0 引 言
飞行器以接近第二宇宙速度再入大气层时，其气动加热环境具有高气流焓值（焓值大于25 MJ/kg）、高热流密度、长时间等典型特征，因此热防护系统设计是飞行器第二宇宙速度再入的关键技术。以烧蚀防热为技术途径的热防护系统，在设计过程中需要根据大量地面试验结果建立防热材料烧蚀响应机理及预测模型，为热防护系统的防热材料厚度和温度场分布提供理论指导。
在我国探月三期重大工程中，第二宇宙速度返回再入防热研究进行了大量的防热材料地面筛选和确认试验[3]，并基于试验数据完成了碳化热解及硅基防热材料的烧蚀机理和烧蚀响应模型研究。但由于当时国内试验设备的焓值模拟能力最大为24 MJ/kg，无法满足焓值在25 MJ/kg以上的试验需求，因此在该项目的研制过程中没有防热材料在高焓气动热环境中的试验数据。因此，对热防护系统设计及温度场评估的准确性造成影响。
目前，我国载人登月和深空探测已经进入全面开展阶段，其返回舱所面临的高焓再入热环境，较探月三期有过之而无不及。同时在新一代高超声速飞行的研制过程中，随着飞行马赫数的不断提高，载人登月和深空探测的防热系统也面临高焓热环境的严峻挑战。所以要开展防热材料在高焓气动热环境下的烧蚀试验，研究防热材料烧蚀性能受高焓流场参数的影响，为我国未来航天器的发展提供重要支撑。
研究团队攻克了髙焓气动热环境地面试验技术，采用磁等离子动力加热器、高频感应加热器和电弧加热器相结合的试验方法，在国内首次实现第二宇宙速度再入的高焓高热流气动热环境的地面模拟，解决了防热系统设计无法进行高焓地面试验的长期难题。
1 高焓烧蚀试验流场建立
在航天气动热试验领域中使用的加热设备及其试验能力。可以看出，电感耦合等离子体（Inductively Coupled Plasma,ICP）加热器及磁等离子动力（Magnet Plasma Dynamic,MPD）加热器具有模拟低压高焓的能力，其中MPD加热器的焓值模拟能力最高，最大焓值超过150 MJ/kg。因此，ICP加热器和MPD加热器被用于模拟高空高速气动热环境，如航天飞机、探月返回器及星际探测器等再入热环境。
1.1 流场参数测量
气流总焓、热流密度和驻点压力是高焓烧蚀试验的3个重要流场参数，其中热流密度和驻点压力都采用常规的传感器测量。但是，常规测量气流总焓的方法无法应用到焓值大于24 MJ/kg的试验中，经过综合研究发现，热流测焓法是便于实现且精度满足要求的测量方法。该方法通过Fay-Riddell（F-R）的简化驻点热流计算公式反算气流总焓。文献[4]中介绍该方法和平衡声速流法得到的气流总焓相差在10%以内。
F-R公式是半球气动加热驻点热流密度公认的工程计算方法，也是一种相似解的数值解法。该公式由Fay F A和Riddle F R于1958年提出[5]，利用多罗德尼津−曼格勒变换和相似性假定，将高温气体边界层偏微分方程化为常微分方程，并将与气体热力学特性、输运特性有关的无因次参数假设为一系列常数。研究团队结合研究院多年的气动热试验经验，将该公式转换形式，在高焓试验中测量驻点热流和驻点压力，对应不同的模型外形，得到气流总焓的关系式：
式中，qs为驻点冷壁热流密度；Ps为驻点压力；RB为模型半径；H0为气流总焓；Hw为气流壁焓；η为等热流球面系数。
大量的试验数据验证了该公式的准确性，如图1 所示。将气流实际总焓绘制成等值线，计算总焓为离散点。由图可见在气流总焓为2~17 MJ/kg的范围内，（1）计算总焓的点状分布同实际总焓十分吻合，不仅趋势一致而且差距很小，平均偏差在2.5%以内。因此，通过经典的半球F-R公式计算高焓流场的气流总焓是可行的。
1.2 高频感应试验流场
研究团队自主研发的ICP风洞于2015年建成并投入使用。试验流场调试采用直径60 mm的等热流圆柱驻点模型，如图2 所示，在风洞试验段内上、下壁面安装两个纵向的汽缸送进机构，分别连接水冷支架。上部支架安装水冷压力探头，用于测量驻点压力，下部支架安装热流探头，用于测量驻点热流。
试验时先将压力探头放置在流场中，进行长时间的驻点压力测量。待驻点压力测量稳定后，将压力探头移出流场，随后将热流探头快速送入流场，当热流探头到达流场中心区域后立即停止试验，完成驻点热流瞬态测量。试验采用空气作为工作介质，ICP试验流场如图3 所示。从图3 可以看出发生器内产生稳定的纺锤体高温区，试验段内热流探头前有稳定的弓形激波，说明ICP加热器可以产生稳定的超声速流场。
1.3 磁等离子动力试验流场
研究团队自主研发的MPD风洞于2014年建成并投入使用，该装置同样配备气缸送进机构，试验采用同前文相同的等热流驻点模型。MPD试验流场如图5 所示，可以看到电弧弧根分为20份附着在20个阳极端子上，测试探头前有稳定的弓形激波。
1.4 高焓烧蚀流场状态范围
髙焓烧蚀试验采用MPD加热器、ICP加热器和电弧加热器相结合的方式，实现了气流焓值和热流密度的大面积覆盖，满足第二宇宙速度再入的热环境试验需求，实际试验状态范围如图7 所示。
从图7 可以看出3类加热器依次覆盖高焓、中焓和低焓的试验需求，实现返回器热环境范围内高焓高热流、中焓中热流和低焓低热流部分的完全模拟。试验状态参数范围如下：
（1）气流焓值8~87 MJ/kg；
（2）热流密度500~6800 kW/m2；
（3）驻点压力1~66 kPa。
2 防热材料高焓烧蚀试验结果
选用典型的4种防热材料进行高焓烧蚀试验，其中CSI15和CSI17是碳硅复合蜂窝增强低密度防热材料，FR01和FR02是混杂连续纤维增强轻质防热材料。
2.1 驻点热流对烧蚀性能的影响
在气流总焓为19~21 MJ/kg的条件下，以750~6000 kW/m2的大跨度驻点热流对防热材料进行了烧蚀性能研究。
据文献[6]介绍，当烧蚀表面温度大于二氧化硅的分解温度1500 K，且小于碳氮反应温度2500 K时，在碳化层内部及烧蚀表面上将进行SiO2+C=SiO+CO反应，而在边界层内一氧化硅重新被氧化成二氧化硅，发生2SiO+O2=2SiO2反应。同时防热材料的热解温度是一定的，假设在热解面上由材料热解生成的碳的速率是一定的，那么碳化层厚度主要取决于热解生成碳的速率和烧蚀表面反应消耗碳的速率的差值。由以上分析可知，防热材料在某个表面温度时，存在碳和二氧化硅反应速率的临界点：
（1）当表面温度低于该临界值时，烧蚀表面有大量二氧化硅留存，此时碳和二氧化硅的反应随表面温度升高逐渐加剧，消耗的碳也相应增多，所以相同加热时间内，碳化层厚度随表面温度升高而减小。
（2）当表面温度高于该临界值时，烧蚀表面的二氧化硅通过其他形式耗散，此时碳和二氧化硅的反应随表面温度升高逐渐减弱，消耗的碳也相应减少，所以相同加热时间内，碳化层厚度随表面温度升高而增大。
从目前的试验结果推测，这两种材料的临界表面温度在2120 K（热流为1500 kW/m2）左右，这个结果同Apollo地面试验结果（2100 K）一致。
2.2 总焓对烧蚀性能的影响
该部分试验共有3组试验状态，具体试验参数见表1 。
表 1 不同总焓的试验状态Table 1 Test conditions in different enthalpies |
| 气流总焓/MJ·kg−1 | 驻点热流/kW·m−2 | 驻点压力/kPa |
| 15.0 | 6000 | 2.4 ~ 66.1 |
| 19.7 | ||
| 23.6 | ||
| 76.2 | ||
| 87.3 | ||
| 21.0 | 3500 | 1.4 ~ 12.3 |
| 49.5 | ||
| 62.6 | ||
| 20.0 | 2400 | 2.6 ~ 6.4 |
| 23.6 | ||
| 27.2 | ||
| 31.5 |
防热材料FR02烧蚀性能随气流总焓的变化曲线如图10 所示。在两个热流状态下，FR02无量纲线烧蚀率均随总焓的增大呈幂函数而减小，无量纲有效烧蚀热和无量纲碳化层速率均随总焓的增大呈对数函数而增大，可见在热流一定的情况下，焓值的增大对防热材料发挥其自身的烧蚀性能是有益的。
从图11 的模型烧蚀后照片可以看出，所有模型试验后均保持球面外形，不同气流总焓下的线烧蚀量差异明显，模型剖开后碳化层界限清晰，碳化层厚度差异可区分。
烧蚀机理认为直接影响材料烧蚀率的参数有热流密度、质量引射因子及焓值。在扩散控制条件下，材料烧蚀率同质量引射因子和热流密度成正比，同焓值成反比，同时质量引射因子同焓值成反比。所以在热流密度一定的情况下，增加来流焓值会使质量引射因子减小，并最终降低材料的烧蚀率。这个理论认知从上述的试验结果分析中，可以得到充分的印证。
3 结论
本试验利用磁等离子动力加热器在国内首次调试出气流总焓超过80 MJ/kg的气动加热环境，并利用高频感应加热器和电弧加热器调试出一系列从高焓到中低焓的气动加热环境，实现了以第二宇宙速度再入的气动加热环境复现。
采用碳硅复合蜂窝增强低密度防热材料和混杂连续纤维增强轻质防热材料进行高焓试验研究，得到了防热材料烧蚀性能受热流密度和气流总焓的影响规律：在气流总焓一定的情况下，防热材料的烧蚀率随热流密度的增大而增大；发现了当该类防热材料的表面温度临界值高于该温度时，烧蚀表面碳和二氧化硅的反应强度逐渐减弱；在热流密度一定的情况下，防热材料的烧蚀率随总焓的增大而减小，有效烧蚀热和碳化层厚度随总焓的增大而增大。
防热材料烧蚀性能受气流总焓的影响，主要表现在两个方面：一方面体现在来流总温的提高，会改变材料各层界面的化学反应种类和速率；另一方面体现在流量压力的降低，会加速材料内部热解气体的释放，有利于材料的热阻塞效应，从而降低进入材料内部的净热流。上述两个方面对材料烧蚀率的影响存在竞争关系，仅从本次试验结果来看，所选用的4种防热材料的烧蚀率随气流总焓的增大，是大幅减小的。该试验结果对于4种防热材料所服役飞行器的防热系统设计是非常有力的支撑，有助于防热材料防热层厚度减小的决策，从而减轻飞行器的整体重量。
髙焓烧蚀试验技术不仅可以服务于探月项目，还可应用于高温非平衡效应的研究中，更能为将要实施的载人登月、深空探测和临近空间飞行器的防热系统设计提供设备基础和技术储备。