尖化前缘热环境实验技术研究

论文摘要

随着新型高超声速飞行器的发展,能够保持长时间、长航程飞行的高升阻比气动外形成为这类飞行器的技术关键。由于钝化前缘已无法适应新型飞行器的气动性能要求,出现了低阻力的尖化前缘外形飞行器,其在气动性能上存在较大优势,但会带来热流密度大、防热困难等问题。另外,新型高超声速飞行器要保持外形,维持高升阻比,必需采用非烧蚀的热防护技术,对热环境预测精度提出更高的要求。开展尖化前缘热环境实验技术研究,为尖化前缘的热环境理论预测和热防护提供可靠的实验数据,对于新型高超声速飞行器的研制具有重要意义。本文通过对激波风洞中瞬态热流测量技术的研究,针对尖化前缘尺度小、热流大的特点,采用传感器-模型一体化技术,研制了适用于无后掠尖化前缘驻点热流测量的整体式薄膜电阻温度计。对经典的Fay-Riddell驻点热流公式进行研究,实验验证了Fay-Riddell公式在球头半径较大时的工程实用性。研究了低雷诺数、稀薄气体效应对驻点区流动的影响,应用了多个适用于尖头体、尖化前缘的驻点热流工程计算关系式,获得了此类外形驻点区域气动加热的预测方法。在FD-20激波风洞中对尖化前缘外形进行了热环境实验研究。实验模型采用R=1、1.5、3和5mm柱-楔外形的传感器与钢质基座组合模型。通过实验,获得Ma=5、6条件下无后掠尖化前缘驻点热流,数据的重复性误差控制在15%以内。研究表明,在R=3、5mm时,驻点热流测量结果与连续理论预测结果相差较小,经典的边界层理论仍能适用。而随着雷诺数减小,R=1、1.5mm时,由于激波厚度增大,薄边界层将朝着强激波方向发展,驻点区域出现多种流动的干扰,低雷诺数效应出现,热传导开始增大。将实验数据与理论预测结果进行比较,R=1、1.5mm前缘驻点热流测量结果比连续理论预测结果增大10%～20%,与修正边界层理论预测趋势一致。本文还对今后研究提出具体要求。

论文目录

• 摘要
• ABSTRACT
• 符号表
• 第一章 绪论
• 1.1 课题研究背景
• 1.2 国内外研究现状
• 1.3 课题研究意义及方法
• 1.4 论文主要研究内容
• 第二章 尖化前缘热环境测量技术研究
• 2.1 传感器-模型一体化技术研究
• 2.2 尖化前缘驻点热流测量方案
• 2.3 小结
• 第三章 尖化前缘外形整体式传感器研究
• 3.1 传感器的镀膜工艺研究
• 3.2 传感器电阻温度系数及耐冲刷性研究
• 3.3 传感器引线优化研究
• 3.4 小结
• 第四章 尖化前缘驻点热流理论预测研究
• 4.1 Fay-Riddell 公式适用范围及实验验证研究
• 4.2 尖头体、无后掠尖化前缘驻点热流的理论预测研究
• 4.3 小结
• 第五章 风洞实验研究及结果分析
• 5.1 FD-20 风洞及实验模型
• 5.2 风洞流场参数测量及控制研究
• 5.3 测试及数据处理方法研究
• 5.4 实验结果分析
• 5.5 小结
• 结束语
• 致谢
• 参考文献
• 作者在学期间取得的学术成果