中文摘要：

近地空间高超声速飞行器严重的"热障"问题对大尺寸部件、更高温度/热流及沿飞行包线瞬态热结构试验能力提出了迫切需求，研制相应的热试验设备、发展相应的试验方法具有重要意义。本项目提出了"低速高焓射流+冷气流"组合热模拟试验方案，通过减小喷口尺寸、提高射流焓值、降低射流流量和调节场协同度的方法，实现高、低温热源有效搭配组合，拓展对流加热设备能力。项目运用场协同优化理论，通过解析法和CFD数值计算方法，对二维翼型结构高超声速气动热及高焓射流加热的速度分布、温度梯度分布以及两者之间的夹角进行分析，揭示两者流场及温度场内在的关系和规律，从机理层面探索两者换热强度的可比性及主要影响因素，确定二维翼型结构高焓射流驻点及非驻点热模拟准则。研究方法超越了对对流换热系数的依赖，研究结果有助于更深入了解高超声速气动热和高焓射流换热机理，研究结果及新型试验方案通过CFD数值计算和原理性试验进行验证。

结论摘要：

面对更高温度、更大试件、更长时间及沿弹道曲线瞬态（即大温度梯度）的热结构试验难题，本项目利用数值模拟及原理性试验进一步论证了低速高温燃气流实现30km、3~5马赫飞行速度下气动热模拟的可行性及优越性。提出了变物性场协同分析模型，以适应高温燃气流加热过程大温差环境，并数值验证了其能有效提高努谢特数分析结果的准确性。并利用场协同优化理论，对低速高温燃气流与高超声速两种气流作用下的场协同角进行了一定对比分析，并从流场和温度场匹配度的角度，探索了低速高温射流加热与高超声速气动加热的物理机理、可比性及其主要影响因素。研究显示典型二维模型在低速高温燃气流与高超声速气流作用下近壁面场协同角分布近似，只是高超声速气流的激波面的存在，使典型二维模型头部区域外流场存在沿头部弧面流速的快速增加和温度的快速减小现象，这是造成沿头部弧面热流密度大幅度减小的主要原因。同时，高超声速气流激波面距离试件很近，低速高温燃气流作用下实际近壁面处速度的大幅度降低，进而造成其驻点区域热流密度值偏小。为此，低速高温燃气流的温度或速度需在激波后气流参数值的基础上进一步提高，才能达到对应高超声速飞行状态下驻点区域热流密度。但是仅利用单股低速高温燃气流完全模拟出高超声速气流作用下头部区域大热流密度分布梯度几乎是不可能的。为此，本项目进一步通过数值模拟研究指出典型头锥结构严重的热强度问题主要由沿气流方向大温度分布梯度引起，而该大温度分布梯度又主要决定于头部区域总的热流值，而与头部区域大梯度热流密度分布形式关系不大。在此基础上，提出了改进型“小喷口高温燃气流+冷罩流”双路组合热模拟方案，并综合利用CFD和工程经验方法，合理给出了该高温燃气双路组合热模试验热模拟准则确定方法，利用数值模拟结果验证了该双路组合热模拟试验方案及热模拟准则的可行性。最后，建立了高温燃气流温度控制系统数学模型，综合引入DMC动态矩阵预测控制和滑模控制技术，设计开发了一种复合动态滑模预测控制器（SDMC），并通过数值仿真及原理性试验验证了其能实现燃气流温度的连续快速瞬态曲线跟踪控制，有效解决了高温燃气热模拟试验面临的关键技术难题。同时，引入了大温度范围连续可调双路燃气发生装置专利技术，并初步搭建了高温燃气流双路组合热模拟试验台，为进一步开展该方案试验验证及一体化试验与仿真分析技术研究创造试验条件。