非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究

针对电弧风洞试验条件下非催化壁防热材料在非平衡流场中存在的防热性能"欠考核"问题，提出了有效考核方法。以典型陶瓷基复合材料尖劈外形试件为例，采用CFD数值模拟与试验状态调试相结合的方法，对典型电弧风洞试验条件下完全催化壁和非催化壁材料的热流进行了数值模拟，并结合热流实测结果，确定了风洞试验状态并完成了试验，实现了对该类热防护材料防热性能的有效考核，为非催化壁材料防热性能试验"欠考核"问题提供了解决途径。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

完全催化壁驻点高超声速流动加热地面模拟方法研究

在地面高焓风洞中准确模拟高超声速头部驻点区化学反应流动加热,从平衡边界层和冻结边界层驻点气动加热公式出发,分析了离解焓对不同催化特性驻点加热的影响、地面风洞非平衡来流条件下头激波后的流场参数变化规律和与天上飞行条件的差异,分析了壁面催化特性对流场参数的影响,建立了地面高焓风洞模拟完全催化壁驻点气动加热的模拟准则:只要在风洞条件下实现对驻点压力ps、驻点速度梯度βe、来流总焓hs的模拟,则能够复现天上状态的气动热载荷。针对不同半径的飞行器头部驻点开展化学非平衡流场数值模拟进行了验证,表明:地面风洞无法完全模拟飞行器头部绕流流场参数,材料的催化特性对壁面附近流场中的N、O组元和壁面热流影响较大;地面风洞采用半径1∶1的模型模拟完全催化壁驻点加热会偏低于天上状态,而根据三参数模拟准则确定的模型尺寸能够同时复现天上状态驻点区的焓、压力、热流,且随着飞行器头部半径增大头部驻点线近壁面附近的温度、组元N、O梯度与天上会趋于一致。     

高超声速对流环境下冷点效应对圆箔式热流传感器测热特性的影响研究

在高超声速对流环境测量气动加热时，圆箔式热流传感器表面温度往往低于被测物体表面温度，这种表面温度的不连续会影响边界层流动，使热流测量结果产生偏差。针对高超声速对流条件下的钝头-平板模型，采用数值模拟方法研究了传感器表面局部低温引起的"冷点效应"形成机理以及对表面热流的影响。结果表明:被测物体表面壁焓H_w与恢复焓H_re的比值H_w/H_re越高，"冷点效应"越明显；传感器表面温度T_w2与被测物体表面温度T_w1的比值T_w2/T_w1越小，"冷点效应"越明显；来流雷诺数Re对"冷点效应"影响较小。在马赫数Ma=18的来流条件下，研究分析了冷点效应对传感器测量结果的影响，结果表明:冷点效应使测量结果偏高1.25倍，复现了热流预示结果与试验结果的差异。     

高焓加热实验壁面催化效应分析

高焓地面加热实验中存在显著的壁面催化复合现象。热防护材料催化性能较低时，如果进行状态标定时不考虑壁面催化效应，将导致地面加热考核实验欠考核。基于平板加热实验，通过结构传热分析与地面实验数据对比，发展了高焓加热实验壁面催化效应分析方法。该方法可以评估加热实验状态典型热防护材料催化效应，从而为地面实验方案改进和完善提供技术支撑。通过分析发现，对于某热防护材料，催化效应使得真实受热仅为标定热流的85%左右，在采用铜制塞式热流传感器进行热流标定时，需要考虑催化效应加严考核条件，才能保证有效考核。     

航天器高温热密封设计方法及性能评价

针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状，基于飞行器热密封设计基本原理，通过理论分析及设计流程优化，设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验，获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数，并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上，利用电弧射流平台，对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价，相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。     

平板空气舵干扰区烧蚀凹陷对热环境影响

针对高速飞行条件下空气舵干扰区烧蚀产生的局部凹陷对气动加热的影响问题,建立了平板-空气舵流动模型,针对典型高速飞行状态,采用高温热化学非平衡数值模拟,研究了空气舵缝隙区的流动结构和气动加热规律,并对舵缝干扰区的烧蚀外形进行了模化,分析了干扰区烧蚀凹陷对流动结构和气动加热的影响,结果表明:烧蚀凹陷改变了干扰区压力分布规律,降低了沿展向压力梯度,从而抑制了边界层的横向流动和厚度减薄效应,使得干扰区热流降低,且热流降低量值与烧蚀凹陷深度呈正相关,凹陷深度为5 mm时干扰区热流降低量达到28.9%。      

真空条件下多孔平板发汗冷却试验研究

发汗冷却是解决高速飞行器关键部位热防护问题的有效途径。以不同材料的多孔平板为研究对象，以水为冷却剂，利用自行设计搭建的试验平台对多孔平板发汗冷却过程进行瞬态试验测量，得到了不同热流加热环境下不同材料多孔平板内外壁温度变化，并分析冷却剂对不同材料的冷却效果。结果表明:发汗冷却极大降低了多孔平板内外壁温度，起到了有效的主动热防护作用。对于镍、铜金属多孔平板，保持冷却剂水流量约3.5 g/s，在热流密度小于120 kW/m2的条件下，多孔平板内外壁温度稳定在30~50℃。对于陶瓷多孔平板，保持冷却剂水流量约0.32 g/s，在热流密度小于220 kW/m2的条件下，多孔平板内外壁温度基本稳定在30~40℃。在高热流密度315 kW/m2的条件下，对于镍、铜金属和陶瓷多孔平板，发汗冷却时平板内壁温度变化不大，外壁温度分别稳定在约260℃、110℃和130℃。外壁冷却剂处于完全汽化状态，且冷却剂汽化相变位置在多孔平板内部。若无发汗冷却，多孔平板内外壁温度快速升高，其平衡温度较有发汗冷却时大幅提高，进一步表明发汗冷却的巨大应用潜力。      

传感器局部温度差异对压缩拐角热流测量的影响

针对高超声速飞行器在进行热流测量时存在的传感器与其周围热防护材料之间的热匹配性问题,即冷点效应问题,采用自主研发的计算程序研究了冷点效应对压缩拐角表面热流分布的影响,得到了在不同压缩拐角特征流动区域内冷点效应对其表面热流分布的影响机制。计算结果分析表明：冷点效应的存在会显著地提高冷点区域内的表面热流值;在压缩拐角的分离域内,冷点效应造成的热流增长幅度较大,在再附点附近,冷点效应造成的热流增长幅度较小。     

缝隙-腔体密封结构在高速气流冲击下的整体流动、传热特性分析

 根据高马赫数流场特征参数变化快、固态场特征参数变化慢的特性,编制开发了针对高速气流的"半解耦"显式流固耦合近似计算程序,并通过数值方法分析了该方法的计算误差,分析结果显示其能够较准确地模拟高速流场与固态场长时间非稳态耦合问题.在此基础上,运用"半解耦"流固耦合方法数值模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程,并与相关实验测试数据进行了对比,验证了程序可靠性.随后,进一步分析了气流侵入密封结构的主要特性,总结了密封结构内、外流场中气流温度、压力和速度的分布特征以及其随时间的变化规律,研究了密封结构中加热板气动热流随时间的变化规律,探讨了密封结构中固体温度场分布特征及其随时间积累的变化规律等.最终,计算结果说明了密封体的结构布局对其内部热状况的决定性影响.