文章简述典型火星进入器所面临的气动热环境,阐明在火星大气CO2介质下进行试验的重大需求以及建立火星热环境模拟及热防护试验方法的必要性;并对国内外进行的相关火星进入器热防护工程性和研究性试验进行综述,指出研究空气和CO2介质下的电弧加热器运行特性将对火星热防护试验提供必要的支撑,CO2介质下防热材料催化特性研究和先进测试技术(如TALIF、OES、HSC等)是未来发展的方向。

为了研究复杂构型前缘一体化高温热管结构在高热流密度状态下的防热效果,设计了飞行器气动加热轨道,实现了高温热管低状态完全启动、高状态极限考核。然后采用超声速电弧风洞驻点自由射流结合轨道模拟技术,模拟乘波体飞行器的前缘疏导构件的气动加热环境,开展了前缘一体化高温热管结构防热效果研究。实验结果表明,一体化高温热管结构能够多次使用,低状态下高温热管的启动时间约为115 s,在高状态下结构依然有效,降温系数达到24.5%,验证了前缘疏导式防热结构的防热效果,可为未来新型高超声速飞行器非烧蚀热防护系统的设计提供指导。

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡NavierStokes方程,开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟,与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证,研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题,分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:(1)风洞试验段来流离解度高,热化学非平衡效应及其冻结现象严重;(2)热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间,分布合理,验证了计算方法和程序的正确性;(3)试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响,模型与喷管出口的距离越大,模型表面压力和热流越低;(4)当驻室总压较低时,通过双尺度模拟...

为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场...