● 摘要
钝楔是高超声速飞行器头部典型外形，是受气动加热最严重的部位之一。钝楔结构气动热具有头部区域热流密度沿弧线快速下降、头部区域及后部平板区域热流密度差别非常大的特点，必须进行全尺度热结构试验，且具有沿飞行包线实时模拟的试验需求。 超燃冲压发动机采用主动冷却结构，其内、外温差较大，这对发动机连接结构的强度产生较大影响，因此必须对发动机各连接结构进行热试验，以验证其热应力问题。因此，高超声速飞行器的发展对地面热结构试验技术提出了新的技术挑战。利用燃气发生器产生的高温燃气流具有功率大、气流温度高、工作时间长以及瞬态调节特性好等特点，是解决高超声速飞行器大尺寸部件热结构试验问题的有效途径。 本文进一步针对钝楔前缘结构和超燃冲压发动机进气道，开展高温燃气流热结构试验技术研究，具体研究内容包括：1、钝楔结构高超声速热模拟方法研究 针对钝楔前缘结构，分别采用工程计算和数值模拟方法获得其高超声速气动热随来流温度和马赫数的变化特点，并结合一定能耗分析，指出通过降低来流速度、提高来流温度的方法可以满足实际高空低温、高马赫数飞行工况的气动热模拟需求，且大大降低试验设备规模及能耗。但超声速气流加热试验能耗仍非常大，经济性有待进一步提高。2、钝楔结构亚声速高温燃气流双路组合热试验技术研究 围绕钝楔结构亚声速高温燃气流双路组合热试验方法三大实际应用关键技术问题展开进一步研究。首先针对双路组合气流参数确定难题，提出了带壁温修正的数据库插值方法，实现了针对一定飞行包线双路气流参数的快速确定，数值模拟结果显示该方法可以满足工程试验要求；其次，提出了新型两级进气和两级燃烧混合方案，解决了燃气发生装置从600K 到2100K 大温度范围及线性调温技术难题；最后，设计并验证了燃气流温度线性控制性能能够满足沿飞行包线瞬态试验要求。三大关键技术研究结果为推动亚声速高温燃气流热试验方法的推广应用奠定了基础。3、超燃冲压发动机热结构试验方法研究 针对超燃冲压发动机狭长结构进气道高温热试验问题，提出并分析了简单高温燃气流加热试验方法及其内壁面瞬态温度变化情况，并进一步针对简单加热方式难以满足试验温升需求的问题，提出环形流道试验方法，研究结果显示，通过合理确定来流温度、马赫数和流道宽度，可满足进气道瞬态热试验需求。4、进气道场协同理论强化传热试验方法研究 针对进气道壁面与高温燃气流体间大温差问题，推导了变物性场协同理论换热计算公式，并以二维简化进气道内湍流流动为例进行了数值验证。然后，从场协同角度分析了进气道采用环形通道的强化传热性能，并进一步提出波纹流道强化热试验方法，通过减小波长、增加当量直径以及增加幅值可进一步加强波纹流道加热强度。