姜宗林重点基金项目

姜宗林重点基金项目第1页/共44页报告内容立项的意义国内外研究现状与分析研究内容、目标与拟解决的关键问题项目的创新点与方案可行性分析与重大研究计划的关系项目的科研基础与条件第2页/共44页一、立项的意义基金重大研究计划重点项目答辩报告第3页/共44页近空间飞行器－国家重大战略需求飞行速度：0～10km/s;飞行高度：20

km～100km新世纪航空航天工业发展和国家空天安全的基石气动热防护是其研制的主要关键技术之一第4页/共44页近空间飞行器的气动热问题航天飞机采用被动热防护技术，有24000块防护瓦。2003年哥伦比亚号再入大气层时（M16）气动热突破热防护结构，导致机毁人亡。突显了热防护研究的重要性。Flightvelocity6km/s3km/s理想气体：Mach5,7,10,15,对应1500,2700,5250,12750K!

高超声速流动气动热强度评估

“哥伦比亚”全体成员遇难受损防热系统无法抵御气动加热高超声速流动的基本物理现象第5页/共44页高超声速关键技术

NASA高超声速技术发展评估报告2003推进技术:低速、中速、高超声速热环境预测、防护与管理飞行器整体结构与低温容器飞行器设计、优化与模拟决定成败的关键技术，需要凝聚性的研究，通过发展与演示提高成熟度第6页/共44页

阻力与速度二次方成正比，气动热严酷＆升/阻比极限近空间飞行器发展的主要困难烧蚀型热防护系统太重庞大的系统要求附加推力、带来附加阻力、增加气动加热。高超声速飞行气动阻力急剧增加，发动机推力裕度小

近空间飞行器对热防护技术要求高

可减阻、能防热、长时间飞行无烧蚀、附加重量小气动热是气动阻力的一种体现形式

－气动热来自气动阻力，减阻能够降低热环境。第7页/共44页近空间飞行器热防护技术出路何在?高温区1000K以上，需要采用主动热防护技术持续高超声速飞行，气动热超过了热防护材料的耐热极限！温度1000K以下，可以应用被动隔热技术必须采用主/被动结合的防/隔热技术需要缩小高温区，使得主动控制热防护技术可应用需要通过减阻、降低热环境，使得被动防/隔热技术可行必须适应任何飞行状态第8页/共44页二、国内外研究现状与分析基金重大研究计划重点项目答辩报告第9页/共44页气动力有激波阻力与摩擦阻力；气动加热分激波加热和摩擦加热。高超声速飞行器的激波阻力占总阻力的2/3。阻力减少1％，可以增加5-10%的有效载荷。(Bushnell:Annu.Rev.Fluid.Mech.36,2004）降低激波阻力最直接的方法是减小飞行器顶风面尺度，但是小曲率导致气动加严重使得顶风面尺度不能太小。解决以上矛盾，重构飞行器头部流场、降低激波阻力、成为气动减阻防热技术研究的一个主要方向。气动力/热的本质与问题第10页/共44页热管疏导防热技术图

主动热管理的热管技术示意图通过应用冷却剂转移走驻点区热量、达到防热的目的。

但是转移走的热量仍需要散掉，且不改善气动热环境。热管也需要用难熔合金制造，外面覆盖隔热材料保护。第11页/共44页支杆气动减阻技术带支杆钝头体的头部流场示意图流场重构使得弓形激波变为锥形激波，零攻角可减阻50％;可能形成激波/激波相互作用使气动热加剧，有攻角时无效；支杆顶部气动加热严重，容易烧坏、失效。（NASA-D-118）头部流场流动显示照片第12页/共44页逆向射流减阻技术逆向射流减阻钝头体头部流场示意图避免支杆加热问题，防热减阻效果好（NASA-TN-D-1605）射流压力要求高，约为驻点压力100倍，工程应用难度高有攻角飞行条件下，来流干扰射流，减阻防热效果差。头部流场计算模拟显示锥形激波第13页/共44页头部流场能量注入技术通过改变飞行器头部流场特点，包括波系重构和降低气流密度，达到减阻的目的；需要能量太高、附加系统技术太复杂、配置困难目前处于概念性研究阶段头部流场激光能量注入:计算模拟（L），实验结果（R）第14页/共44页气动减阻防热技术发展现状上述各种减阻防热方法已经提出50多年了，但研究进展缓慢，距工程应用相当遥远。主要原因：对近空间飞行器的减阻与防热的物理机理缺乏深入理解，忽略了减阻与防热的倚存性；提出的防热技术在解决一方面问题的同时，常常带来新问题，而这些问题对于高超声速技术又变得难以解决。因此，开展气动防热减阻一体化创新性概念研究是非常必要的。第15页/共44页三、研究内容、目标与拟解决的关键问题基金重大研究计划重点项目答辩报告第16页/共44页主要科学问题复杂激波相互作用高超声速流动气动力/热规律新型TPS气动减阻防热技术示意图新技术原理设置支杆，重构头部流场，降低激波阻力，改善热环境。配置侧向射流、重点防护支杆顶部；调整有角攻时的激波距离。利用气动加热，构造喷流的自适应机制。系统结构简单，无需附加动力。流场重构型气动减阻防热新技术本项目提出的热防护（TPS）新概念气动加热第17页/共44页新技术的科研难点4.气/固/气介质耦合传热2.飞行器头部主动冷却热交换机制3.流动非定常性影响7.冷却剂相变过程与传热8.有攻角飞行TPS系统性能9.关键问题实验研究与热平衡过程1.重构流场的气动力/热规律5.支杆冷却与头部加热过程传热传质关联第18页/共44页研究内容（1）流场重构式飞行器减阻减热机理研究研究的主要物理现象弓形激波和锥激波相互作用支杆/头部附近回流区特性锥激波在钝头体肩部再附形成的气动热问题解决的关键问题物理现象对减阻减热的影响减阻防热系统的优化结构重构流场的复杂结构第19页/共44页研究内容（2）气/固/气耦合传热规律研究高温气体通过固体壁面到低温流体的传热规律解决的关键问题冷却介质吸热汽化与支杆顶部冷却传质、传热的关联平衡热防护系统冷却介质运动的负反馈机制气/固/气耦合传热示意图和壁面温度分布第20页/共44页研究内容（3）非定常流动对气动力/热的影响研究三种主要影响来流对横向射流的影响非定常流动对减阻减热性能的影响非定常流动对飞行器姿态控制的影响探讨非定常流动的控制与利用大尺度流动结构的抑制小尺度流动结构的保护复杂三维非定常流动第21页/共44页研究内容（4）气动防热减阻一体化系统的实验研究主要物理现象的实验验证热防护系统的热平衡实验研究热防护系统减阻防热一体化综合性能实验评估图

风洞实验与模型安装第22页/共44页重构流场的激波/激波相互作用问题。支杆冷却对射流的需求与飞行器主动冷却能够提供的气流质量与驱动能力的匹配控制问题有飞行攻角状态下、喷流、减阻与防热耦合机制与控制问题非定常复杂流场的气动力/热预测问题拟解决的关键问题第23页/共44页理解流动规律通过气动减阻防热新技术研究，获得高超声速飞行条件下减阻防热的气动规律。确认研究结果通过热防护技术模型的系统实验研究，完成新技术验证。获得优化结构提出气动减阻热防护系统的设计方法及其优化结构参数。支撑重大研究计划为气动减阻防热、主动热管理、被动隔热相结合的新型综合热防护技术发展提供技术支撑。研究目标第24页/共44页四、项目的创新点与方案可行性分析基金重大研究计划重点项目答辩报告第25页/共44页提出了支杆/射流结合的流场重构式气动减阻防热一体化概念，应用横向射流既保护了支杆顶部，又能避免再附区的激波/激波相互作用；通过气动减阻、降低飞行器热环境，为被动热防护创造条件；将传统意义上有害的气动热转化为可以用来减阻的能量，不需要附加减阻技术需要的动力系统；利用冷却剂的相变过程，提高冷却效率，降低需要的冷却剂质量，推动了支杆技术的工程化应用。项目的创新点第26页/共44页ConicalshockBowshockSeparationshockReattachedshockSliplineTPS重构流场的密度梯度云图Circumfluence沿母线的热流分布沿母线的压力分布新型TPS概念总体性能评估减阻40％~70％；最大热流降低60％；确实减阻减热！研究方案的可行性分析第27页/共44页重构流场的实验验证纹影实验照片，来流条件马赫数6实验验证了计算结果、确认了TPS系统的性能评估结果第28页/共44页支杆头部热防护原理性实验1560K1250K原理性实验装置43<1050K实验流程原理性对比实验实验用热流红外热像测温原理性实验表明应用射流冷却保护支杆头部的概念是可行的。一定来流总温条件下烧不毁坏第29页/共44页纹影实验照片，马赫数=6，0度攻角横向射流扩大了锥激波角，削弱了激波/激波相互作用，把附点压力峰值又降低66％；压力分布的试验结果压力分布的计算结果横向射流的作用－关键难点研究第30页/共44页有攻角时TPS系统特性实验研究－关键难点研究射流激波再附激波再附点锥激波高速射流纹影实验照片，有攻角时应用射流控制激波/激波相互作用，射流总压6atm有攻角飞行时，横向射流扩大了锥激波角，避免了激波/激波相互作用，降低了最大热流率。TPS依然有效！第31页/共44页证实了以支杆和横向射流组合为特色的热防护系统确实具有重构流场、减阻/减热的效果；证实了横向射流确实可以增加锥激波角；证实了横向射流确实可以避免有攻角飞行时产生的激波/激波相互作用；证实了横向射流确实具有保护支杆头部的能力。项目可行性研究总结第32页/共44页五、与重大研究计划项目的关系2009年度重大研究计划“重点支持项目”

第6条：新型主/被动结合的防/隔热原理本项目的研究目标是突破近空间飞行器发展的主要关键技术，与重大研究计划的目标完全一致。本项目所取得的研究成果对重大研究计划总体目标的实现具有重要意义。基金重大研究计划重点项目答辩报告第33页/共44页六、项目的科研基础与条件基金重大研究计划重点项目答辩报告第34页/共44页图.在0度攻角下的温度和压力等值线图横向射流使得再附点和回流区内的温度和压力明显降低(a)无横向射流(b)有横向射流已有计算模拟平台(c)无横向射流(d)有横向射流第35页/共44页（a)试验纹影与数值纹影比较（叠加）（b)0度攻角压力分布（c)4度攻角压力分布实验与计算结果对比验证实验照片与三维计算结果的良好一性，使得可以应用计算结果认识气体物理规律，开展深入研究。第36页/共44页建设中的气动热防护技术实验平台长时间直联台：60s，2～5kg/s实验平台主要参数：马赫数：M5～7喷管出口直径：Ф400mm总温总压：2000K、20atm;试验时间：2～40s；燃料：空气/氢气

2009年底建成气动热实验平台第37页/共44页纹影照片：在±4度攻角下的试验结果在±4度攻角飞行条件下，6个大气压的横向射流能够推开锥激波角，避免激波/激波相互作用，使得新型TPS技术在有攻角飞行时同样具有减阻防热的效果。研究进展：有飞行攻角时的对比实验研究第38页/共44页图在0度攻角下的数值热流结果（驻点热流1800kw/m2）在0度攻角飞行条件下，横向射流将再附点的峰值热流又降低了将近50％，取得了减阻/减热一体化效果。研究进展：有、无射流的热流对比研究第39页/共44页具有三维计算平台；计算结果与实验符合良好；2009底建成热结构实验平台，能够开展新型TPS系统一体化的热平衡实验研究；创新概念的关键技术得到