高温燃气流风洞全尺寸舱段热结构试验技术研究

赵 玲, 李文浩, 岳 晖, 田 宁, 邹样辉

(北京航天长征飞行器研究所, 北京 100076)

引 言

飞行器在大气层内进行长时间超声速飞行时, 将承受长时间高焓、 中低热流的严酷气动加热载荷历程, 面临超长时间防隔热、 高温氧化和强气流冲刷环境下的非烧蚀维形、 复杂外形防热一体化设计、 大尺寸热结构和热匹配等技术难题. 由于飞行试验很难实现各类工况的飞行模拟, 对出现的问题也难以状态复现, 因此高焓地面试验设备仍然是飞行器防热系统关键技术研究及验证最重要的研究工具. 为满足再入状态下全尺寸飞行器热关键部件考核要求, 对长时间、 高动压、 大尺寸、 高焓试验设备的需求逐渐凸显[1].

作为主要的长时间高焓试验设备, 电弧加热器/风洞(如国外AEDC, AHSTF, IHF, 国内中国空气动力研究与发展中心和航天十一院50 MW电弧风洞等电弧加热设备[2-5])和燃气加热器/风洞(如国外CHSTF, GASL Leg IV, 8 ft HHT, 国内14所 200 MW 高温燃气流风洞等燃烧加热设备[6-9])在再入和其他超声速飞行环境下的防热材料、 热结构和热防护系统组件考核方面发挥了重要作用. 其中电弧加热器/风洞的高温气流成分为空气, 更接近飞行环境, 在总温、 焓值覆盖范围方面也有较大优势. 而燃气流加热器/风洞虽然存在介质差异, 但由于易实现较大的加热功率, 在结构级/部段级全尺寸模型地面防热考核及推进系统一体化性能测试方面具有显著的优势.

本文首次利用200 MW高温燃气流风洞, 开展1∶1全尺寸舱段模型热结……