高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热,加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性,选择不同飞行马赫数及高度条件,采用完全催化和非催化两种条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算,研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明,固定飞行高度时,壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强,Ma=25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时,在50 km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态,而且对整个激波层都有一定的影响作用。

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。