前緣一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)防熱效果的實(shí)驗(yàn)研究

朱曉軍， 劉 祥， 李 鋒， 歐東斌 ， 陳連忠

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院， 北京 100074)

引 言

疏導(dǎo)式熱防護(hù)實(shí)驗(yàn)屬于熱防護(hù)實(shí)驗(yàn)的一個(gè)部分， 在實(shí)驗(yàn)條件的建立、 實(shí)驗(yàn)技術(shù)和方法、 模型制作和簡(jiǎn)化、 參數(shù)測(cè)量等方面有很多共通之處。但疏導(dǎo)式熱防護(hù)作為一種非燒蝕熱防護(hù)， 有其特殊的應(yīng)用條件， 如加熱時(shí)間長(zhǎng)、 熱流分布梯度大、 覆蓋空域廣等， 這就使疏導(dǎo)式熱防護(hù)實(shí)驗(yàn)有某些不同于常用燒蝕實(shí)驗(yàn)的特殊之處。這對(duì)依據(jù)傳統(tǒng)燒蝕實(shí)驗(yàn)建立起來(lái)的設(shè)備和模擬方法提出了新的要求， 包括要求地面實(shí)驗(yàn)設(shè)備必須具備長(zhǎng)時(shí)間、 大功率、 變參數(shù)加熱能力。而目前電弧風(fēng)洞是模擬飛行器高超聲速飛行氣動(dòng)加熱環(huán)境的最主要的設(shè)備[1-2]。

早在20世紀(jì)70年代初期[3-4]， 國(guó)外就已經(jīng)開始探索熱管應(yīng)用于高超聲飛行器前緣以及端頭的可行性。NASA蘭利研究中心最先開展試驗(yàn)驗(yàn)證了在高超聲速飛行器駐點(diǎn)位置和翼前緣內(nèi)嵌熱管防熱是可行的[5-6]。1972年， 美國(guó)的麥道航空公司就燒蝕熱防護(hù)、 C/C材料和鈮合金涂層被動(dòng)式熱防護(hù) 以及超耐熱材料/液態(tài)金屬熱管冷卻這4種航天飛機(jī)前緣熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的性能進(jìn)行了對(duì)比研究[7]。結(jié)果表明， 內(nèi)嵌熱管防熱結(jié)構(gòu)冷卻效果良好并且可以重復(fù)使用， 缺點(diǎn)是質(zhì)量比其余結(jié)構(gòu)大。隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展， 熱管疏導(dǎo)式防熱結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)越來(lái)越突出， 關(guān)于熱管的相關(guān)研究[8-20]仍在不斷深入進(jìn)行， 從整理宏觀考慮逐漸發(fā)展到微觀分析。2009年， Steeves等[21-22]用理論近似分析法對(duì)前緣熱管的工作特性進(jìn)行了預(yù)測(cè)， 表明以金屬鋰為工質(zhì)， 鈮合金(Cb-752)為殼體材料的熱管能夠?qū)Π霃? mm的尖化前緣在Mach數(shù)6～8下進(jìn)行有效防熱， 還分析了表面涂層對(duì)前緣熱管結(jié)構(gòu)熱防護(hù)性能的影響。2013年， 弗吉尼亞大學(xué)的Kasen[23]進(jìn)行了尖前緣一體化熱管結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)， 針對(duì)不同飛行狀態(tài)熱環(huán)境提出了鎳基合金-鈉工質(zhì)、 鈮合金-鋰工質(zhì)、 鉬合金-鋰工質(zhì)3種熱管殼體材料和工質(zhì)組合， 采用流固耦合模型對(duì)楔形熱管的傳熱傳質(zhì)性能進(jìn)行了計(jì)算， 并分析了相應(yīng)的防熱極限， 最后對(duì)以鎳質(zhì)泡沫為多孔吸液芯、 充裝鈉工質(zhì)的楔形熱管工作性能進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。Thermacore公司一定程度上發(fā)展了耐高溫合金/高溫?zé)峁芤惑w化技術(shù)在前緣上的應(yīng)用， 制作了相應(yīng)的前緣耐高溫合金/高溫?zé)峁芙M件， 并于2014年在NASA Ames中心的電弧風(fēng)洞內(nèi)完成了Mach數(shù)5～20狀態(tài)下的試驗(yàn)考核。中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院[24-29]對(duì)疏導(dǎo)式熱防護(hù)技術(shù)的機(jī)理及應(yīng)用進(jìn)行了詳細(xì)的梳理分析。國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)[30]、 清華大學(xué)[31-35]、 西北工業(yè)大學(xué)[36]等采用數(shù)值分析方法對(duì)高溫?zé)峁艿姆罒釞C(jī)理及性能進(jìn)行了分析， 均認(rèn)為高溫?zé)峁芫哂辛己玫姆罒嵝Ч?/p>

目前尚未有關(guān)于復(fù)雜構(gòu)型前緣一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)在高狀態(tài)下防熱效果實(shí)驗(yàn)研究的公開文獻(xiàn)。本文作者在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的電弧風(fēng)洞中采用高超聲速駐點(diǎn)自由射流技術(shù)模擬XK-2乘波體飛行器前緣疏導(dǎo)構(gòu)件的氣動(dòng)加熱環(huán)境， 開展了前緣一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)防熱效果研究。設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)方案、 搭建實(shí)驗(yàn)平臺(tái)對(duì)乘波體異形前緣結(jié)構(gòu)H=40 km，Ma=7巡航狀態(tài)展開驗(yàn)證， 考核高狀態(tài)長(zhǎng)時(shí)間下一體化高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)的有效性和防熱效果。

1 氣動(dòng)加熱過(guò)程設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)思路為先采用低狀態(tài)對(duì)疏導(dǎo)模型加熱， 完成熱管完全啟動(dòng)后， 加載高狀態(tài)， 獲得疏導(dǎo)頭部結(jié)構(gòu)在H=40 km，Ma=7巡航飛行氣動(dòng)加熱條件下的熱響應(yīng)。

氣動(dòng)加熱過(guò)程可以用兩個(gè)階段表示:

0～350 sH=28 km，Ma=5 完成熱管啟動(dòng)

350～800 sH=40 km，Ma=7 巡航狀態(tài)考核

圖1是第1階段熱環(huán)境計(jì)算得到的模型表面熱環(huán)境分布圖。軌道第1階段模型駐點(diǎn)熱流大約為1 050 kW/m2， 而模型上下表面大部分區(qū)域的熱流密度大約為50 kW/m2， 前后熱流密度分布梯度很大， 非常滿足疏導(dǎo)式熱防護(hù)應(yīng)用的條件。于是可以在此過(guò)程將模型視為非疏導(dǎo)模型進(jìn)行熱響應(yīng)計(jì)算， 通過(guò)計(jì)算得到的模型表面溫度分布來(lái)分析此狀態(tài)是否滿足高溫?zé)峁軉?dòng)條件。再計(jì)算出熱管啟動(dòng)后平衡狀態(tài)下的模型表面溫度分布， 分析此狀態(tài)是否滿足高溫?zé)峁芡耆珕?dòng)條件。

(a) Surface heat flux distribution

(b) Upper surface

(c) Lower surface圖1 表面熱流密度分布Fig. 1 Surface heat flux distribution

圖2為狀態(tài)1加熱至平衡狀態(tài)時(shí)模型表面溫度分布及駐點(diǎn)溫度響應(yīng)預(yù)測(cè)結(jié)果。高溫?zé)峁軉?dòng)溫度在773 K左右， 第1階段最后時(shí)刻駐點(diǎn)最高溫度為1 141 K， 大于高溫?zé)峁艿膯?dòng)溫度， 小于高溫合金的使用極限， 可以保證在不燒毀模型的前提下， 完成高溫?zé)峁艿膯?dòng)。疏導(dǎo)后駐點(diǎn)最高溫度為912 K， 最低溫度為796 K， 均大于高溫?zé)峁茏畹蛦?dòng)溫度， 熱管完全啟動(dòng)， 為第2階段模型考核做準(zhǔn)備。

(a) Surface temperature distribution of non-high-temperature heat pipe structure

(b) Temperature response of stagnation point of non-high-temperature heat pipe structure

(c) Surface temperature distribution of integrated high-temperature heat pipe structure

(d) Temperature response of stagnation point of integrated high-temperature heat pipe structure圖2 狀態(tài)1模型表面溫度分布及駐點(diǎn)溫度響應(yīng)預(yù)測(cè)Fig. 2 Surface temperature distribution and temperature response prediction under condition 1

再計(jì)算分析第2階段模型表面熱環(huán)境分布。由圖3可知， 軌道第2階段模型駐點(diǎn)冷壁熱流約1 365 kW/m2。此過(guò)程高溫?zé)峁芤呀?jīng)完全啟動(dòng)， 導(dǎo)熱系數(shù)非常高， 但是加強(qiáng)肋的存在會(huì)對(duì)高溫?zé)峁軐?shí)際導(dǎo)熱系數(shù)產(chǎn)生一定的影響， 綜合考慮本節(jié)傳熱計(jì)算, 高溫?zé)峁艿膶?dǎo)熱系數(shù)取為2 000 W/(m·K)。

(a) Surface heat flux distribution

(b) Upper surface

(c) Lower surface圖3 表面熱流密度分布Fig. 3 Surface heat flux distribution

圖4為狀態(tài)2加熱至平衡狀態(tài)時(shí)模型表面溫度分布及駐點(diǎn)溫度響應(yīng)預(yù)測(cè)結(jié)果。飛行Ma=7時(shí)， 疏導(dǎo)模型相比非疏導(dǎo)模型， 最高溫度從1 490 K 到1 139 K 下降了351 K， 降溫系數(shù)為23.56%； 最低溫度從783.42 K到945.8 K， 增加了162.38 K， 升溫系數(shù)為20.7%； 結(jié)構(gòu)整體最大溫差減小了513.38 K， 熱量疏導(dǎo)效果十分明顯。正常情況下高溫合金材料承受不了1 490 K的高溫， 但是經(jīng)過(guò)熱疏導(dǎo)之后的最高溫度只有1 139 K， 在高溫合金的使用范圍之內(nèi)。

(a) Surface temperature distribution of integrated high-temperature heat pipe structure

(b) Temperature response of stagnation point of integrated high-temperature heat pipe structure

(c) Surface temperature distribution of non-high-temperature heat pipe structure

(d) Temperature response of stagnation point of non-high-temperature heat pipe structure圖4 狀態(tài)2模型表面溫度分布及駐點(diǎn)溫度響應(yīng)預(yù)測(cè)Fig. 4 Surface temperature distribution and temperature response prediction under condition 2

2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及方法

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶1的乘波體高超聲速飛行器前緣疏導(dǎo)組合件， 圖5(a)， (b)和(c)為飛行器前緣一體化高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)的示意圖， 前緣疏導(dǎo)結(jié)構(gòu)外腔體由上蓋板、 下蓋板、 尾蓋板以及加強(qiáng)肋組成， 材料為鎳基高溫合金。采用激光焊接工藝， 增加焊接強(qiáng)度， 減小焊接變形影響。熱管工質(zhì)選用的是堿金屬Na， 工質(zhì)蒸氣在內(nèi)部空腔通道里流動(dòng)， 在上下蓋板和工質(zhì)蒸氣的表面布滿毛細(xì)芯， 便于蒸氣冷凝后回流。直立的加強(qiáng)肋可以起到一部分的承力作用， 采用這種結(jié)構(gòu)可以保證前緣內(nèi)嵌高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)穩(wěn)定發(fā)揮作用。模型安裝示意圖如圖5(d)所示， 模型安裝在鈍楔支架上， 位于噴管出口中心處， 正對(duì)來(lái)流。

(a) Side view

(b) Rear view

(c) Capillary structure of heat pipe wick

(d) Installation diagram圖5 模型及安裝照片F(xiàn)ig. 5 Model installation photos

實(shí)驗(yàn)在CAAA FD15電弧風(fēng)洞中進(jìn)行， FD15電弧風(fēng)洞本體主要由電弧加熱器、 混合穩(wěn)壓室、 加速噴管、 實(shí)驗(yàn)艙體、 擴(kuò)壓減速器、 冷卻裝置、 擋板閥及排氣管道等部分組成， 如圖6所示。

圖6 超聲速電弧風(fēng)洞Fig. 6 Supersonic arc wind tunnel

(1)電弧加熱器: 利用前后電極之間放電形成的電弧把通入的空氣加熱至高壓高溫狀態(tài)的設(shè)備， 電弧的最大功率可達(dá)30 MW， 最高弧室壓力為10 MPa。

(2)混合穩(wěn)壓室: 將由電弧加熱器前電極流出的高溫高壓氣體經(jīng)過(guò)發(fā)散、 減速等過(guò)程而穩(wěn)定其輸出壓力的裝置， 同時(shí)混合穩(wěn)壓室的入口處可徑向噴入冷空氣， 在必要時(shí)用以調(diào)變氣流參數(shù)?；旌鲜议L(zhǎng)度為422 mm， 直徑為150 mm， 進(jìn)口帶有錐形過(guò)渡段， 出口為平直段， 使之與電弧加熱器的前電極出口和下游的噴管亞聲速入口相匹配。

(3)加速噴管: 使電弧加熱器加熱的高溫氣體加速形成高溫高速流場(chǎng)的關(guān)鍵設(shè)備， 以此模擬飛行過(guò)程氣動(dòng)加熱環(huán)境。風(fēng)洞配有兩類噴管， 即錐形噴管和矩形噴管。錐形噴管的半錐角為8°， 出口直徑分別為600， 800 mm， 喉道直徑分別為30， 40， 50 mm。矩形噴管的半錐角為8°和1°30′， 出口尺寸為 280 mm × 116.5 mm， 喉道尺寸為76.2 mm × 64 mm。

(4)實(shí)驗(yàn)艙體: 盒式形狀， 橫截面為正方形， 內(nèi)壁尺寸高 × 寬 × 長(zhǎng)為3 m × 3 m × 5 m， 除下底板外， 其余板面均開有不同尺寸的法蘭接口或門窗接口， 以便于對(duì)流場(chǎng)的觀測(cè)和水氣管道及電纜的進(jìn)出。

(5)擴(kuò)壓減速器: 包括超聲速擴(kuò)壓段、 等截面段和亞聲速擴(kuò)壓段， 等截面段即為第2喉道。超聲速擴(kuò)壓段為錐體， 進(jìn)口直徑為1.6 m， 按8°半錐角收縮到直徑1.08 m； 等截面直徑為1.08 m， 長(zhǎng)徑比為10。亞聲速擴(kuò)壓段也為錐體， 以半錐角5°從直徑1.08 m 擴(kuò)張至直徑2.0 m。擴(kuò)壓減速段總長(zhǎng)度為 17.9 m。

(6)冷卻裝置: 由3段組成， 每段的外形尺寸都是長(zhǎng)2.28 m， 寬和高2.7 m， 3段之間采用法蘭連接， 總長(zhǎng)度為7.4 m。冷卻裝置的內(nèi)部采用U 型水冷銅管或不銹鋼管作為基本的換熱單元， 3段的換熱面積依次為85， 144和432 m2， 總換熱面積為661 m2。

(7)擋板閥和排氣管道: 擋板閥采用內(nèi)孔直徑為1 m 的定型產(chǎn)品， 排氣管道內(nèi)徑也選為1 m。

此外， 風(fēng)洞輔助系統(tǒng)是保證風(fēng)洞正常而有效工作必不可少的部分， 主要包括整流裝置、 測(cè)控系統(tǒng)、 真空系統(tǒng)、 水氣系統(tǒng)等。

3 流場(chǎng)標(biāo)定及參數(shù)測(cè)量

模型表面壁厚僅2 mm， 太薄不能使用原外形來(lái)設(shè)計(jì)探頭， 本文采用同時(shí)裝有壓力、 瞬態(tài)塞式量熱計(jì)和同軸熱電偶的簡(jiǎn)化尖劈結(jié)構(gòu)來(lái)標(biāo)定風(fēng)洞內(nèi)高溫流場(chǎng)信息， 具體結(jié)構(gòu)示意圖見圖7。

圖7 探頭、 支架組合示意圖Fig. 7 Schematic diagram of probe and support

氣動(dòng)熱地面試驗(yàn)中需要測(cè)量的狀態(tài)參數(shù)一般包括氣流總焓H0、 氣流總壓P0、 模型表面冷壁熱流密度qcw、 模型表面壓力p[37], 正式模型試驗(yàn)時(shí)還需要監(jiān)測(cè)模型表面溫度Tw和尾蓋板溫度Tb, 試驗(yàn)前后外形變化等。

3.1 氣流總焓

本次實(shí)驗(yàn)中氣流總焓采用平衡聲速流法測(cè)量噴管喉道前的平均容積焓， 這種方法假定噴管喉道前的氣流處于平衡、 等熵、 定常狀態(tài)， 根據(jù)連續(xù)方程、 能量方程和高溫氣體熱力學(xué)性能， 依據(jù)相關(guān)熱力學(xué)公式進(jìn)行計(jì)算[38]。

3.2 氣流總壓

氣流總壓利用布置在混合穩(wěn)壓室下游壁面直徑為Φ2.0 mm的測(cè)壓孔測(cè)量， 由于混合穩(wěn)壓室直徑較大， 流速很低， 壁面測(cè)得的靜壓可以近似作為總壓。模型表面壓力通過(guò)在測(cè)試模型上開直徑為Φ2.0 mm 的測(cè)壓孔， 后面焊接細(xì)銅管并連接壓力傳感器即可測(cè)得。

3.3 表面熱流

模型表面冷壁熱流采用瞬態(tài)塞式量熱計(jì)和同軸熱電偶測(cè)得。塞式量熱計(jì)是由高熱導(dǎo)率的無(wú)氧銅圓柱量熱塞塊和 K型熱電偶組成， 在保證量熱塊與測(cè)熱模型絕緣、 隔熱的情況下， 忽略熱電偶傳熱和量熱塊背面對(duì)流換熱等微量熱損失， 根據(jù)一維非穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)公式進(jìn)行計(jì)算。同軸熱電偶熱流傳感器組成部分分為芯狀內(nèi)電極和管狀外電極， 內(nèi)外金屬電極需要選用不同材料的熱電極， 把其中一種電極材料加工成在中心軸線上有通孔的管狀殼體， 另一種電極材料加工成芯狀實(shí)體， 通常內(nèi)芯直徑要比外殼通孔直徑小一些。外殼通孔嵌入內(nèi)芯， 中間的縫隙用絕緣材料， 組成像鉛筆一樣的套-芯柱狀結(jié)構(gòu)。在測(cè)試面一端將內(nèi)外金屬電極通過(guò)研磨連接或者端面上鍍膜形成熱結(jié)點(diǎn)。同軸熱電偶熱流傳感器在脈沖風(fēng)洞上有比較廣泛的應(yīng)用， 其特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 抗沖刷和耐高溫， 適合于溫度高、 沖刷比較嚴(yán)重的流場(chǎng)下的瞬態(tài)熱流密度測(cè)量。由于其尺寸可以做得很小， 基本不破壞型面， 可以用來(lái)細(xì)致地測(cè)量局部區(qū)域熱流。圖8為狀態(tài)1和狀態(tài)2下熱流密度測(cè)量結(jié)果對(duì)比曲線， 可以得到同軸熱電偶的測(cè)量結(jié)果比塞式量熱計(jì)低約4%， 偏差不大。

(a) State 1

(b) State 2圖8 熱流密度測(cè)量結(jié)果對(duì)比曲線Fig. 8 Comparison of heat flux results

表1， 2給出了電弧風(fēng)洞的2個(gè)調(diào)試狀態(tài)。軌道組合為350 s(狀態(tài)1)+450 s(狀態(tài)2)=800 s。

表1 狀態(tài)1Table 1 State 1

表2 狀態(tài)2Table 2 State 2

3.4 表面溫度

模型表面溫度采用非接觸式紅外測(cè)溫儀透過(guò)石英玻璃觀察窗測(cè)量， 所采用的雙色紅外輻射高溫計(jì)， 測(cè)量范圍為300～1 000 ℃， 精度為讀數(shù)的0.5%±1 ℃， 響應(yīng)時(shí)間為10 ms。表面溫度分布可使用紅外熱像儀測(cè)量， 其量程為-40～1 200 ℃。對(duì)拍攝得到的紅外圖像處理后， 可以得到表面溫度分布情況及其隨時(shí)間改變的過(guò)程。背面溫度通過(guò)在模型背面金屬底板上焊接兩對(duì) K型熱電偶進(jìn)行測(cè)量， 其測(cè)量范圍為0～1 300 ℃， 基本誤差限為讀數(shù)的±0.75%。

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

圖9是前緣和尾蓋板兩個(gè)測(cè)溫點(diǎn)的溫度隨時(shí)間變化曲線， 圖10是尾蓋板溫升速率曲線。

圖9 測(cè)溫點(diǎn)溫度變化曲線Fig. 9 Temperature curves at measuring points

圖10 尾端溫升速率Fig. 10 Tail temperature rise rate

從圖中可以看出，t=105 s時(shí)尾蓋板溫度急劇上升， 靠近前緣測(cè)點(diǎn)T1溫度上升變得緩慢， 說(shuō)明熱管已經(jīng)開始啟動(dòng)。在t=350 s時(shí)第1階段加熱結(jié)束時(shí)溫度趨于平衡， 平衡后尾蓋板溫度約570 ℃， 靠近前緣測(cè)點(diǎn)溫度約590 ℃， 可以推算駐點(diǎn)溫度約620 ℃， 比數(shù)值預(yù)測(cè)得到的駐點(diǎn)溫度低19 ℃。

t=610 s時(shí)第2階段加熱結(jié)束， 尾蓋板溫度約760 ℃， 靠近前緣測(cè)點(diǎn)T1溫度約790 ℃， 可以推算駐點(diǎn)溫度約820 ℃， 比數(shù)值預(yù)測(cè)得到的駐點(diǎn)溫度低40 ℃。原因可能是塞式量熱計(jì)測(cè)得的熱流密度曲線有波動(dòng)， 取值偏大， 導(dǎo)致實(shí)際熱流值略低于設(shè)計(jì)值或者是因?yàn)榭涨粺峁軉?dòng)后實(shí)際導(dǎo)熱率大于2 000 W/(m·K)， 疏導(dǎo)效果要比數(shù)值計(jì)算的情況更好， 導(dǎo)致駐點(diǎn)溫度值比預(yù)測(cè)的低。為了繼續(xù)考核疏導(dǎo)模型在高狀態(tài)下的有效性， 在t=610 s時(shí)增加50 g 主氣流量， 使氣流焓值及駐點(diǎn)熱流略微增加， 在t=800 s時(shí)尾蓋板溫度為850 ℃， 靠近前緣溫度約為870 ℃， 可以推測(cè)駐點(diǎn)溫度約900 ℃， 比數(shù)值預(yù)測(cè)的溫度高40 ℃， 在此狀態(tài)下模型仍能安全穩(wěn)定運(yùn)行。

從實(shí)驗(yàn)過(guò)程模型照片(見圖11)和紅外熱像儀測(cè)得的表面溫度分布結(jié)果(見圖12)都可以看出， 實(shí)驗(yàn)剛開始時(shí)模型前緣和尾端溫差較大， 隨著氣動(dòng)加熱不斷的進(jìn)行, 高溫?zé)峁荛_始啟動(dòng)， 類似一個(gè)超高導(dǎo)熱率的材料將前緣高熱流區(qū)的熱量疏導(dǎo)至尾端， 前緣和尾端的溫差很快減少， 基本形成一個(gè)等溫體。熱管完全啟動(dòng)后施加更高的熱流， 前后溫度會(huì)同時(shí)上升， 很快又會(huì)形成一個(gè)等溫體， 由此可見， 放置多年后的高溫?zé)峁苋匀豢梢皂樌麊?dòng)， 滿足多次使用條件并且具有很好的疏導(dǎo)效果。

(a) Initial heating stage

(b) First stage balance

(c) Second stage balance圖11 實(shí)驗(yàn)過(guò)程照片F(xiàn)ig. 11 Photos of experimental process

(a) t=90 s

(b) t=350 s

(c) t=610 s

(d) t=800 s圖12 紅外熱像儀測(cè)得實(shí)驗(yàn)過(guò)程模型表面溫度Fig. 12 Surface temperature of the experimental model measured by infrared thermal imager

從實(shí)驗(yàn)結(jié)束后的模型照片(見圖13)可以看出， 乘波體外形保持良好， 基本實(shí)現(xiàn)非燒蝕。溫度升高后表面被氧化成一層非常薄的黑色氧化膜， 提高了表面輻射散熱發(fā)射率。

(a) Vertical view

(b) Side view

(c) Rear view圖13 實(shí)驗(yàn)結(jié)束后照片F(xiàn)ig. 13 Photos after the experiment

實(shí)驗(yàn)測(cè)得高狀態(tài)下一體化高溫?zé)峁艿牡葴匦院芎茫?比數(shù)值預(yù)測(cè)得到的溫差更小， 說(shuō)明一體化高溫?zé)峁茉谕耆珕?dòng)的情況下， 熱傳導(dǎo)系數(shù)要大于2 000 W/(m·K)， 根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果， 狀態(tài)1下高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)降溫系數(shù)η=(1 156-893)/1 156=22.76%, 狀態(tài)2下高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)的降溫系數(shù)η=(1 449-1 093)/1 449=24.5%。

5 結(jié)論

通過(guò)上述研究可以得到以下兩個(gè)結(jié)論:

(1)設(shè)計(jì)的氣動(dòng)加熱軌道， 狀態(tài)1下高溫?zé)峁苣軌蛟诓槐黄茐牡那闆r下完全啟動(dòng)， 狀態(tài)2下高溫?zé)峁芷胶鉁囟冉咏邷睾辖鸬钠胶鉁囟龋?滿足高狀態(tài)考核條件。

(2)利用電弧風(fēng)洞模擬氣動(dòng)加熱環(huán)境， 對(duì)一體化高溫?zé)峁芊罒峤Y(jié)構(gòu)在H=40 km，Ma=7巡航狀態(tài)下的防熱效果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究， 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明， 本文提出的一體化高溫?zé)峁芙Y(jié)構(gòu)可重復(fù)使用， 在高狀態(tài)下有效， 降溫系數(shù)約為24.5%， 驗(yàn)證了前緣疏導(dǎo)式防熱結(jié)構(gòu)的防熱效果。由此可見， 本文采用的實(shí)驗(yàn)方法滿足疏導(dǎo)式熱防護(hù)考核要求， 可為疏導(dǎo)式熱防護(hù)未來(lái)的工程化應(yīng)用提供一定指導(dǎo)。