高溫燃氣流風洞全尺寸艙段熱結構試驗技術研究

趙 玲, 李文浩, 岳 暉, 田 寧, 鄒樣輝

(北京航天長征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

飛行器在大氣層內進行長時間超聲速飛行時, 將承受長時間高焓、 中低熱流的嚴酷氣動加熱載荷歷程, 面臨超長時間防隔熱、 高溫氧化和強氣流沖刷環境下的非燒蝕維形、 復雜外形防熱一體化設計、 大尺寸熱結構和熱匹配等技術難題. 由于飛行試驗很難實現各類工況的飛行模擬, 對出現的問題也難以狀態復現, 因此高焓地面試驗設備仍然是飛行器防熱系統關鍵技術研究及驗證最重要的研究工具. 為滿足再入狀態下全尺寸飛行器熱關鍵部件考核要求, 對長時間、 高動壓、 大尺寸、 高焓試驗設備的需求逐漸凸顯[1].

作為主要的長時間高焓試驗設備, 電弧加熱器/風洞(如國外AEDC, AHSTF, IHF, 國內中國空氣動力研究與發展中心和航天十一院50 MW電弧風洞等電弧加熱設備[2-5])和燃氣加熱器/風洞(如國外CHSTF, GASL Leg IV, 8 ft HHT, 國內14所 200 MW 高溫燃氣流風洞等燃燒加熱設備[6-9])在再入和其他超聲速飛行環境下的防熱材料、 熱結構和熱防護系統組件考核方面發揮了重要作用. 其中電弧加熱器/風洞的高溫氣流成分為空氣, 更接近飛行環境, 在總溫、 焓值覆蓋范圍方面也有較大優勢. 而燃氣流加熱器/風洞雖然存在介質差異, 但由于易實現較大的加熱功率, 在結構級/部段級全尺寸模型地面防熱考核及推進系統一體化性能測試方面具有顯著的優勢.

本文首次利用200 MW高溫燃氣流風洞, 開展1∶1全尺寸艙段模型熱結……