簡介
為保證高速飛行器的安全,確認飛行器的材料和結構是否能經得起高速飛行時所產生的熱衝擊及高溫熱應力破壞,須建立高速飛行器瞬態氣動熱試驗模擬系統,對高速飛行器材料和結構進行靜、動態的氣動模擬試驗與熱強度試驗。針對理論氣動外形的吸氣式高超聲速飛行器模型進行高超聲速條件下的常規氣動熱測熱風洞試驗。
背景
氣動熱試驗吸氣式高超聲速飛行器與再入返回式飛行器有著顯著的不同。再 入返回式飛行器,如返回式衛星、飛船、新型航天員返回艙等,其飛行軌跡是跨大馬赫數飛行,而吸氣式高超聲速飛行器,如高超聲速巡航飛行器、兩級入軌航天運輸器的第一級載機,其馬赫數跨度要小於再入返回式飛行器,但其飛行時間長於再入返回式飛行器,因此會導致相當大的總熱載荷。另外,從外形上來說,再入式返回飛行器通常採用大鈍體的外形設計,即使是翼身組合形式的太空梭外形,其機身頭部、機翼前緣也有著較大的鈍度。而吸氣式高超聲速飛行器採用乘波體或者部分乘波體外形,為了使得激波能附著在飛行器邊緣,其外形邊緣半徑通常較小,無法形成脫體激波,因此會有著更大的熱流密度。
隨著高速飛行器速度的不斷提高,在跨、超聲速飛行時出現的“熱障”問題變得越來越嚴重。嚴重的氣動加熱所產生的高溫,會降低材料的強度極限和飛行器結構的承載能力,使結構產生熱變形,破壞部件的氣動外形並影響飛行器的安全飛行。為保證高速飛行器的安全,確認飛行器的材料和結構是否能經得起高速飛行時所產生的熱衝擊及高溫熱應力破壞,須建立高速飛行器瞬態氣動熱試驗模擬系統,對高速飛行器材料和結構進行靜、動態的氣動模擬試驗與熱強度試驗。
研究目的
針對理論氣動外形的吸氣式高超聲速飛行器模型進行高超聲速條件下的常規氣動熱測熱風洞試驗。飛行器總體方案研究給出的飛行任務是在馬赫數Ma=6.0和高度30km條件下進行巡航飛行,該飛行條件下飛行器工作時間最長,總熱載荷也最大,因此試驗主要模擬此條件下的來流,進行飛行器表面熱流的測量,並考慮攻角變化的影響。吸氣式高超聲速飛行器與再入返回式高超聲速飛行器另一個不同之處是攻角變化幅度較小,超燃衝壓發動機工作時,飛行器攻角過大會導致發動機熄火,一般變化幅度在10度以內。
風洞試驗
風洞是由內徑為150mm,高壓段、低壓段長度分別為9m和18m的激波管和相應的噴管、試驗段、真空箱組成。其型面噴管出口直徑為1.2m。風洞試驗氣體為氮氣,採用氫氣或氫氣和氮氣混合氣體驅動,驅動壓力目前可高達80MPa,總壓達70MPa,總溫達4000K。試驗所用的測試儀器主要是190個通道放大器和數據採集、處理系統。數據採集、處理系統主要由瞬態記錄儀、計算機及輔助設備組成。放大器、瞬態記錄儀均由同一台計算機上的程式控制。信號經熱流放大器、熱電模擬網路後輸入瞬態記錄儀儲存,後經微機處理給出熱流值。熱流感測器的信號經熱流放大器、熱電模擬網路後輸入瞬態記錄儀儲存,後經微機處理給出熱流值。
測點位置包括高超聲速飛行器測熱的典型位置,包括駐點、頭部前緣、機身上P下表面中心線、機身橫截面線、平尾P立尾前緣。
