题目：高速飞行器热防护结构的防隔热性能研究

随着导弹等高速飞行器速度的不断提高,气动热问题变得越来越严重。为保证高速飞行器的安全, 确认飞行器的结构不会因为气动热产生的高温热应力、内部设备不会因为过高温度遭到破坏，必须为飞行器设计良好的热防护系统（简称TPS）。初期的热防护系统主要利用柔性隔热材料，随着高速飞行器防热研究的快速发展，出现了很多新型防热结构，现阶段比较先进的防热结构合金蜂窝TPS，结构的表面是高温合金蜂窝夹芯板，内部为柔性隔热材料。但蜂窝夹芯板、柔性防热材料传热原理复杂，因此，在高速飞行器热防护设计的时候，在理论计算的基础上，必须进行高温气动热模拟试验，模拟飞行器飞行时的受热状态，确认防热结构的隔热效果，以便优化防热结构设计。本文通过建立有限元模型对柔性陶瓷纤维隔热材料、及高温合金蜂窝夹芯板在不同温度条件下的隔热效果进行了计算；同时通过建立平板材料隔热性能测试装置，对上述材料进行分别进行高温气动热模拟试验，通过对比计算结果和试验结果，验证计算结果和试验结果的吻合性，为理论计算结果能够在一定程度上替代昂贵的气动热模拟试验打下基础。同时，防热材料的热物性参数随着温度改变而变化，由于轻质防热材料在质量、密度等方面的多样性，能够获得的材料的导热系数等参数，与实际使用的材料参数之间存在差异。而轻质材料在不同温度下的实际导热系数对理论计算结果是否正确影响很大，为了获得较为准确的理论计算结果，本文建立了高温导热系数测量装置，对轻质防热材料在各个温度下的导热系数进行了实测，得到了本试验所使用的陶瓷纤维隔热材料的导热系数与温度的关系，为理论计算提供了依据。