以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义。针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引射冷却系统在不同喷流条件下对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律。试验结果表明随着引射喷流马赫数的增大,喷流形成的弓形激波逐渐增强,与平板表面的夹角逐渐增大。模型中舵尖下方平板、舵轴前平板、舵轴前舵底面、舵前端以及舵轴迎风面的降热效果显著高于附近其他区域。当引射喷流马赫数为4时,上述各区域的降热率约为70%~90%。

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续...