高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)主動冷卻機制與效能評估.pdf

1、高超聲速飛行器是現(xiàn)代飛行器發(fā)展的主要趨勢。然而，高超聲速飛行器要實現(xiàn)跨大氣層以及在大氣層內(nèi)長時間、超高速、機動飛行，將遭遇特殊和嚴酷的熱環(huán)境，這對防熱結(jié)構災氣動和耐高溫性能方面提出了嚴苛的要求。選擇適合高超聲速飛行器不同部位的熱防護系統(tǒng)，并測試其各自的防-隔熱能力和冷卻能力成為亟待解決的問題。其中，主動冷卻熱防護系統(tǒng)以其冷卻能力強、可以抵抗高熱流密度的長時間加熱、實現(xiàn)溫度和熱流的開環(huán)或者閉環(huán)控制、實現(xiàn)防熱、隔熱和熱控制的一體化設計，具有

2、可重復使用性等特點成為解決高超聲速飛行器防熱問題的有效方法，是研究的熱點和關鍵技術。本文以高超聲速飛行器的防熱結(jié)構為研究對象，基于在高熱流密度下長時間飛行的要求，對適應于高超聲速飛行器的主動冷卻金屬熱防護系統(tǒng)進行了多方面的研究，主要研究內(nèi)容包括以下幾個方面：
　　基于高超聲速飛行器熱防護的特征及需求，提出采用冷卻流密度和冷卻模式相結(jié)合作為表征和評估主動冷卻熱防護系統(tǒng)參數(shù)的方法，在此基礎上采用有限差分法建立了被動-主動熱防護一體化分

3、析評價模型，并采用這一模型對高超聲速飛行器的被動冷卻熱防護系統(tǒng)和主動冷卻熱防護系統(tǒng)的冷卻特性和冷卻效能進行了定量的分析比較；結(jié)果表明，對于被動冷卻熱防護系統(tǒng)，增加隔熱層材料的厚度可以降低內(nèi)部結(jié)構的溫度，但是隨著隔熱層厚度的增加，隔熱層對內(nèi)部結(jié)構溫度的影響減少，增加隔熱層厚度對于短時間加熱的熱防護系統(tǒng)有效，而對長時間加熱的熱防護系統(tǒng)防熱效率很低。要滿足高超聲速飛行器的工況要求，隔熱層材料的厚度至少增加2-3倍。對于長時間加熱熱防護系統(tǒng)，主

4、動冷卻具有很高的冷卻效率和防熱效率，可以滿足內(nèi)部結(jié)構溫度的要求。該方法和模型在論文第四章的發(fā)汗冷卻金屬熱防護系統(tǒng)的設計和冷卻能力評估中得到應用，驗證了其有效性和工程實踐價值。
　　針對主動冷卻熱防護系統(tǒng)的多孔隔熱材料，基于熱傳導，熱輻射和多孔隔熱材料內(nèi)部微觀結(jié)構，采用光學厚近似法，建立了高溫隔熱氈和金屬泡沫材料的有效熱導率的理論模型，對高溫隔熱氈和金屬泡沫的有效熱導率進行了實驗測量，其結(jié)果與理論計算結(jié)果吻合，驗證了模型的有效性和適

5、用性，為主動冷卻熱防護系統(tǒng)的設計提供基礎和前提。
　　針對高超聲速飛行器大面積防熱區(qū)域的高熱流密度部位，基于采用冷卻流密度作為表征和評估主動冷卻熱防護系統(tǒng)參數(shù)的思想，采用防熱-熱控制一體化的設計方法，設計并制造了發(fā)汗冷卻金屬熱防護系統(tǒng)，搭建了采用底部輻射加熱的高溫輻射加熱平臺，加熱溫度可以高達1500K，并持續(xù)加熱2小時，實驗測試了發(fā)汗冷卻熱防護系統(tǒng)的冷卻效能。根據(jù)發(fā)汗冷卻自身的冷卻特點和第二章的被動-主動熱防護一體化分析評價模型

6、，分析計算了發(fā)汗冷卻金屬熱防護系統(tǒng)的冷卻能力，實驗結(jié)果驗證了該模型的有效性。結(jié)果表明，發(fā)汗冷卻熱防護系統(tǒng)整體結(jié)構熱載荷排散能力至少提高70％，冷卻功率為170-500kW/m2（耐高溫合金），內(nèi)部結(jié)構溫度低于水的沸點溫度（發(fā)汗冷卻作用情況下）。
　　針對高超聲速飛行器頭錐、翼前緣部位，提出將噴霧冷卻應用于金屬熱防護系統(tǒng)的新方法，基于采用冷卻流密度作為表征和評估主動冷卻熱防護系統(tǒng)參數(shù)的思想，采用防熱-熱控制一體化的設計方法，設計并制