高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞全尺寸艙段熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)研究

趙 玲, 李文浩, 岳 暉, 田 寧, 鄒樣輝

(北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所, 北京 100076)

引 言

飛行器在大氣層內(nèi)進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間超聲速飛行時(shí), 將承受長(zhǎng)時(shí)間高焓、 中低熱流的嚴(yán)酷氣動(dòng)加熱載荷歷程, 面臨超長(zhǎng)時(shí)間防隔熱、 高溫氧化和強(qiáng)氣流沖刷環(huán)境下的非燒蝕維形、 復(fù)雜外形防熱一體化設(shè)計(jì)、 大尺寸熱結(jié)構(gòu)和熱匹配等技術(shù)難題. 由于飛行試驗(yàn)很難實(shí)現(xiàn)各類工況的飛行模擬, 對(duì)出現(xiàn)的問題也難以狀態(tài)復(fù)現(xiàn), 因此高焓地面試驗(yàn)設(shè)備仍然是飛行器防熱系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究及驗(yàn)證最重要的研究工具. 為滿足再入狀態(tài)下全尺寸飛行器熱關(guān)鍵部件考核要求, 對(duì)長(zhǎng)時(shí)間、 高動(dòng)壓、 大尺寸、 高焓試驗(yàn)設(shè)備的需求逐漸凸顯[1].

作為主要的長(zhǎng)時(shí)間高焓試驗(yàn)設(shè)備, 電弧加熱器/風(fēng)洞(如國(guó)外AEDC, AHSTF, IHF, 國(guó)內(nèi)中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和航天十一院50 MW電弧風(fēng)洞等電弧加熱設(shè)備[2-5])和燃?xì)饧訜崞?風(fēng)洞(如國(guó)外CHSTF, GASL Leg IV, 8 ft HHT, 國(guó)內(nèi)14所 200 MW 高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞等燃燒加熱設(shè)備[6-9])在再入和其他超聲速飛行環(huán)境下的防熱材料、 熱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)系統(tǒng)組件考核方面發(fā)揮了重要作用. 其中電弧加熱器/風(fēng)洞的高溫氣流成分為空氣, 更接近飛行環(huán)境, 在總溫、 焓值覆蓋范圍方面也有較大優(yōu)勢(shì). 而燃?xì)饬骷訜崞?風(fēng)洞雖然存在介質(zhì)差異, 但由于易實(shí)現(xiàn)較大的加熱功率, 在結(jié)構(gòu)級(jí)/部段級(jí)全尺寸模型地面防熱考核及推進(jìn)系統(tǒng)一體化性能測(cè)試方面具有顯著的優(yōu)勢(shì).

本文首次利用200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞, 開展1∶1全尺寸艙段模型熱結(jié)構(gòu)/熱匹配試驗(yàn). 針對(duì)燃?xì)怙L(fēng)洞介質(zhì)和調(diào)節(jié)方式等特殊性, 開展相應(yīng)燃?xì)怙L(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法研究, 實(shí)現(xiàn)了地面燃?xì)饬黠L(fēng)洞環(huán)境下全尺寸艙段模型表面熱環(huán)境的有效模擬.

1 200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞設(shè)備狀態(tài)

200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)由主加熱器、 超聲速噴管、 試驗(yàn)艙、 模型安裝平臺(tái)、 收集器、 擴(kuò)壓器、 噴淋冷凝和排氣系統(tǒng)組成, 其中排氣系統(tǒng)包括噴水降溫、 噴淋冷凝、 燃?xì)饧瘹饧俺檎婵昭b置. 試驗(yàn)時(shí), 高壓氧氣和煤油在主加熱器內(nèi)燃燒, 產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)饨?jīng)超聲速噴管加速后形成高溫超聲速燃?xì)饬鲌?chǎng), 對(duì)置于試驗(yàn)艙內(nèi)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行熱考核. 試驗(yàn)后的氣流經(jīng)過擴(kuò)壓器減速增壓, 由噴水降溫裝置噴入冷卻水, 將燃?xì)鉁囟冉抵?00 ℃以下, 之后燃?xì)庹魵饣旌蠚怏w進(jìn)入噴淋冷凝裝置, 通過噴入大量冷卻水將水蒸氣析出, 燃?xì)鉁囟冗M(jìn)一步降至常溫后進(jìn)入燃?xì)饧瘹庋b置, 由內(nèi)燃動(dòng)力抽真空裝置排出. 圖1, 2分別為風(fēng)洞現(xiàn)場(chǎng)照片及主體結(jié)構(gòu)示意圖.目前 200 MW 高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞共包含A、B兩個(gè)試驗(yàn)臺(tái), 分別配套Φ340～1 500 mm 共6套不同出口直徑的噴管, 兩個(gè)試驗(yàn)臺(tái)加熱器總壓、 總溫、 流量等參數(shù)一致, 并共用能源系統(tǒng)、 管路系統(tǒng)、 總控系統(tǒng)和排氣系統(tǒng). 風(fēng)洞總功率大于200 MW, 總溫高達(dá) 3 650 K, 單次有效試車時(shí)間1 000 s, 總焓6～9 MJ/kg, 試驗(yàn)艙真空度可達(dá)到2 kPa. 風(fēng)洞主要工作參數(shù)如表1所示.

圖1 200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞Fig. 1 Photo of 200 MW high temperature tunnel

圖2 200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 2 Major structure of 200 MW high temperature tunnel

表1 200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞系統(tǒng)主要參數(shù)

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶1艙段部件, 模型長(zhǎng)寬均接近2 000 mm. 模型安裝時(shí)迎風(fēng)面朝上、 背風(fēng)面朝下, 采取前后端機(jī)械連接、 底部輔助支撐的方式固定, 在艙段迎風(fēng)面大面積上加載超聲速燃?xì)饬? 試驗(yàn)前將模型固定在專門設(shè)計(jì)的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上, 利用運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)調(diào)整模型迎風(fēng)面與氣流的夾角, 模型前后端面進(jìn)行有效隔熱密封處理. 圖3是模型安裝示意圖.

圖3 模型安裝示意圖Fig. 3 Schematic diagram of model installation

試驗(yàn)時(shí), 先采用校測(cè)模型對(duì)流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行測(cè)試, 調(diào)試出所需試驗(yàn)狀態(tài)后, 安裝長(zhǎng)程驗(yàn)證模型驗(yàn)證長(zhǎng)程試驗(yàn)的可靠性. 待風(fēng)洞和模型狀態(tài)確認(rèn)無誤后, 按照最終確認(rèn)狀態(tài)開展正式試驗(yàn), 獲取試驗(yàn)需求數(shù)據(jù).

3 試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法

熱結(jié)構(gòu)/熱匹配地面試驗(yàn)?zāi)M需盡可能采用1∶1 全尺寸模型, 同時(shí)熱流臺(tái)階和試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)也應(yīng)滿足各結(jié)構(gòu)部位應(yīng)力峰值水平的模擬. 200 MW高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞設(shè)備能力滿足試驗(yàn)要求, 但與電弧風(fēng)洞地面防熱試驗(yàn)裝置相比, 燃?xì)怙L(fēng)洞不僅試驗(yàn)介質(zhì)有較大差異, 風(fēng)洞的調(diào)節(jié)方式也明顯不同, 已有風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)不能完全套用. 試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)須著重考慮: 燃?xì)怙L(fēng)洞調(diào)節(jié)參數(shù)與試驗(yàn)考核參數(shù)試驗(yàn)的匹配關(guān)系、 燃?xì)饨橘|(zhì)對(duì)試驗(yàn)狀態(tài)的影響、 長(zhǎng)時(shí)間中低熱流測(cè)試時(shí)傳感器精度等技術(shù)問題.

3.1 燃?xì)怙L(fēng)洞狀態(tài)調(diào)節(jié)方法

為滿足系統(tǒng)狀態(tài)調(diào)節(jié)需求, 燃?xì)怙L(fēng)洞具備4種狀態(tài)調(diào)節(jié)方式, 一是更換噴管, 試驗(yàn)臺(tái)共包括6套不同出口直徑的噴管, 直徑340 mm～1.5 m; 二是調(diào)節(jié)燃燒室總壓, 可在4～6 MPa范圍內(nèi)調(diào)節(jié); 三是調(diào)節(jié)燃料混合比例, 余氧系數(shù)可在0.6～0.9范圍內(nèi)調(diào)節(jié); 四是模型與來流相對(duì)夾角;

試驗(yàn)狀態(tài)設(shè)計(jì)時(shí), 首先根據(jù)模型尺寸進(jìn)考核區(qū)域大小選擇噴管尺寸, 由需要模擬的焓值范圍選擇余氧系數(shù). 冷壁熱流通過調(diào)節(jié)燃燒室壓力和模型攻角實(shí)現(xiàn). 多臺(tái)階試驗(yàn)方案中, 可保持主加熱器狀態(tài)不變, 通過改變艙段模型與來流的相對(duì)夾角α實(shí)現(xiàn)不同冷壁熱流臺(tái)階的調(diào)整. 結(jié)合總焓(或恢復(fù)焓)、 冷壁熱流、 總加熱時(shí)間的模擬來實(shí)現(xiàn)模型總熱壁加熱量與需求狀態(tài)的匹配. 圖4是試驗(yàn)運(yùn)動(dòng)臺(tái)階示意圖.

圖4 試驗(yàn)運(yùn)動(dòng)臺(tái)階示意圖Fig. 4 Schematic diagram of test steps

根據(jù)模型尺寸及需求的試驗(yàn)狀態(tài), 試驗(yàn)選用200 MW 高溫燃?xì)怙L(fēng)洞φ1 500 mm Laval噴管開展試驗(yàn), 噴管出口Ma=4.83. 試驗(yàn)狀態(tài)為: 燃燒室壓力P0=5 MPa, 余氧系數(shù)0.8, 氧氣、 煤油流量分別為22.01, 8.09 kg/s, 試驗(yàn)介質(zhì)主要組分為CO2, H2O, CO, H2. 試驗(yàn)有效試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)1 000 s, 共模擬4個(gè)熱流臺(tái)階, 模型與來流最大夾角25°.

3.2 燃?xì)饨橘|(zhì)等效冷壁熱流設(shè)計(jì)

在超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中校測(cè)模型測(cè)量的是室溫壁條件下的熱流密度, 稱為試驗(yàn)條件下的“冷壁熱流密度”[10], 用q0表示, 即

q0=ρuSthr

任一壁溫Tw下的熱壁熱流密度qw表示為

qw=q0(1-hw/hr)

式中,ρ為邊界層外緣密度,u為邊界層外緣速度,St為傳熱系數(shù),hr為恢復(fù)焓,hw為壁焓.

對(duì)于空氣介質(zhì), 焓只是溫度和壓力的函數(shù), 默認(rèn)當(dāng)溫度T=0 K時(shí),h=0. 由于燃?xì)鈿怏w成分和性質(zhì)與空氣介質(zhì)存在較大差別, 其焓值與余氧系數(shù)密切相關(guān), 不同焓基準(zhǔn)體系下焓值有較大差異[11-12]. 在相同參考溫度和壓力下, 導(dǎo)致燃?xì)忪手荡蟛糠智闆r下為負(fù)值. 為便于與空氣焓值比較或進(jìn)行壁面熱流計(jì)算時(shí), 引入焓差概念, 即將基準(zhǔn)溫度Tc=300 K(室溫)下的燃?xì)忪手翟O(shè)為零, 試驗(yàn)條件下的“冷壁熱流密度”表示為q0=ρuSt(hs-hc), 式中hc為基準(zhǔn)溫度焓值. 則對(duì)應(yīng)熱壁熱流密度可表示為

圖5為相同參考溫度下空氣與燃?xì)?余氧系數(shù)0.8)的焓差圖. 可知, 相同溫度壓力下, 燃?xì)獾撵什钸h(yuǎn)高于空氣焓差值. 當(dāng)空氣溫度小于1 800 K, 燃?xì)鉁囟刃∮? 100 K時(shí), 空氣與燃?xì)忪什罹茷闇囟鹊木€性函數(shù), 與壓力無關(guān), 對(duì)應(yīng)燃?xì)忪什罱茷榭諝忪什畹?1.6 倍. 同等恢復(fù)焓值和冷壁熱流密度情況下, 燃?xì)猸h(huán)境中的模型表面熱壁熱流密度和表面溫度更低. 為獲得與空氣相同的熱壁熱流條件, 必須提高燃?xì)猸h(huán)境下的冷壁熱流. 同時(shí), 受余氧系數(shù)影響, 燃?xì)怙L(fēng)洞焓值調(diào)節(jié)范圍一般在6～9 MJ/kg之間, 低于電弧風(fēng)洞的焓值模擬范圍(3～30 MJ/kg). 當(dāng)焓值模擬目標(biāo)與超出設(shè)備焓值范圍時(shí), 也應(yīng)通過冷壁熱流的修正, 實(shí)現(xiàn)總熱壁加熱量的匹配.

圖5 空氣與燃?xì)饨橘|(zhì)下焓溫圖Fig. 5 Enthalpy-temperature diagram of CHO gas and air

試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí), 可遵循如下步驟對(duì)燃?xì)怙L(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)下的等效熱載荷進(jìn)行計(jì)算: (1)由需求焓值范圍確定試驗(yàn)余氧系數(shù), 并根據(jù)指定試驗(yàn)臺(tái)階下的焓值和冷壁熱流, 初步估算空氣介質(zhì)下的模型壁溫和熱壁熱流; (2)基于燃?xì)鉄嵛镄詳?shù)據(jù)庫(kù)、 空氣介質(zhì)下的模型表面溫度及熱壁熱流計(jì)算結(jié)果, 獲得試驗(yàn)選用的等效冷壁熱流臺(tái)階; (3)借助快速工程計(jì)算方法, 初步確定試驗(yàn)?zāi)M狀態(tài); (4)根據(jù)試驗(yàn)?zāi)M參數(shù)通過迭代計(jì)算, 確定最終等效冷壁熱流臺(tái)階, 保證燃?xì)怙L(fēng)洞下的熱壁熱流可與試驗(yàn)需求較好覆蓋.

3.3 多臺(tái)階熱流同步校測(cè)

目前地面熱考核試驗(yàn)中, 主要利用塞式量熱計(jì)進(jìn)行模型表面熱流的瞬態(tài)測(cè)量. 受燃?xì)饬黠L(fēng)洞啟動(dòng)時(shí)序影響, 最短測(cè)試時(shí)間一般不小于10 s, 如何利用有限開車次數(shù), 實(shí)現(xiàn)多工況下的熱流校測(cè)需求, 提高長(zhǎng)時(shí)間中低熱流范圍下的熱流測(cè)試精度是迫切需要解決的問題.

長(zhǎng)時(shí)間測(cè)試時(shí), 由于量熱塊背面及側(cè)面絕熱的假設(shè)已不再成立, 傳熱計(jì)算時(shí)必須考慮銅塞向外散失的熱流. 建立考慮熱流損失的物理模型[13], 在原非穩(wěn)態(tài)熱流方程中加入量熱塊對(duì)周邊傳熱引起的熱損耗部分, 通過對(duì)銅塞背部溫度時(shí)間歷程數(shù)據(jù)進(jìn)行指數(shù)擬合, 獲取考慮熱損失后的表面凈熱流值, 進(jìn)而由表面溫度反推得到模型表面冷壁熱流.

式中,M為量熱塊質(zhì)量,CP和k分別為量熱塊比熱和導(dǎo)熱系數(shù),L和A分別為量熱塊的高度和量熱面積，R為導(dǎo)熱熱阻,Tave和T0分別為量熱塊平均溫度和初始溫度,a，b均為由量熱塊底部溫度測(cè)試數(shù)據(jù)得到的指數(shù)擬合常數(shù).

試驗(yàn)中, 通過單次風(fēng)洞試驗(yàn), 開展多個(gè)臺(tái)階下的試驗(yàn)件表面熱流測(cè)試. 結(jié)合模型表面壓力變化趨勢(shì), 合理選取試驗(yàn)數(shù)據(jù)段進(jìn)行, 利用熱損耗模型對(duì)量熱塊背溫進(jìn)行分析及修正, 獲取較為準(zhǔn)確的熱環(huán)境分布數(shù)據(jù).

4 參數(shù)測(cè)量

測(cè)量參數(shù)包括氣流總壓、 試驗(yàn)流量、 余氧系數(shù)、 試驗(yàn)艙壓力等設(shè)備狀態(tài)參數(shù), 模型表面冷壁熱流、 模型表面壓力等流場(chǎng)校測(cè)參數(shù)及表面溫度、 內(nèi)部溫度、 表面應(yīng)力、 試驗(yàn)前后質(zhì)量和外形變化等試驗(yàn)測(cè)量參數(shù).

4.1 設(shè)備狀態(tài)參數(shù)

燃?xì)饪倝河晌挥谌紵翌^部噴注器附近測(cè)壓孔測(cè)得, 由于燃燒室頭部流速很低, 可將壁面靜壓近似作為總壓值. 氣體流量采用聲速孔板測(cè)量, 液體流量采用流量計(jì)測(cè)量. 余氧系數(shù)通過實(shí)際測(cè)得的氧油流量換算得到. 試驗(yàn)艙壓力由置于艙壁的系列測(cè)壓孔得到.

4.2 流場(chǎng)校測(cè)參數(shù)

設(shè)計(jì)并加工了與真實(shí)模型外形一致的校測(cè)模型, 在模型表面按照分布矩陣布置熱流和壓力傳感器, 用于表面冷壁熱流和壓力的測(cè)量.

在模型表面布置測(cè)壓孔, 通過焊接的測(cè)壓管引出, 并與后端壓力傳感器連接, 實(shí)現(xiàn)模型表面壓力的測(cè)量. 模型表面冷壁熱流采用瞬態(tài)塞式量熱計(jì)測(cè)得. 試驗(yàn)前在熱流臺(tái)階范圍內(nèi)對(duì)塞式量熱計(jì)進(jìn)行抽檢標(biāo)定. 依據(jù)試驗(yàn)數(shù)值仿真分析結(jié)果, 進(jìn)行傳感器類型及量程的合理選型, 并參考模型表面流動(dòng)狀態(tài)對(duì)傳感器進(jìn)行合理布局.

校測(cè)模型表面核心考核區(qū)域以網(wǎng)格形式分布安裝了 133 個(gè)塞式量熱計(jì)和 56 個(gè)壓力傳感器, 通過模型表面冷壁熱流和壓力數(shù)據(jù)的處理, 結(jié)合插值擬合工具可得到艙段表面熱流及壓力的二維空間分布云圖.

4.3 試驗(yàn)測(cè)量參數(shù)

采用近紅外光譜的非接觸紅外熱像儀和雙色測(cè)溫儀透過石英觀察窗對(duì)模型表面溫度進(jìn)行非接觸測(cè)量, 測(cè)量范圍600～3 600 ℃. 為減少燃?xì)猸h(huán)境對(duì)紅外測(cè)溫的影響, 試驗(yàn)時(shí)通過介質(zhì)透過率、 模型表面發(fā)射率修正等措施對(duì)紅外數(shù)據(jù)進(jìn)行修正. 試驗(yàn)前選用標(biāo)準(zhǔn)熱源, 在試驗(yàn)艙內(nèi)不同觀測(cè)距離、 不同觀測(cè)角度下進(jìn)行熱源溫度測(cè)量, 獲得模型不同運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下表面發(fā)射率的修正. 同時(shí)引入燃?xì)馔高^率, 考慮燃?xì)饬魃淞靼l(fā)射光譜對(duì)紅外測(cè)溫的影響[14]. 艙體內(nèi)壁熱結(jié)構(gòu)和隔熱層溫度由粘貼在艙壁內(nèi)部不同位置的K型熱電偶和T型熱電偶有效獲得.

采用基于雙目立體視覺原理的主動(dòng)成像三維變形測(cè)量系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)模型表面應(yīng)變測(cè)量[15]. 為減少高溫燃?xì)饬鞯臒彷椛涓蓴_對(duì)數(shù)字成像系統(tǒng)影響, 設(shè)計(jì)適用于高熱輻射干擾環(huán)境的特殊光學(xué)成像系統(tǒng). 在試驗(yàn)艙內(nèi)外同時(shí)布置高亮度紫外燈, 采用高亮度紫外照明和窄帶通濾波成像相結(jié)合的主動(dòng)成像技術(shù)獲得光強(qiáng)穩(wěn)定, 對(duì)比度明顯的數(shù)字圖像. 試驗(yàn)前通過調(diào)配測(cè)試, 在模型表面局部區(qū)域噴涂黏附力較強(qiáng)的耐高溫散斑, 通過構(gòu)建模型變形前后表面高溫散斑點(diǎn)的三維坐標(biāo), 對(duì)位移場(chǎng)進(jìn)行微分, 得到模型表面的應(yīng)變分布情況.

試驗(yàn)過程中, 在試驗(yàn)艙內(nèi)前后各布置了一臺(tái)高清攝像機(jī)記錄試驗(yàn)過程中艙內(nèi)的流動(dòng)情況及試驗(yàn)件表面情況, 同時(shí)在艙外兩側(cè)同步布設(shè)攝像機(jī), 從不同角度對(duì)試驗(yàn)件的受熱情況進(jìn)行影像記錄. 試驗(yàn)測(cè)量裝置布置示意圖見圖6.

圖6 試驗(yàn)測(cè)量裝置布置示意圖Fig. 6 Schematic diagram of testing equipment arrangement

5 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖7給出了1 000 s試驗(yàn)過程中風(fēng)洞燃燒室壓力、 氧氣流量、 煤油流量、 余氧系數(shù)等狀態(tài)參數(shù)的變化曲線. 可看出在1 000 s試驗(yàn)過程中, 200 MW 高溫燃?xì)饬黠L(fēng)洞的室壓、 氧氣/煤油流量、 余氧系數(shù)表現(xiàn)出良好的穩(wěn)定性, 長(zhǎng)程試驗(yàn)過程中偏差均不超過1%.

圖7 風(fēng)洞運(yùn)行參數(shù)曲線Fig. 7 Operating parameters of wind tunnel

圖8為某運(yùn)動(dòng)臺(tái)階下模型表面氣流覆蓋區(qū)域熱流分布云圖, 云圖中單個(gè)方格尺寸為200 mm×200 mm. 由云圖可知試驗(yàn)展向有效覆蓋寬度大于1 200 mm, 燃?xì)怙L(fēng)洞由于其大功率優(yōu)勢(shì), 噴管出口氣流膨脹對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的衰減影響較小, 模型大面積區(qū)域表現(xiàn)出較好的均勻度. 圖9進(jìn)一步繪制出艙段表面軸向熱流變化曲線, 從艙體前端沿軸向1 m距離內(nèi), 熱流衰減不超過20%.

圖8 模型表面熱流分布云圖Fig. 8 Heat flux distribution of cabin model

圖9 沿艙段熱流變化趨勢(shì)Fig. 9 Trend of heat flux in flow direction

圖10為試驗(yàn)歷程中模型的實(shí)際運(yùn)動(dòng)角度及典型位置艙體熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁和隔熱層內(nèi)壁測(cè)點(diǎn)溫度隨試驗(yàn)歷程變化曲線. 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁測(cè)點(diǎn)直接粘貼在結(jié)構(gòu)本體框架上, 測(cè)點(diǎn)溫升速率大小與表面熱流變化密切相關(guān). 風(fēng)洞啟動(dòng)后, 隨著模型與來流相對(duì)夾角的升高, 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁溫升速率逐漸上升, 試驗(yàn)結(jié)束時(shí)最高溫度超過1 300 ℃, 風(fēng)洞停車后表面熱載結(jié)束, 熱結(jié)構(gòu)內(nèi)壁溫度迅速降低. 隔熱層內(nèi)壁測(cè)點(diǎn)溫度在整個(gè)試驗(yàn)過程中均呈現(xiàn)緩慢上升趨勢(shì), 試驗(yàn)結(jié)束后由于傳熱繼續(xù), 溫度仍繼續(xù)升高. 值得注意的是, 隔熱層內(nèi)壁測(cè)點(diǎn)在700, 960 s左右發(fā)生異常躍變, 躍變點(diǎn)分別與16°攻角、 25°攻角調(diào)整時(shí)刻對(duì)應(yīng), 可能由于少量熱氣體伴隨模型動(dòng)作進(jìn)入艙體內(nèi)部, 引起了溫度跳變.

圖10 模型實(shí)際運(yùn)動(dòng)角度及測(cè)點(diǎn)測(cè)試溫度曲線Fig. 10 Trends of model movement and temperature

試驗(yàn)中高溫應(yīng)變采集圖像及對(duì)應(yīng)時(shí)刻的主應(yīng)變分布云圖如圖11所示. 試驗(yàn)歷程前段可獲得較清晰的高溫變形圖像, 但試驗(yàn)后段由于模型表面凸起物亮度增強(qiáng), 影像質(zhì)量變差. 根據(jù)應(yīng)變分析結(jié)果, 某時(shí)刻測(cè)量區(qū)域前端第一主應(yīng)變?chǔ)?最大值為0.074 51, 體現(xiàn)為拉伸趨勢(shì), 模型前后方向應(yīng)變最大值為0.002 18, 體現(xiàn)為壓縮趨勢(shì); 模型左右方向應(yīng)變最大值為0.027 81, 體現(xiàn)為拉伸趨勢(shì).

圖11 主應(yīng)變分布圖Fig. 11 Principal strain distribution

6 結(jié)論

本文針對(duì)200 MW高溫燃?xì)怙L(fēng)洞全尺寸艙段熱結(jié)構(gòu)/熱匹配試驗(yàn)開展了試驗(yàn)技術(shù)研究. 建立了燃?xì)怙L(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M設(shè)計(jì)方法, 解決了燃?xì)怙L(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)調(diào)節(jié)、 燃?xì)饨橘|(zhì)下等效熱壁熱流設(shè)計(jì)、 長(zhǎng)時(shí)間變工況表面熱流校測(cè)等技術(shù)問題, 在燃?xì)怙L(fēng)洞上首次完成1∶1全尺寸艙段模型熱結(jié)構(gòu)/熱匹配考核試驗(yàn), 為飛行器防熱方案、 熱結(jié)構(gòu)分析和設(shè)計(jì)提供了有力數(shù)據(jù)支撐, 顯著提升了現(xiàn)有地面熱防護(hù)試驗(yàn)?zāi)芰?