姜宗林重點基金項目第1頁/共44頁報告內容立項的意義國內外研究現狀與分析研究內容、目標與擬解決的關鍵問題項目的創新點與方案可行性分析與重大研究計劃的關系項目的科研基礎與條件第2頁/共44頁一、立項的意義基金重大研究計劃重點項目答辯報告第3頁/共44頁近空間飛行器－國家重大戰略需求飛行速度：0～10km/s;飛行高度：20

km～100km新世紀航空航天工業發展和國家空天安全的基石氣動熱防護是其研制的主要關鍵技術之一第4頁/共44頁近空間飛行器的氣動熱問題航天飛機采用被動熱防護技術，有24000塊防護瓦。2003年哥倫比亞號再入大氣層時（M16）氣動熱突破熱防護結構，導致機毀人亡。突顯了熱防護研究的重要性。Flightvelocity6km/s3km/s理想氣體：Mach5,7,10,15,對應1500,2700,5250,12750K!

高超聲速流動氣動熱強度評估

“哥倫比亞”全體成員遇難受損防熱系統無法抵御氣動加熱高超聲速流動的基本物理現象第5頁/共44頁高超聲速關鍵技術

NASA高超聲速技術發展評估報告2003推進技術:低速、中速、高超聲速熱環境預測、防護與管理飛行器整體結構與低溫容器飛行器設計、優化與模擬決定成敗的關鍵技術，需要凝聚性的研究，通過發展與演示提高成熟度第6頁/共44頁

阻力與速度二次方成正比，氣動熱嚴酷＆升/阻比極限近空間飛行器發展的主要困難燒蝕型熱防護系統太重龐大的系統要求附加推力、帶來附加阻力、增加氣動加熱。高超聲速飛行氣動阻力急劇增加，發動機推力裕度小

近空間飛行器對熱防護技術要求高

可減阻、能防熱、長時間飛行無燒蝕、附加重量小氣動熱是氣動阻力的一種體現形式

－氣動熱來自氣動阻力，減阻能夠降低熱環境。第7頁/共44頁近空間飛行器熱防護技術出路何在?高溫區1000K以上，需要采用主動熱防護技術持續高超聲速飛行，氣動熱超過了熱防護材料的耐熱極限！溫度1000K以下，可以應用被動隔熱技術必須采用主/被動結合的防/隔熱技術需要縮小高溫區，使得主動控制熱防護技術可應用需要通過減阻、降低熱環境，使得被動防/隔熱技術可行必須適應任何飛行狀態第8頁/共44頁二、國內外研究現狀與分析基金重大研究計劃重點項目答辯報告第9頁/共44頁氣動力有激波阻力與摩擦阻力；氣動加熱分激波加熱和摩擦加熱。高超聲速飛行器的激波阻力占總阻力的2/3。阻力減少1％，可以增加5-10%的有效載荷。(Bushnell:Annu.Rev.Fluid.Mech.36,2004）降低激波阻力最直接的方法是減小飛行器頂風面尺度，但是小曲率導致氣動加嚴重使得頂風面尺度不能太小。解決以上矛盾，重構飛行器頭部流場、降低激波阻力、成為氣動減阻防熱技術研究的一個主要方向。氣動力/熱的本質與問題第10頁/共44頁熱管疏導防熱技術圖

主動熱管理的熱管技術示意圖通過應用冷卻劑轉移走駐點區熱量、達到防熱的目的。

但是轉移走的熱量仍需要散掉，且不改善氣動熱環境。熱管也需要用難熔合金制造，外面覆蓋隔熱材料保護。第11頁/共44頁支桿氣動減阻技術帶支桿鈍頭體的頭部流場示意圖流場重構使得弓形激波變為錐形激波，零攻角可減阻50％;可能形成激波/激波相互作用使氣動熱加劇，有攻角時無效；支桿頂部氣動加熱嚴重，容易燒壞、失效。（NASA-D-118）頭部流場流動顯示照片第12頁/共44頁逆向射流減阻技術逆向射流減阻鈍頭體頭部流場示意圖避免支桿加熱問題，防熱減阻效果好（NASA-TN-D-1605）射流壓力要求高，約為駐點壓力100倍，工程應用難度高有攻角飛行條件下，來流干擾射流，減阻防熱效果差。頭部流場計算模擬顯示錐形激波第13頁/共44頁頭部流場能量注入技術通過改變飛行器頭部流場特點，包括波系重構和降低氣流密度，達到減阻的目的；需要能量太高、附加系統技術太復雜、配置困難目前處于概念性研究階段頭部流場激光能量注入:計算模擬（L），實驗結果（R）第14頁/共44頁氣動減阻防熱技術發展現狀上述各種減阻防熱方法已經提出50多年了，但研究進展緩慢，距工程應用相當遙遠。主要原因：對近空間飛行器的減阻與防熱的物理機理缺乏深入理解，忽略了減阻與防熱的倚存性；提出的防熱技術在解決一方面問題的同時，常常帶來新問題，而這些問題對于高超聲速技術又變得難以解決。因此，開展氣動防熱減阻一體化創新性概念研究是非常必要的。第15頁/共44頁三、研究內容、目標與擬解決的關鍵問題基金重大研究計劃重點項目答辯報告第16頁/共44頁主要科學問題復雜激波相互作用高超聲速流動氣動力/熱規律新型TPS氣動減阻防熱技術示意圖新技術原理設置支桿，重構頭部流場，降低激波阻力，改善熱環境。配置側向射流、重點防護支桿頂部；調整有角攻時的激波距離。利用氣動加熱，構造噴流的自適應機制。系統結構簡單，無需附加動力。流場重構型氣動減阻防熱新技術本項目提出的熱防護（TPS）新概念氣動加熱第17頁/共44頁新技術的科研難點4.氣/固/氣介質耦合傳熱2.飛行器頭部主動冷卻熱交換機制3.流動非定常性影響7.冷卻劑相變過程與傳熱8.有攻角飛行TPS系統性能9.關鍵問題實驗研究與熱平衡過程1.重構流場的氣動力/熱規律5.支桿冷卻與頭部加熱過程傳熱傳質關聯第18頁/共44頁研究內容（1）流場重構式飛行器減阻減熱機理研究研究的主要物理現象弓形激波和錐激波相互作用支桿/頭部附近回流區特性錐激波在鈍頭體肩部再附形成的氣動熱問題解決的關鍵問題物理現象對減阻減熱的影響減阻防熱系統的優化結構重構流場的復雜結構第19頁/共44頁研究內容（2）氣/固/氣耦合傳熱規律研究高溫氣體通過固體壁面到低溫流體的傳熱規律解決的關鍵問題冷卻介質吸熱汽化與支桿頂部冷卻傳質、傳熱的關聯平衡熱防護系統冷卻介質運動的負反饋機制氣/固/氣耦合傳熱示意圖和壁面溫度分布第20頁/共44頁研究內容（3）非定常流動對氣動力/熱的影響研究三種主要影響來流對橫向射流的影響非定常流動對減阻減熱性能的影響非定常流動對飛行器姿態控制的影響探討非定常流動的控制與利用大尺度流動結構的抑制小尺度流動結構的保護復雜三維非定常流動第21頁/共44頁研究內容（4）氣動防熱減阻一體化系統的實驗研究主要物理現象的實驗驗證熱防護系統的熱平衡實驗研究熱防護系統減阻防熱一體化綜合性能實驗評估圖

風洞實驗與模型安裝第22頁/共44頁重構流場的激波/激波相互作用問題。支桿冷卻對射流的需求與飛行器主動冷卻能夠提供的氣流質量與驅動能力的匹配控制問題有飛行攻角狀態下、噴流、減阻與防熱耦合機制與控制問題非定常復雜流場的氣動力/熱預測問題擬解決的關鍵問題第23頁/共44頁理解流動規律通過氣動減阻防熱新技術研究，獲得高超聲速飛行條件下減阻防熱的氣動規律。確認研究結果通過熱防護技術模型的系統實驗研究，完成新技術驗證。獲得優化結構提出氣動減阻熱防護系統的設計方法及其優化結構參數。支撐重大研究計劃為氣動減阻防熱、主動熱管理、被動隔熱相結合的新型綜合熱防護技術發展提供技術支撐。研究目標第24頁/共44頁四、項目的創新點與方案可行性分析基金重大研究計劃重點項目答辯報告第25頁/共44頁提出了支桿/射流結合的流場重構式氣動減阻防熱一體化概念，應用橫向射流既保護了支桿頂部，又能避免再附區的激波/激波相互作用；通過氣動減阻、降低飛行器熱環境，為被動熱防護創造條件；將傳統意義上有害的氣動熱轉化為可以用來減阻的能量，不需要附加減阻技術需要的動力系統；利用冷卻劑的相變過程，提高冷卻效率，降低需要的冷卻劑質量，推動了支桿技術的工程化應用。項目的創新點第26頁/共44頁ConicalshockBowshockSeparationshockReattachedshockSliplineTPS重構流場的密度梯度云圖Circumfluence沿母線的熱流分布沿母線的壓力分布新型TPS概念總體性能評估減阻40％~70％；最大熱流降低60％；確實減阻減熱！研究方案的可行性分析第27頁/共44頁重構流場的實驗驗證紋影實驗照片，來流條件馬赫數6實驗驗證了計算結果、確認了TPS系統的性能評估結果第28頁/共44頁支桿頭部熱防護原理性實驗1560K1250K原理性實驗裝置43<1050K實驗流程原理性對比實驗實驗用熱流紅外熱像測溫原理性實驗表明應用射流冷卻保護支桿頭部的概念是可行的。一定來流總溫條件下燒不毀壞第29頁/共44頁紋影實驗照片，馬赫數=6，0度攻角橫向射流擴大了錐激波角，削弱了激波/激波相互作用，把附點壓力峰值又降低66％；壓力分布的試驗結果壓力分布的計算結果橫向射流的作用－關鍵難點研究第30頁/共44頁有攻角時TPS系統特性實驗研究－關鍵難點研究射流激波再附激波再附點錐激波高速射流紋影實驗照片，有攻角時應用射流控制激波/激波相互作用，射流總壓6atm有攻角飛行時，橫向射流擴大了錐激波角，避免了激波/激波相互作用，降低了最大熱流率。TPS依然有效！第31頁/共44頁證實了以支桿和橫向射流組合為特色的熱防護系統確實具有重構流場、減阻/減熱的效果；證實了橫向射流確實可以增加錐激波角；證實了橫向射流確實可以避免有攻角飛行時產生的激波/激波相互作用；證實了橫向射流確實具有保護支桿頭部的能力。項目可行性研究總結第32頁/共44頁五、與重大研究計劃項目的關系2009年度重大研究計劃“重點支持項目”

第6條：新型主/被動結合的防/隔熱原理本項目的研究目標是突破近空間飛行器發展的主要關鍵技術，與重大研究計劃的目標完全一致。本項目所取得的研究成果對重大研究計劃總體目標的實現具有重要意義?；鹬卮笱芯坑媱澲攸c項目答辯報告第33頁/共44頁六、項目的科研基礎與條件基金重大研究計劃重點項目答辯報告第34頁/共44頁圖.在0度攻角下的溫度和壓力等值線圖橫向射流使得再附點和回流區內的溫度和壓力明顯降低(a)無橫向射流(b)有橫向射流已有計算模擬平臺(c)無橫向射流(d)有橫向射流第35頁/共44頁（a)試驗紋影與數值紋影比較（疊加）（b)0度攻角壓力分布（c)4度攻角壓力分布實驗與計算結果對比驗證實驗照片與三維計算結果的良好一性，使得可以應用計算結果認識氣體物理規律，開展深入研究。第36頁/共44頁建設中的氣動熱防護技術實驗平臺長時間直聯臺：60s，2～5kg/s實驗平臺主要參數：馬赫數：M5～7噴管出口直徑：Ф400mm總溫總壓：2000K、20atm;試驗時間：2～40s；燃料：空氣/氫氣

2009年底建成氣動熱實驗平臺第37頁/共44頁紋影照片：在±4度攻角下的試驗結果在±4度攻角飛行條件下，6個大氣壓的橫向射流能夠推開錐激波角，避免激波/激波相互作用，使得新型TPS技術在有攻角飛行時同樣具有減阻防熱的效果。研究進展：有飛行攻角時的對比實驗研究第38頁/共44頁圖在0度攻角下的數值熱流結果（駐點熱流1800kw/m2）在0度攻角飛行條件下，橫向射流將再附點的峰值熱流又降低了將近50％，取得了減阻/減熱一體化效果。研究進展：有、無射流的熱流對比研究第39頁/共44頁具有三維計算平臺；計算結果與實驗符合良好；2009底建成熱結構實驗平臺，能夠開展新型TPS系統一體化的熱平衡實驗研究；創新概念的關鍵技術得到