近空间高超声速飞行器防热减阻一体化新概念研究

为了实现近空间飞行器长时间飞行无烧蚀，本项目提出了流场重构式高超声速飞行器一体化减阻防热新概念。物理模型由飞行器钝头体和一个能侧向喷流的支杆组成。物理过程是应用携带的冷却剂主动冷却飞行器头部，冷却剂吸热汽化后沿支杆侧向喷出。支杆能够实现飞行器头部流场的重构，通过改变弓型激波为锥型激波达到降低波阻、改善热环境的目的。汽化的冷却剂能够冷却支杆顶部，并通过增加锥型激波角起到近一步降低波阻和减少钝头体表面热流的作用。气动加热量越高，冷却支杆顶部的能力越强，锥型激波张角越大，气动加热量就减小，系统形成一种负反馈自调节机制。另外把气动热转化为减阻的动力，无需额外能源系统。项目计划通过分析重构流场、研究减阻规律；通过分析气/固/气耦合传热、研究热防护机理；通过减阻防热一体化研究、获得新型热防护系统的关键技术；并通过物理模型的综合试验，验证获得的气动规律、热防护系统特性、关键技术参数和系统优化的结构参数。

本项目提出了流场重构式近空间高超声速飞行器防热减阻一体化新概念，开展了深入的流动机理与物理规律研究，取得了一系列创新性成果。（1）针对流场重构式减阻减热结构，探索了影响近空间高超声速飞行器减阻防热的主要气体物理现象，发现激波/激波相互作用控制是实现减阻防热的关键问题，提出了采用支杆头部横向射流来减弱激波/激波相互作用的新方法。（2）针对主动冷却热防护系统的气/固/气耦合传热规律，探索了冷却介质吸热汽化与支杆顶部冷却传质、传热的关联平衡关系，理清了热防护系统冷却介质负反馈机制，为工程应用提供了关键数据与技术支撑。（3）针对流场重构式高超声速飞行器流动不稳定现象，研究了飞行器头部的气动布局构型对非定常流动的影响，以及分离区的涡结构，提出增加“军刺”形式的构型来抑制非定常流动，改善飞行器的稳定性。（4）针对近空间高超声速飞行器的气动力／热特性，提出了基于气动热防护结构的高升阻比气动构型。并在JF12激波风洞中对该气动构型的气动力／热特性进行了试验综合评估。大长度模型的实验结果验证明本项目提出的流场重构式近空间高超声速飞行器防热减阻一体化新概念是正确的，基于气动热防护结构的高升阻比气动构型的设计方法成功的，为先进近空间高超声速飞行器气动布局开辟新的探索途径。