烧蚀材料在吸热效果上具有显著的优越性。文中对烧蚀材料的类型，使用原则和评价方法作了说明。对烧蚀材料中的高聚物的烧蚀性能作了对比，结果表明：酚醛树脂具有较好的综合烧蚀性能。对检索到的烧蚀酚醛树脂的文献作了分类和简要介绍，说明了烧蚀用高聚物的发展方向及作者本人在烧蚀酚醛树脂方面的进展。     

低气压环境火箭底部柔性防热材料隔热试验研究

文章针对飞行环境的压力变化,采用低气压环境复合瞬态热试验系统,在常压、20k Pa、2kPa三种压力环境下模拟了火箭底部柔性防热材料在飞行过程中的瞬态热载荷。通过测试试件升温状态及表面烧蚀状态,研究压力环境对材料隔热性能的影响。通过试验结果对比分析,发现箭体底部柔性防热材料的升温幅度与烧蚀程度均随环境压力的下降而降低,20k Pa、2k Pa状态下的烧蚀量分别为常压状态下的87%和56%。     

喷流噪声引起的结构振动环境预示研究

箱式热发射时，发动机喷流噪声产生的振动环境多采用试验测量，环境预示手段应用较少。本文应用AutoSEA2软件对某喷流噪声产生的振动进行计算分析，并与试验结果作一比较，发现预示结果与试验结果比较相符，在型号研制初期具有一定参考价值。     

气动烧蚀物体表面粗糙度处理方法的研究

本文系统地阐述了度量烧蚀表面粗糙度的各种量的定义和计算方法,并讨论了它们的一些优点与不足。为了更精确地反映出烧蚀表面的轮廓曲线和粗糙程度,本文探讨了用谱分析的方法研究这种粗糙度的可能性。并通过几种典型波形的频谱分析证明了在谱空间里作粗糙度的分析能给出更可靠、更精确的结果。烧蚀表面粗糙度的度量是随航天技术发展而产生的新课题,本文的工作对它的研究作出了初步的有价值的探索。     

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。     

空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析

可重复使用的空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析可为结构设计、选材等提供参考依据。本文针对全C/SiC复合材料襟翼结构,考虑传导与辐射耦合换热,建立了其再入过程热分析的有限元模型。由有限元计算结果的分析发现:辐射换热在整个温度场中起主导作用,并且对于采用防热-结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器,C/SiC是比较理想的结构材料。     

热噪声复合环境下飞行器结构动响应预示技术研究进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段经历着严酷的气动力/热/噪声等复合环境,严重威胁着结构的完整性和可靠性。严酷的热环境会显著改变结构的整体和局部模态特性,出现模态跳跃和丢失;当与噪声载荷共同作用时,结构动态响应出现突弹跳变现象,表现出强非线性特征,因此热噪声复合环境下结构动响应预示面临严峻挑战。本文综述了热噪声复合环境动响应预示技术的发展过程,对比分析了目前热噪声动响应预示技术的优势与不足,对于未来高超声速飞行器、可重复使用运载器等载荷环境条件制定和结构优化设计均具有重要意义。     

小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性

本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明，采用返回舱重心横编的方法，在保持对静稳定性的要求下，可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现，以往风洞试验得出的马赫数大于６后，返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下，随着马赫数的增大，飞行试验得出的配平攻角和配平升阻比基本上呈线性减小。返回舱的静稳定性数据表明，有时会出现不希望的第二配平点。消除该第二配平点的主要方法是进行外形修改设计和在返回舱小头上加装调整翼片。     

再入飞行器目标特性建模研究

再入目标的光辐射和电磁散射特性有重要应用,例如目标的探测、识别和指示技术.飞行器高超声速再入过程中,由于与周围大气强烈相互作用,不仅形成复杂结构再入流场,飞行器表面和流场中还伴随发生复杂化学物理过程,对目标特性产生严重影响.在对再入流场及伴随发生的化学物理过程研究分析的基础上, 建立再入目标特性理论模型框架,建立再入飞行器目标特性的基本计算方法,编制了相应计算程序,对典型再入飞行器的红外辐射和电磁散射特性进行了数值模拟.与相应实验结果的比较表明,流场电子数密度、高温气体辐射、等离子体尾迹的RCS等与实验结果一致.     

可重复使用热防护系统试验验证技术概述

主要针对高超音速飞行器三种典型可重复使用热防护系统概念,详细阐述了热防护系统试验验证技术国内外进展。国外所开展的热防护系统验证试验项目,主要包括热物理性能试验、力学性能试验以及在热、压、振动、噪声、大气暴露、雷击等极端环境下的TPS结构耐久性试验三大类。简要介绍了热防护系统验证试验的关键技术,分析了国内在热防护系统试验验证技术方面的技术需求,阐明了我国热防护系统试验验证技术未来发展方向。     

载人飞船返回舱的压力分布

载人飞船小升阻比返回舱的再入轨道主要取决于配平升阻比、弹道系数和再入点的轨道倾角。风洞试验测出的球冠压力分布与理论计算值和飞行试验值均较符合，可以用于实际飞行。气流分离和真实气体效应对倒锥锥面的压力影响较大。拐角半径增大，使拐角和球冠区的压力降低，而使锥面压力增大。雷诺数和边界层状态对底压系数的影响较大。     

小升阻比载人飞船返回舱的空气动力特性

本文介绍了球冠倒锥形返回舱的外形母线方程、特征点参数和气动性能。用修正牛顿理论对返回舱的气动系数进行了计算预测并与现有的实验数据作了比较。对现有的阿波罗、双子星座和联盟号三种小升阻比返回舱的气动系数进行了给定、分析和评述。     

Two-Way-Coupling Method for Rapid Aerothermoelastic Analyses of Hypersonic Wings

Several types of coupling methods for resolving aerothermoelastic problems associated with hypersonic wings are summarized,and the appropriate coupling methods for engineering calculations are selected.Then,the calculation and analysis methods for the subdisciplines in this field are introduced,and the time step issue is discussed.A two-way-coupling rapid static aerothermoelastic method for analyzing hypersonic wings is proposed.This method considers thermal effects and is used to conduct an aerothermoelastic response analysis for a hypersonic wing.In addition,the aerodynamic force,heat flux,structural deformation and temperature field are obtained.The following three conclusions are drawn.First,the heating effect has a significant impact on the static aeroelastic response of hypersonic wings;therefore,thermal protection shields are essential.Second,the application of thermal protection shields reduces the differences in the calculation results between the one-and two-way-coupling methods.Third,hypersonic wings exhibit large thermal deformation under high-temperature environments,and in certain cases,the thermal deformation is even larger than the deformation caused by aerodynamic force.     

空天飞机的防热系统

首先分析了空天飞机对其防热系统的要求,重点是在飞行热环境中的生存能力、减轻重量以及良好的使用性能。然后,概述了正在发展的典型的两级入轨和单级入轨的空天飞机的防热系统。紧接着较详细地介绍了美国空天飞机(NASP)防热系统研究工作的进展情况,同时介绍了适用于空天飞机前缘防热系统的设计概念、可能采用的热管技术和对主动冷却面板的要求及其发展现状和存在的问题。对理论分析、地面试验和飞行试验在发展空天飞机防热系统中的作用也进行了讨论并简单地介绍了这几方面的发展现状。最后,对发展空天飞机防热系统提出了建议。