单相自适应发汗冷却气动防热效果初探

对一种新颖的发汗冷却——单相自适应发汗冷却的气动防热效果进行了初步探索试验,证明了这种发汗冷却原理可行,气动防热效果明显,为进一步研究提供了感性认识和半定量的试验结果。     

飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟

尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖锐唇口的分流作用可以使附近压力、热流降低。因此,提出一种新型冷却结构——凹腔-发散组合冷却,利用迎风凹腔结构对驻点的强化冷却解决发散冷却中驻点难以冷却的问题。以楔形鼻锥为物理模型,对发散冷却、迎风凹腔结构和凹腔-发散冷却3种冷却结构进行数值模拟,并和无冷却的纯鼻锥结构进行对比。结果表明,与传统发散冷却相比,使用凹腔-发散组合冷却可以使结构温度峰值下降16.8%;与没有冷却的纯鼻锥模型相比,鼻锥头部圆弧段表面平均温度降幅可达64%,证实了这种新型冷却结构的可行性和高效性。     

高速再入发汗热防护效果计算与试验研究

针对强制发汗热防护用于高速再入飞行器抵抗气动加热引起的物面烧蚀的效果和可行性问题开展计算与试验研究。计算采用粘性高温多组分反应气体分析方法考虑来流空气与发汗介质的相互作用及组分反应。结果表明,在10 m/s发汗速率条件下,发汗物面热流密度已经降低了75%,在20 m/s发汗速率条件下则已经降低了99%。根据计算结果制备满足渗透率参数的发汗材料并完成发汗装置设计和防热效果电弧风洞试验验证。结果表明,发汗物面温升不足100 K。理论计算与地面试验验证表明,针对高速再入条件,发汗主动热防护可有效降低物面气动加热,可作为高速再入航天器防热备选方案。     

地面试验用自适应发汗鼻锥冷却剂理论选择

冷却剂研究是发汗冷却技术研究中的重要组成部分。美国巴特尔·哥伦布试验室在研究自适应发汗鼻锥时选择了铊作冷却剂,但铊有剧毒,不是理想的冷却剂。本文通过理论分析,提出以铟、铋和锡作冷却剂更为适宜。这种理论分析已被后来的试验证实。     

美国发汗冷却鼻锥技术概况

前言发汗冷却技术在国外已经进行了多年研究。自1929年奥勃斯(Oberth)第一次认识到发汗冷却对于火箭发动机冷却是一种可行的方法之后,这一领域的研究工作一直没有间断过。这一技术曾试图用于以下几个方面:(1)飞机发动机涡轮叶片;(2)火箭发动机喷管喉部及内壁;(3)航天飞机鼻锥及机翼前缘部件;(4)洲际导弹鼻锥;     

碳-碳复合材料超低温性能的一些研究

前言 碳-碳复合材料主要用作防热烧蚀材料。七十年代美国已经成功地把碳-碳复合材料用作洲际导弹“民兵-Ⅲ”弹头MK12A的鼻锥材料。航天飞机等新的应用,要求碳-碳复合材料不仅作为防热烧蚀材料而且在超低温下工作,因此研究碳-碳复合材料超低温下一些性能是有现实意义的。 碳-碳复合材料的常温或高温性能,国内外都已经进行了许多研究工作,并取得了很     

高速飞行器防热减阻新概念构型的气动性能

提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型,以及槽道入口高度固定为30 mm,出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型。采用求解Navier-Stokes（N-S）方程方法进行计算,获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况,分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果。较优构型（槽道进出口高度比为30/50）的防热率与减阻率分别达到40.1%和16.8%。槽道高度越高,减阻效果越好,但防热效率降低。相较于平直型凹腔槽道,扩张型凹腔槽道构型能够在保证防热率不变的情况下显著提升减阻性能。      

国外头部防热材料研制动向和碳—碳材料研究近况

美国战略核武器“民兵—Ⅲ”拟用MK12A取代MK12,MK12A头部防热材料是碳—碳复合材料。美国海军“三叉戟”的机动弹头MK500,也很可能系采用碳—碳材料作为头部防热材料。美国陆军认为反弹道导弹鼻锥经受极为苛刻严历的条件,碳—碳材料是可能满足这些条件的唯一材料。从1958年发现碳—碳材料以来,它的研制和应用已经经历了三个阶段,取得了极大进展。第一代碳—碳材料系三向正交细编碳—碳材料,增强剂大多采用高模石墨纤维,纤维排列推荐2—2—1和2—2—3,复合工艺发展趋向是先用化学气相沉积,然后浸渍、碳化、石墨化,浸渍剂趋向于用沥青。三向正交细编碳—碳材料已经克服了过去碳—碳材料所存在的严重各向异性问题。与七十年代初期3DMod3相比,机械性能与烧蚀性能等都有了显著提高与改进。     

凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响

针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化.      

气膜孔排布对排气系统中心锥冷却和红外辐射特性的影响

运用计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)的数值模拟方法,以涡扇发动机排气系统为原型,对中心锥表面气膜冷却方案进行了数值研究,并揭示了中心锥冷却对红外辐射特征的作用效果.研究表明:气膜冷却中心锥可有效降低中心锥表面的温度,抑制排气系统在0°~15°范围内的红外辐射.在所研究的诸多方案中,与无冷却的涡扇排气系统相比,中心锥表面温度可以降低282K,0°方向上可降低总体红外辐射约57%.      

动叶自适应吸附技术分析

从压差驱动力的角度,阐明了自适应吸附技术的原理及可行性。创新地发展和突破了适合自适应吸附耦合流动数值模拟的结构化匹配连接网格生成技术,并以某型压气机转子为对象,进行了叶片通道主流、自适应吸附内腔耦合流动的数值模拟。结果表明,叶顶喷气对于叶尖泄漏流起到一定封严作用;叶片内腔中流体随叶片同步旋转,静压力较高,在内腔和叶尖间隙之间形成压差驱动力;压差驱动力的大小跟叶顶喷气孔的位置相关,仔细选取自适应吸附结构参数可以在自适应吸附流路中建立起有效的内腔流动。     

可重复使用热防护系统防热结构

本文简单介绍及分析了现用航天飞机轨道器热防护系统(TPS)防热结构和正在研制或计划研制的盖板式耐热承载防热结构,从未来的完全可重复使用飞行器的基本结构布局出发,指出,所谓可重复使用的 TPS,实际上限定于其整机的可重复使用性;现用航天飞机 TPS 防热结构应该是下一代或未来的可重复使用飞行器 TPS 的优选方案,盖板式耐热承载防热结构很可能只是部分应用,直至盖板材料及盖板式耐热承载防热结构完全成熟。     

一种新型蜂窝夹层结构防热材料

针对实际使用的热环境要求,提出了多种防热结构材料及结构方案.通过石英灯加热试验对其防热性能进行了考核验证.考察了防热涂层、样件结构形式以及材料种类对试验件防热性能的影响.结果表明,防热涂层可显著降低防热试验件的背温,最高降幅达241℃;相对于传统的玻璃纤维/酚醛层压板结构,在满足防热要求的同时,新型蜂窝夹层结构的面密度较低,仅为层压板的50％左右,具有明显的减重优势,其中聚酰亚胺面板的蜂窝夹层结构的面密度仅为酚醛玻璃钢面板夹层结构的80％,其表面加防热涂层样件的背温仅为246℃.     

稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究

本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。     

高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法

为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。     

再入飞行器鼻锥材料的筛选试验—M组

本文提供了再入飞行器鼻锥材料筛选试验的结果,这些筛选试验是在俄亥俄州莱特·彼得逊空军基地的空军飞行动力实验室再入鼻锥试验设施上进行的。这些试验称为“M组”试验,是政府部门为发展先进鼻锥材料而进行的若干批鼻锥筛选试验中的第一批试验。至少有10个承包商和政府部门参加了这些试验,共计试验了75个模型和21种材料。这组试验的结果以及试验后的若干分析工作,为当前的鼻锥材料建立了一个广阔的数据基础。这些模型中。有4种是石墨材料,有17种是碳—碳材料。碳—碳编织形式包括1—1—1、1—1—3、1—1—4、1—1—5、2—2—1、2—2—3、2—2—4、2—2—6的排布形式,外加一种极向编织方案。关于碳—碳的制作,至少包括了五种工艺方法。从鼻锥材料在再入鼻锥试验设施中展示的性能来说,最好的材料是994石墨和2—2—3精细编织碳—碳。另外。其余那些石墨和几种碳—碳结构也都是有希望的材料。     

新型耐烧蚀防热涂层在飞行器局部防热中的应用北大核心CSCD

本文针对一种新型耐烧蚀防热涂层在飞行器翼面局部防热中的应用进行研究。通过有限元分析方法对局部温度场及热应力变形情况的影响进行研究;同时对该新型防热涂层的抗剪切性能进行试验考核及微观形貌分析。研究表明:防热涂层的使用能够使飞行器翼面局部部位温度降低,减小材料变形,有效提高了材料的使用强度。通过发动机烧蚀试验考核,0.5 mm防热涂层的应用,能够在试样表面温度达到1006℃的情况下,背面温度降到147℃,烧蚀后表面形貌良好。该项研究为该防热涂层在飞行器局部防热的使用提供了参考。     

基于Deform软件二次开发和BP神经网络的TA15多向锻造微观组织预报

通过热压缩实验构建了TA15合金的热变形真应力-应变曲线,以此为基础分别建立了合金双相区及单相区温度区间的热变形本构方程;基于热压缩试样动态再结晶的统计数据建立了TA15合金的动态再结晶模型。借助Deform提供的二次开发功能实现相关数学模型的程序化,制定正交实验方案,实现了TA15合金多向锻造变形的微观组织仿真。通过正交实验分析得出各项因子的影响对象及强弱差异,提出了双相区及单相区温度区间内的多向锻造最佳因子组合。建立了TA15合金多向锻造变形微观组织的BP （Back Propagation）神经网络预测模型,将预测结果与有限元仿真结果进行比较,结果表明两种方法的预测结果基本一致,但神经网络具备有限元仿真难以实现的良好细节预测能力,能更为细致地实现对微观组织分布状态的划分。     

国外航天运输系统防热系统,结构和材料的总体分析研究

对近年来国外航天运输系统包括飞船、航天飞机和空天飞机等的防热方案的选用方向、防热结构和防热材料的研究与应用以及发展方向进行了高度概括与分析，采用了新的分类方法，介绍了各种新型的防热系统、结构和材料。     

透射电子显微镜研究三种碳-碳复合材料的微观结构

前言 碳-碳复合材料是一种新型的防热烧蚀材料和耐磨材料,用于制造导弹鼻锥或喷管喉衬和飞机刹车片等部件。取决于实际使用的具体条件,对碳-碳复合材料的结构和性能将有不同的要求。采用不同的纤维和基体原料及不同的复合工艺,所得碳-碳复合材料将具有不同的结构和性能。本文着重总结我们利用日