羅俊清，劉永清，胡由宏，鄭 毅，尹曉峰

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京，100076）

0 引 言

近年來(lái)，臨近空間飛行器越來(lái)越成為各大國(guó)研究的重點(diǎn)。臨近空間一般指距離地面20～100 km 的界于航空和航天之間的區(qū)域。臨近空間高速飛行器具有其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)：飛行速度快，機(jī)動(dòng)性好，攻擊能力強(qiáng)，不易偵查和攔截。由于上述這些優(yōu)點(diǎn)，各國(guó)都投入了大量資金開(kāi)展相關(guān)技術(shù)的研究。由于飛行速度高，飛行時(shí)間長(zhǎng)，氣動(dòng)加熱也尤其嚴(yán)重。

為了滿(mǎn)足臨近空間飛行器的防隔熱要求，飛行器大量使用多孔介質(zhì)高效隔熱材料，美國(guó)新一代可重復(fù)使用航天飛行器X-37B 采用了“增韌單體纖維抗氧化陶瓷復(fù)合材料（TUFROC）”，為新型熱防護(hù)材料，該防熱材料所能承受的最高溫度達(dá)1700 ℃。該材料由兩層輕質(zhì)防隔熱材料組成，外層為經(jīng)過(guò)處理的含碳的耐高溫抗氧化陶瓷防熱外殼，內(nèi)層為輕質(zhì)耐高溫陶瓷纖維隔熱瓦。美國(guó)X-51 系列、HTV-2 等高速飛行器系列均采用可重復(fù)使用高效隔熱材料作為飛行器外表面熱防護(hù)系統(tǒng)的主要部分。本文介紹了低氣壓環(huán)境對(duì)材料防隔熱性能的影響，以及建立的針對(duì)臨近空間高速飛行器的大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)系統(tǒng)和試驗(yàn)方法。

1 低氣壓環(huán)境對(duì)防隔熱材料性能的影響

1.1 高效隔熱材料低氣壓環(huán)境傳熱機(jī)理

臨近空間高速飛行器大量使用高效輕質(zhì)的隔熱材料，該材料多由多孔材料制成，熱在多孔材料中的傳輸有3 種方式：a）孔中的熱輻射；b）固相和氣相中的熱傳導(dǎo)；c）孔中氣相熱對(duì)流。3 種傳輸方式通常是相互耦合的，通過(guò)隔熱材料的熱傳輸涉及到熱傳組合模式：連續(xù)固體介質(zhì)傳熱，氣體傳熱，空隙空間的自然對(duì)流，固體連續(xù)介質(zhì)參與的熱輻射，包括輻射能的吸收、散射和發(fā)射。

在不同的溫度及環(huán)境壓力下，各種熱傳輸模式所起的作用也不一樣。在高溫下，隔熱材料會(huì)有大的溫差，輻射會(huì)變得更加突出。在低壓環(huán)境下，氣體傳熱和自然對(duì)流的作用微乎其微，隨著壓力增大，作用變大。對(duì)固-氣二相傳熱，忽略自然對(duì)流，其一維熱傳導(dǎo)方程可表示為

高效隔熱材料導(dǎo)熱系數(shù)由固體導(dǎo)熱系數(shù)，氣體對(duì)流傳熱系數(shù)和輻射傳熱系數(shù)組成：

在常壓下，的影響不可忽略，而在低氣壓環(huán)境會(huì)使多孔隙的隔熱材料內(nèi)部氣體逸出，將隨著內(nèi)部氣體的逸出而逐漸變小，改變材料內(nèi)部的導(dǎo)熱模式，減小等效導(dǎo)熱系數(shù)，使隔熱性能變優(yōu)。對(duì)于宏觀的防隔熱結(jié)構(gòu)，在考核結(jié)構(gòu)的防隔熱性能時(shí)，必須將氣壓的影響考慮進(jìn)去。在微觀上分析低氣壓環(huán)境隔熱材料的導(dǎo)熱特性一直是熱分析的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。

俞繼軍等在固定壁面溫度的條件下，采用有限差分法對(duì)多孔材料傳導(dǎo)-輻射耦合傳熱過(guò)程進(jìn)行了模擬。研究表明，材料的隔熱性能與材料的使用環(huán)境及內(nèi)部結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，多孔輕質(zhì)高效隔熱材料的等效熱導(dǎo)率在不同環(huán)境壓力下存在顯著差別。

另外，在不同環(huán)境壓力下，氣體對(duì)流狀態(tài)存在較大差別。為研究對(duì)流狀態(tài)影響隔熱材料隔熱性能的程度，白丹等分析了穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)情況下自然對(duì)流對(duì)多層高效隔熱結(jié)構(gòu)溫度的影響，在穩(wěn)態(tài)狀態(tài)下，自然對(duì)流對(duì)溫度的影響較小，而在瞬態(tài)情況下，需要特別的關(guān)注對(duì)流的影響。高速飛行器飛行過(guò)程中，受到的熱載荷為瞬態(tài)熱，大型結(jié)構(gòu)件內(nèi)部的對(duì)流情況更加復(fù)雜。

對(duì)于燒蝕類(lèi)高效防隔熱材料，在低氣壓環(huán)境下，由于空氣中氧含量較低，結(jié)構(gòu)材料受熱表面著火烈度現(xiàn)象會(huì)受到明顯抑制，從而會(huì)使得表面材料分解速度降低，燒蝕厚度減小，影響材料防隔熱性能。

1.2 典型試驗(yàn)及其結(jié)果

1.2.1 國(guó)外典型試驗(yàn)

NASA 自20 世紀(jì)70 年代一直進(jìn)行低氣壓下隔熱材料的導(dǎo)熱性能研究，試驗(yàn)對(duì)多種材料進(jìn)行了試驗(yàn)，得到氣壓1.33×10～10 000 Pa 之間的等效熱導(dǎo)率。試驗(yàn)給出了典型隔熱瓦冷端與熱端在不同溫度條件下，等效熱導(dǎo)率與氣壓之間的關(guān)系，等效熱導(dǎo)率隨著氣壓的升高逐漸上升，影響程度超過(guò)一倍。

美國(guó)針對(duì)TPS熱防護(hù)組件開(kāi)展的大量有氧/無(wú)氧和低氣壓環(huán)境下的高溫傳熱試驗(yàn)，在這些試驗(yàn)結(jié)果的支持下，美國(guó)航天飛機(jī)防熱瓦結(jié)構(gòu)厚度從最初的130 mm減少到80 mm，在保證航天飛機(jī)防護(hù)狀態(tài)有效的情況下，極大地減輕了熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的質(zhì)量。

俄羅斯已有具備低氣壓試驗(yàn)?zāi)芰Φ臒釓?qiáng)度綜合試驗(yàn)艙，配備輻射加熱器和加載系統(tǒng)的圓柱形室，試驗(yàn)艙包括有一組工藝流體、氣體和真空系統(tǒng)，中央控制和測(cè)量系統(tǒng)，試驗(yàn)中可以模擬飛行器在低氣壓環(huán)境下受熱載荷的狀態(tài)。

1.2.2 中國(guó)典型試驗(yàn)及結(jié)果

中國(guó)科研單位在小型低氣壓設(shè)備進(jìn)行了大量高效防隔熱材料低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)。通過(guò)在不同壓力條件下高效隔熱材料隔熱性能的試驗(yàn)，研究了在2000 Pa、10 000 Pa、1 atm（101.325 kPa）條件下，同等加熱條件下高效隔熱材料、高溫隔熱材料和柔性隔熱氈這3種隔熱材料的隔熱性能。試驗(yàn)結(jié)束時(shí)背面溫度見(jiàn)圖1，從圖1 可以看出，低氣壓環(huán)境對(duì)防隔熱材料的隔熱性能有顯著的影響。

圖1 溫度隨壓力變化關(guān)系Fig.1 Relationship between Temperature and Environment Pressure

在隔熱層厚度優(yōu)化驗(yàn)證試驗(yàn)中研究了不同厚度隔熱層的隔熱性能。試驗(yàn)對(duì)象為熱結(jié)構(gòu)及隔熱組件，試驗(yàn)件外表面防熱層為陶瓷基復(fù)合材料。試驗(yàn)中對(duì)熱結(jié)構(gòu)施加相同的溫度載荷，測(cè)量在不同環(huán)境壓力條件下試驗(yàn)件內(nèi)部及背面溫度。熱結(jié)構(gòu)表面溫度、中間層濕度、隔層背面溫度變化曲線(xiàn)如圖2 所示。中間層升溫緩變點(diǎn)與對(duì)應(yīng)氣壓下水沸點(diǎn)的對(duì)比曲線(xiàn)如圖3 所示。從圖3 可以看出，升溫減緩時(shí)的溫度與對(duì)應(yīng)壓力下水的沸點(diǎn)相關(guān)性強(qiáng)。

圖2 溫度測(cè)量曲線(xiàn)Fig.2 Temperature Measurement Curve

圖3 中間層溫度緩變點(diǎn)與水沸點(diǎn)對(duì)比Fig.3 Comparation between the Slow Change Temperature and Water Charge Point

1.3 大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)的必要性及特點(diǎn)

大型復(fù)雜熱結(jié)構(gòu)高溫力學(xué)分析依賴(lài)試驗(yàn)進(jìn)行復(fù)現(xiàn)和驗(yàn)證，需進(jìn)行大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)。大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)主要為熱結(jié)構(gòu)熱匹配試驗(yàn)、隔熱溫控試驗(yàn)，其特點(diǎn)為：a）試驗(yàn)難度大，試驗(yàn)過(guò)程中進(jìn)行大面積、高熱流、長(zhǎng)時(shí)間加熱，加熱分區(qū)多、功率高、溫度高；b）低氣壓環(huán)境下，試驗(yàn)艙體各類(lèi)接口密封、艙內(nèi)設(shè)備承壓能力、設(shè)備防隔熱保護(hù)、冷卻裝置連接密封、低氣壓放電效應(yīng)影響等；c）試驗(yàn)系統(tǒng)復(fù)雜，需將低氣壓下加熱試驗(yàn)系統(tǒng)和真空系統(tǒng)結(jié)合，另外需考慮試驗(yàn)對(duì)象自身設(shè)備通電與熱載荷的匹配。

針對(duì)臨近空間高速飛行器大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)的考核需求，建立了一套完整的低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)系統(tǒng)和方法，對(duì)高速飛行器艙段結(jié)構(gòu)、全飛行器進(jìn)行熱試驗(yàn)考核。

2 大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)方法

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)基本組成

臨近空間高速飛行器大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)系統(tǒng)（見(jiàn)圖4），一般由環(huán)境試驗(yàn)艙系統(tǒng)、控制測(cè)量系統(tǒng)、氣動(dòng)加熱模擬系統(tǒng)、熱防護(hù)及支撐系統(tǒng)等構(gòu)成。

圖4 試驗(yàn)系統(tǒng)基本組成Fig.4 Basic Composition of Test System

2.2 低氣壓環(huán)境試驗(yàn)艙

環(huán)境試驗(yàn)艙是開(kāi)展低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)的安裝、實(shí)施平臺(tái)，同時(shí)模擬飛行器所處高空環(huán)境壓力。為進(jìn)行大型結(jié)構(gòu)件地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)，建造大型低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)艙，艙長(zhǎng)7 m、直徑5 m，環(huán)境壓力可達(dá)10 Pa，加熱功率10 MW，可進(jìn)行大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)，試驗(yàn)對(duì)象可為飛行器艙段、全尺寸飛行器。

2.3 試驗(yàn)控制與測(cè)量系統(tǒng)

控制和測(cè)量系統(tǒng)主要用于低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)中參數(shù)的實(shí)時(shí)控制與測(cè)量。由加熱控制、試驗(yàn)測(cè)量、傳感器特性分析與安裝等分系統(tǒng)等組成。其中，加熱控制系統(tǒng)用于高速飛行器大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)中試驗(yàn)載荷以及艙內(nèi)設(shè)備運(yùn)行參數(shù)的處理、控制，為熱試驗(yàn)的控制和安全實(shí)施提供保障；試驗(yàn)測(cè)量系統(tǒng)用于對(duì)高速飛行器低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)過(guò)程中的溫度、熱流、力、應(yīng)變、位移以及其他電壓、電流信號(hào)等參數(shù)進(jìn)行采集并記錄。

2.4 氣動(dòng)加熱模擬系統(tǒng)

用于對(duì)參試產(chǎn)品施加熱載荷，優(yōu)先采用輻射加熱裝置，在滿(mǎn)足低氣壓環(huán)境使用條件下，也可采用傳導(dǎo)式加熱裝置、感應(yīng)式加熱裝置、激光加熱裝置等。加熱裝置對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行熱載荷的施加，電功率系統(tǒng)為加熱系統(tǒng)提供動(dòng)力，加熱控制系統(tǒng)通過(guò)溫度（熱流）對(duì)加熱量進(jìn)行反饋控制。

2.4.1 加熱元件

試驗(yàn)中常用的加熱元件為石英燈與石墨元件，石英燈作為加熱元件由于其良好的特性，常在低氣壓環(huán)境下使用。由于石英燈管對(duì)流散熱減弱，在低氣壓環(huán)境下，可以實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間（1000 s 以上）300 kW/m加熱，短時(shí)間加熱可達(dá)到700 kW/m。

隨著對(duì)加熱熱流的要求越來(lái)越高，石墨作為加熱元件，同時(shí)加熱功率遠(yuǎn)高于石英燈，在低氣壓環(huán)境中，石墨高溫易產(chǎn)生升華等現(xiàn)象，產(chǎn)生的氣體和顆粒物給加熱帶來(lái)諸多不確定性。目前，石墨加熱裝置在低氣壓環(huán)境下可實(shí)現(xiàn)1400 kW/m的熱流施加，并且存在繼續(xù)提升的空間。

在大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)中，試驗(yàn)對(duì)象尺度大，加熱面積大，不同位置對(duì)應(yīng)不同加熱條件。根據(jù)試驗(yàn)件的外形和試驗(yàn)熱載荷分布，設(shè)計(jì)專(zhuān)門(mén)的加熱器。

2.4.2 試驗(yàn)加熱控制

大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)規(guī)模大，且一般不可重復(fù)，對(duì)于低氣壓環(huán)境下的加熱控制提出較高要求。通過(guò)對(duì)控制方式進(jìn)行改進(jìn)和優(yōu)化，可以有效避免低氣壓熱試驗(yàn)的復(fù)雜環(huán)境造成的傳感器損壞、系統(tǒng)失效對(duì)試驗(yàn)熱載荷控制的影響，提升大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)控制的可靠性。

2.4.3 低氣壓放電現(xiàn)象及應(yīng)對(duì)措施

參考湯遜定理和帕邢曲線(xiàn)，低氣壓環(huán)境對(duì)放電電壓影響顯著。針對(duì)電極在低氣壓下的放電發(fā)問(wèn)，楊亞奇等對(duì)棒尖端外形對(duì)低氣壓下“棒：板短間隙”放電特性的影響的研究，歐陟對(duì)功率元件低氣壓放電規(guī)律與絕緣可靠性的計(jì)算分析，電極尖端結(jié)構(gòu)、溫度、濕度、氣壓等對(duì)低氣壓放電電壓影響顯著。

在大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)中，伴隨著大電壓、大電流，熱試驗(yàn)環(huán)境復(fù)雜，容易發(fā)生低氣壓放電現(xiàn)象，且試驗(yàn)件分解析出物、燒蝕產(chǎn)生物加劇了低氣壓放電現(xiàn)象的發(fā)生。該現(xiàn)象的發(fā)生容易導(dǎo)致試驗(yàn)中斷，影響試驗(yàn)考核目的實(shí)現(xiàn)。試驗(yàn)中對(duì)使用的電極進(jìn)行鈍化處理、對(duì)電極桿進(jìn)行絕緣防護(hù)、改變拉弧放電的傳播途徑、合理排布加熱元件等措施都能有效降低放電的風(fēng)險(xiǎn)。經(jīng)過(guò)不斷改進(jìn)，成功實(shí)現(xiàn)對(duì)大尺寸結(jié)構(gòu)件在1 kPa低氣壓環(huán)境下，大面積、長(zhǎng)時(shí)間的高熱流施加。

2.5 熱防護(hù)及支撐系統(tǒng)

熱防護(hù)系統(tǒng)主要包括防護(hù)與冷卻分系統(tǒng)，對(duì)設(shè)備進(jìn)行防護(hù)、冷卻，保證加熱設(shè)備、測(cè)試傳感器及設(shè)備正常運(yùn)行。支撐系統(tǒng)用于安裝固定參試產(chǎn)品、加熱裝置等。

可燒蝕性材料在低壓高溫環(huán)境下仍產(chǎn)生燃燒，且其火焰形態(tài)在低壓弱對(duì)流環(huán)境下與常壓環(huán)境有明顯差別，熱防護(hù)需重點(diǎn)考慮并配置相應(yīng)的凈化排煙系統(tǒng)、應(yīng)急系統(tǒng)等。

2.6 試驗(yàn)時(shí)序

目前主要進(jìn)行的大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)為熱結(jié)構(gòu)熱匹配試驗(yàn)、隔熱溫控試驗(yàn)。試驗(yàn)對(duì)象為高速飛行器艙段級(jí)試驗(yàn)件、全尺寸飛行器。大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)一般時(shí)序見(jiàn)圖5，試驗(yàn)過(guò)程中保證環(huán)境壓力、試驗(yàn)載荷的正確施加，試驗(yàn)設(shè)備的加電配合等。

圖5 大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)時(shí)序Fig.5 Thermal Test of Large Ground Low Pressure Environment

續(xù)圖5

3 試驗(yàn)實(shí)例及典型數(shù)據(jù)分析

3.1 試驗(yàn)實(shí)例

對(duì)高速飛行器進(jìn)行了多次大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)，通過(guò)試驗(yàn)?zāi)M了飛行器的低氣壓環(huán)境及熱載荷，獲得了試驗(yàn)件的溫度數(shù)據(jù)、位移、應(yīng)變數(shù)據(jù)，考核了試驗(yàn)件的熱匹配性能、隔熱溫控性能。

3.2 試驗(yàn)控制數(shù)據(jù)

試驗(yàn)采用溫度或熱流控制，采用閉環(huán)反饋控制，試驗(yàn)熱載荷控制曲線(xiàn)如圖6 所示。在低氣壓環(huán)境下能夠使用溫度或者熱流準(zhǔn)確進(jìn)行熱載荷控制。

圖6 熱載荷控制曲線(xiàn)Fig.6 The Curve of Heat Flux Controlling

3.3 試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)

3.3.1 溫度測(cè)量數(shù)據(jù)

大型結(jié)構(gòu)低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)艙內(nèi)壁溫度響應(yīng)數(shù)據(jù)如圖7 所示，在溫度內(nèi)壁溫度升高的過(guò)程中，由于受到隔熱材料內(nèi)部水分的影響，初期各點(diǎn)的溫度上升速率較一致，到一定溫度后，溫升速率減緩，但超過(guò)該溫度后，各處溫度差異化上升。

圖7 內(nèi)壁溫度響應(yīng)Fig.7 Response of Inside-wall Temperature

各測(cè)點(diǎn)升溫減緩溫度介于24～27 ℃，該時(shí)間段環(huán)境壓力約為3.0 kPa，對(duì)應(yīng)壓力下的水沸點(diǎn)約為25 ℃，接近升溫減緩點(diǎn)溫度。該升溫減緩現(xiàn)象與材料級(jí)試驗(yàn)件低氣壓環(huán)境下的試驗(yàn)結(jié)果基本一致。

3.3.2 位移應(yīng)變數(shù)據(jù)

艙段結(jié)構(gòu)應(yīng)變、位移響應(yīng)數(shù)據(jù)如圖8 所示。抽壓過(guò)程中，應(yīng)變、位移明顯發(fā)生變化，說(shuō)明在低氣壓環(huán)境的作用下，結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)發(fā)生明顯改變。當(dāng)加熱開(kāi)始后，結(jié)構(gòu)的應(yīng)變、位移變化主要受熱載荷作用影響。

圖8 應(yīng)變、位移變化曲線(xiàn)Fig.8 Strain & Displacement Change Curve

3.3.3 濕度、壓力測(cè)量數(shù)據(jù)

大型結(jié)構(gòu)低氣壓環(huán)境隔熱溫控試驗(yàn)過(guò)程濕度、壓力測(cè)量數(shù)據(jù)如圖9 所示。濕度、壓力變化曲線(xiàn)表明：

圖9 濕度、壓力變化曲線(xiàn)Fig.9 Humidity & Pressure Change Curve

a）抽壓作用下，隨著環(huán)境試驗(yàn)艙內(nèi)壓力的降低，低壓試驗(yàn)艙內(nèi)濕度顯著減小，試件內(nèi)濕度變化較小；

b）熱載荷作用下，試件內(nèi)濕度先快速增大，最高達(dá)到90%以上后開(kāi)始下降，下降到接近0%后保持不變，加熱結(jié)束后濕度恢復(fù)；

c）熱載荷對(duì)試件加熱時(shí)，艙內(nèi)濕度發(fā)生明顯變化；

d）復(fù)壓過(guò)程中，低壓艙濕度增大，當(dāng)復(fù)壓后，艙內(nèi)濕度減小后逐漸恢復(fù)到與艙外濕度一致。

在低氣壓環(huán)境、熱載荷作用下，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)內(nèi)部水分蒸發(fā)，試件內(nèi)水分及濕度明顯變化。

3.3.4 聲發(fā)射信號(hào)分析

試驗(yàn)中采用聲發(fā)射方式對(duì)整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程損傷信號(hào)進(jìn)行采集，試驗(yàn)過(guò)程聲發(fā)射信號(hào)及其中3 種損傷信號(hào)如圖10 所示。每個(gè)階段的聲發(fā)射信號(hào)特征不同，表明試驗(yàn)件內(nèi)部的損傷程度不同。從信號(hào)的幅值、頻率及持續(xù)時(shí)間可以判斷試驗(yàn)過(guò)程中是否發(fā)生損傷，損傷的程度、類(lèi)型。試驗(yàn)后可采用無(wú)損檢測(cè)技術(shù)進(jìn)行確認(rèn)。

圖10 聲發(fā)射信號(hào)Fig.10 Acoustic Emission Waves

試驗(yàn)后，觀察試件外觀發(fā)現(xiàn)，局部表面有脫落分層現(xiàn)象，無(wú)損檢測(cè)后，發(fā)現(xiàn)存在內(nèi)部分層，而該產(chǎn)品在常壓下進(jìn)行的試驗(yàn)中未產(chǎn)生類(lèi)似損傷，可知損傷是由低氣壓環(huán)境與熱載荷綜合作用造成的。

3.4 試驗(yàn)技術(shù)改進(jìn)

大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)?zāi)M了飛行器的低氣壓環(huán)境及熱載荷，對(duì)飛行器進(jìn)行了熱匹配特性、隔熱溫控性能考核。在試驗(yàn)中，存在以下問(wèn)題需要進(jìn)一步改進(jìn)：

a）飛行過(guò)程中，壓力環(huán)境是由常壓到低壓，再到常壓的過(guò)程，為更精確模擬試驗(yàn)，需要實(shí)現(xiàn)環(huán)境壓力的自動(dòng)精確控制；

b）濕度環(huán)境影響材料、結(jié)構(gòu)內(nèi)部水分含量，進(jìn)一步影響材料防隔熱性能，對(duì)飛行器貯存環(huán)境濕度進(jìn)行模擬，進(jìn)一步提升試驗(yàn)?zāi)M的真實(shí)性；

c）端頭及前緣結(jié)構(gòu)高熱流模擬，局部區(qū)域熱流分布精細(xì)化模擬；

d）高溫嚴(yán)酷環(huán)境下結(jié)構(gòu)實(shí)時(shí)損傷監(jiān)測(cè)及損傷位置的精確定位。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了臨近空間高速飛行器防隔熱結(jié)構(gòu)的影響因素，明確了在低氣壓環(huán)境下進(jìn)行大型地面試驗(yàn)的必要性。提出大型低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)的特點(diǎn)與難點(diǎn)，并針對(duì)性地提出解決方案。建立了完整的大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)系統(tǒng)，給出了一套完整的試驗(yàn)方法與程序，能夠?qū)Υ笮团摱渭叭叽顼w行器進(jìn)行了低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)，準(zhǔn)確模擬環(huán)境壓力及熱載荷，提升了臨近空間高速飛行器熱試驗(yàn)考核的有效性。

隨著臨近空間高速飛行器的不斷發(fā)展，作為考核試驗(yàn)件熱匹配性、隔熱溫控性的主要手段，大型地面低氣壓環(huán)境熱試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展將向著加熱能力更高更精確、環(huán)境壓力模擬更加精細(xì)、測(cè)量測(cè)試手段更加豐富等方向發(fā)展，進(jìn)一步提升對(duì)臨近空間高速飛行器研制的支撐作用。