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为了解决冲压发动机被动热防护结构在长时间、狭小空间、大温度梯度下的隔热问题,提出了多层组合梯度隔热方案。通过不同构型的梯度隔热层的氧乙炔实验研究,优化了梯度隔热层的构型,并对优化后的梯度隔热材料的隔热性能进行了冲压发动机试验验证。研究表明:2100K的高温下柔性梯度隔热层具有良好的隔热性能,能够解决狭小空间、大温度梯度条件下,冲压发动机长时间工作的隔热问题;梯度隔热材料的层数影响隔热层的隔热性能,较多的层数可提高柔性梯度材料的整体隔热性能;梯度隔热材料的隔热性能可采用氧乙炔隔热实验进行表征。 相似文献
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金属蜂窝夹芯板瞬态热性能的计算与试验分析 总被引:3,自引:1,他引:2
掌握热防护系统(TPS)中热结构超合金蜂窝面板在热环境下的传热隔热特性,是飞行器防热结构设计的先决条件。从镍基高温变形合金蜂窝板隔热试验出发,结合蜂窝板的试验和实际使用环境下的对流换热理论分析,建立了考虑夹芯的辐射、传导和对流传热形式的蜂窝面板的瞬态传热数值计算模型,得出镍基合金蜂窝板在高温下的防热特性。通过与试验结果进行对比,分析了试验误差和不同环境间的修正。讨论了部分蜂窝板设计参数对隔热效果的影响,得到了不同材料常数和蜂窝芯壁厚对隔热效果的影响规律。 相似文献
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自适应多层结构是一种由具有特殊分子结构的高分子材料的加热过程中,自适应形成的具有不同防热性能的多层结构,有机硅热防护材料具有这种多适应多层结构的性能。本文以有机硅为例,以实验结果为依据,给出了这种多层结构热响应特性的数值模拟方法,算例计算表明,数值模拟与实验结果基本相符。 相似文献
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大推力着陆发动机高温热防护技术对火星着陆任务安全至关重要。基于多级热辐射反射结构的常规发动机高温隔热屏在火星大气环境中使用时,因内部气体换热导致隔热性能显著衰减。为解决这一问题研发了一种基于气凝胶隔热材料的新型发动机热防护装置。根据火星探测工程任务服役环境防隔热需求,建立了考虑低压气氛与高温热流边界影响的瞬态传热模型,开展了新型隔热系统的外形锥度、隔热层厚度等关键结构参数的优化设计,通过三维瞬态仿真分析及与发动机联合试车地面试验验证了设计有效性。气凝胶热防护装置成功应用于天问一号火星着陆巡视器,实现了对着陆发动机1 500℃超高温的有效屏蔽。对在轨遥测数据进行反演分析,提出了基于气凝胶材料的高温隔热设计的优化改进方向。 相似文献
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通过对一典型多层隔热材料在真空环境下的系列隔热性能实验和分析,分析了多层隔热材料层间温度差(Δt)的分布趋势,揭示了多层隔热材料在不同层间隔热性能的优劣特性及其变化规律。实验结果证明:多层隔热材料的层间温度差(Δt)变化呈U型分布趋势;外层隔热性能优于中间层的隔热性能,4层以内18层以外层间气流状态接近分子流,隔热性能较好,温度差(Δt)大;中间各层气流处于非稳态,隔热性能稍差,温度差(Δt)小;靠近加热板一侧层间温度差小于低温一侧。 相似文献
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固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统,为了满足控制系统的工作温度要求,设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型,并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算,建立了长尾喷管的热防护复合结构模型,并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明,喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料,气凝胶材料隔热效果表现更优,且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。 相似文献
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某探测器上火箭发动机热防护仿真与设计 总被引:2,自引:2,他引:0
根据某探测器的具体结构及工作条件,分析和计算探测器上火箭发动机的热环境参数.利用有限元法计算火箭发动机固壁辐射热流密度,依据热流边界条件设计热防护方案;利用有效发射率表征多层隔热材料隔热性能并进行温度场数值仿真.由于多层隔热材料性能参数的不易确定性,计算了参数在较大范围内的热防护效果.通过仿真计算验证热防护方案的有效性和可靠性,并分析影响热防护效果的主要因素;计算结果表明多层隔热材料的有效发射率是影响隔热性能最重要的因素,比热容、表面发射率、密度对热防护性能影响很小. 相似文献
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为研究高温升燃烧室喷油杆热防护问题,建立高温升燃烧室喷油杆热防护试验系统,设计加工三个不同尺寸隔热屏,探讨了进气温度、进气速度、供油压力、喷油杆布置方式和隔热屏方案等气动和结构参数影响喷油杆壁面温度、换热特性及油道出口燃油温度的变化规律。研究表明:当进气温度为903K,进气速度为36m/s,压力为0.22MPa时,不安装隔热屏的喷油杆出口燃油温度达到的最高温度为435K,随着供油压力增大,燃油出口温度逐渐降低,但最低温度也超过375K。三种方案隔热屏均能够起到对喷油杆的热防护,能够降低喷油杆壁面温度和油道出口燃油温度,考虑热防护效果和结构重量等综合因素,方案二隔热屏效果最佳,燃油出口最高温度不超过388K。 相似文献
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远程高超声速飞行器处于极为恶劣的气动加热与振动耦合环境中,长时间的高温与振动载荷相互叠加会导致飞行器热防护材料出现裂纹、错位、剥离或脱落,甚至会引发致命的安全事故。因此热防护材料在极端高温环境下的地面热/振联合试验测试,对于高超声速飞行器的安全可靠性设计极为重要。建立高温与振动复合试验环境,设法解决轻质多孔隔热材料在强振动下,表面温度难于准确测量与控制的难题,制作水冷式隔热装置保护价格昂贵的振动激励设备等,实现了1 500℃高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料的热/振联合试验。得到非金属隔热材料陶瓷纤维板内部的断裂形貌及裂纹断面特征。根据试验前、后材料的表观及微观变化以及内部结合剂的变化等试验结果,对材料进行改进。经过试验测试后,达到了使用要求。本文建立的1 500℃极端高温环境下的热/振联合试验系统及试验结果为远程高超声速飞行器热防护材料的抗振动能力评估、隔热效果确定以及材料性能的改进提供了重要支撑。 相似文献
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为了提高气动加热与热防护结构传热多物理场数值模拟的稳态计算效率与计算精度,发展了一种基于有限体积法的气动加热与结构传热一体化数值计算方法。该方法将高速流场与结构温度场统一到同一物理场,基于统一的控制方程组,采用基于LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长的有限体积方法进行求解,避开了传统气动加热与结构传热耦合求解方法在时间域内的所需繁琐数据交替迭代策略。对二维/三维钝体进行一体化数值计算分析,计算结果表明:二维钝体非稳态下,得到2s时圆管驻点温度最高达到390.2K,驻点热流密度和结构温度与参考文献和实验值吻合较好,证明了方法的可靠性和可行性。同时分析了三维钝体应用算例的流-固-热稳态计算特征,计算得到稳态时钝头体结构外壁表面最高温度达到535.6K,表明一体化计算方法可用于长航时飞行条件下的气动加热-结构传热多物理场耦合计算分析,为高速飞行器热防护结构设计与选材提供一定的理论与技术支持。 相似文献
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将纳米多孔结构和多层反射屏引入柔性隔热毡中,设计出一种具有多层反射结构的柔性纳米隔热材料,并结合材料的微观结构对其隔热机理进行了分析.结果表明:多层反射屏抑制了材料的红外辐射传热量,纳米多孔结构降低了气体导热和对流传热,有效地提高了材料的隔热性能. 相似文献
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针对旋转爆震燃烧室高热流密度的热防护需求,提出了一种碳化硅耐烧蚀层-高硅氧烧蚀层-气凝胶隔热层-不锈钢金属基体层的梯度复合热防护结构,建立了考虑烧蚀的多层平壁一维瞬态热分析模型,结合旋转爆震燃烧室的典型热环境,采用动边界隐式差分计算格式求解获得了壁面输入热流密度和高硅氧烧蚀层主要参数对热防护结构内部温度分布的影响;同时开展了旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热考核试验,对热分析模型进行了试验验证。研究结果表明:旋转爆震燃烧室壁面沿轴向温度分布存在着内在的不均匀性,前端由于预混气的及时补充而得到有效冷却,温度峰值出现在位于中截面和燃烧室出口的尾端区域。基于径向一维传热简化,从实测的旋转爆震燃烧室壁面轴向温度分布反演出时均热流密度沿程分布,并以此对特定轴向截面的热防护结构温度瞬态变化进行了分析,与试验结果的对比验证了所建立地考虑烧蚀过程的一维瞬态热分析模型可以较好地预测梯度复合热防护结构的温度变化特性。 相似文献