高超声速飞行器是航空航天的一个重要发展方向,在未来国防安全中起着重要作用。这类飞行器都要面临严酷的飞行热环境,进行气动加热与热防护结构设计是高超声速飞行器设计与制造的关键技术之一。由于高速飞行器的气动加热与热防护系统的热响应是耦合的,通过数值方法进行气动热与热结构的耦合分析,需要对飞行器进行整体建模分析,涉及高温空气的化学非平衡边界层传热,湍流模型和复杂结构传热模型,需要耗费大量的计算机资源和时间;采用风洞进行试验且不说耗费惊人的人力和财力,仅建造能模拟马赫数10以上的飞行条件的风洞就是一个巨大的挑战。考虑到我们研究的重点是气动加热的热环境及飞行器结构的热响应,至于通过何种方式实现这种热环境并不重要,只要使进入飞行器结构的热能与真实飞行时的热能相同,我们就能再现飞行器结构的热响应。因此,通过红外辐射模拟气动加热的热流量进行热环境模拟是一种技术难度低易于实现的方法,而且试验台可以根据试验对象的外形灵活布置。本文采用工程算法作为试验的控制程序,将试验测量到的热防护结构的热响应参数代入控制程序中进行气动加热计算,通过红外辐射进行热流加载,实现气动加热与热响应的耦合分析。本文主要是为了进行高超声速飞行器再入的热环境和结构热响应模拟试验展开的,目的是设计出能准确计算和模拟出气动加热环境的实验平台和合理的热防护系统模型,为高超声速飞行器的设计提供设计依据和试验手段。为此,本文进行了以下研究:(1)研究飞行器的飞行环境和气动热的工程算法——进行气动热计算(2)研究热防护系统的隔热机理和隔热材料——设计热防护系统(3)研究热工测量技术——设计测试系统和进行试验数据的高速采集(4)研究模糊PID控制技术——进行热流加载的模糊控制,提高热流加载设备的响应速率和加载精度(5)开发试验系统的测控程序——飞行器轨道数据的自动加载,瞬态气动加热计算,热流的智能加载、数据高速测量和处理。本文研究能够为高超声速飞行器提供服役环境下的材料导热系数测试和气动加热与结构热响应耦合分析的试验平台,进行飞行器热环境的预测和热防护结构的优化,提高飞行器初步设计的效率,丰富高超声速飞行器设计的手段。