高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法

发展了一种无黏流场解与工程计算方法相结合的高超声速全机外形气动加热与结构传热快速计算方法。该计算方法结合了三维块结构网格无黏流场数值计算技术可处理复杂外形流动的优点与工程计算方法效率高的特点,将气动热的计算简化为绕飞行器的无黏外流(边界层以外)数值解和边界层内热流求解两个部分,同时耦合了防热结构传热计算模型、高温化学非平衡热效应估算方法以及弹道状态动态插值方法,可用于快速计算与分析三维复杂外形高超声速飞行器在弹道飞行状态下全机热环境参数、防热结构内温度场等随飞行时间的变化特性。以RAM-CⅡ、类Ⅹ-37B等典型高超声速飞行器为研究对象,在设定的飞行条件及热防护方案下,进行了气动加热与结构传热问题的求解,给出了全机表面热流密度与防热结构材料温度的时变特性。结果对比表明,所发展的方法具有快速、高效的特点,且计算精度可满足工程设计初期选型需求,可为高超声速飞行器的热防护系统初期设计及热环境特性快速计算分析提供技术支持。     

一体化热防护结构传热分析及防热特性研究

正高超声速飞行器已逐渐成为各国航空航天领域发展的重要方向,高超声速飞行器的气动加热问题是限制其发展的一个重要问题,被称为"热障",热防护系统对高超声速飞行器至关重要。高超声速飞行器的热防护系统的主要作用,是在高超声速气动热力的环境下保证飞行器内部结构的温度维持在一定的范围内,确保结构的安全,热防护系统的研究对高超声速飞行器的发展和应用具有重大意义。常见的热防护系统有以下几种形式:吸热式热防护系     

高超声速飞行器热结构设计分析技术研究

综述了国内外高超声速飞行器结构热设计分析技术的进展,探讨了计算气动热力学应用于高超声速飞行器结构设计的能力与局限性的现状,提出并讨论了高超声速飞行器热结构设计分析的关键技术及其发展趋势:(1)高超声速飞行器瞬态表面温度和气动加热率计算技术;(2)流-热-固多物理场耦合机理模型技术;(3)流-热-固多场耦合计算分析技术;(4)高超声速飞行器热防护结构设计技术。     

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。     

高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.      

高超声速风洞双体同步分离捕获轨迹试验技术

为了更准确地模拟质量与体积相当的高超声速飞行器多体分离过程，在国内首次研发了高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术。通过将风洞前室总温总压信号及模型天平测力信号等的数据采集、实时气动及动力学解算、上/下机构联动组合控制、上/下机构运动分配四项关键功能融为一体的设计方式，建立了Φ1 m高超声速风洞双体同步分离试验平台。结合两级入轨空天飞行器标模的多体分离特性研究，开展了马赫数6条件下典型状态的双体CTS(captive trajectory system)试验验证。验证结果表明建立的高超声速风洞双体同步捕获轨迹试验技术较好地获得了飞行器两级分离轨迹及气动特性，纵向气动力试验精度优于4.8%、力矩优于6.2%，纵向捕获轨迹预测精度优于8.7%，可以满足高超声速飞行器两级分离过程中均有较大位姿变化的多体分离模拟。     

热气动弹性变形对飞行器结构温度场的影响研究

气动加热造成的结构温升可能造成飞行器结构失效从而带来安全隐患。准确预测结构温度场在高超声速飞行器热防护系统与结构设计中显得尤为重要。气动热与传热耦合是提高结构温度场预测精度的有效手段,经长期研究与发展,不管是耦合方法研究还是实际工程应用都已开展了大量工作。但这些研究工作均未考虑结构变形对气动加热和结构温度场的影响。而在实际飞行过程中,特别是长时间飞行后,结构变形对结构温度场的影响往往是不能忽略的,对气动力/热环境也都有直接的影响。本文以飞行器静热气动弹性计算方法为基础,对高超声速飞行器机翼模型进行了考虑热气动弹性变形影响的气动热与传热耦合计算,并与不考虑变形对热环境影响情况的计算结果进行了对比分析。结果表明,虽然对于大面积区域变形对气动热/结构温度场的影响较小,但对于热防护结构重点关注且精度要求较高的前缘驻点附近区域计算结果变化明显。由此,也说明了考虑弹性变形对结构温度场预测的重要性。该研究工作为进一步提高飞行器结构温度场预测精度和结构热安全性能评估能力奠定了基础。     

高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析

通过分析高超声速流场-热-结构耦合问题的机理过程,对多场耦合模型进行了数学物理描述,以此发展了松耦合分析策略框架。在此基础上,采用自适应耦合计算时间步长、混合插值策略和复杂外形网格变形等方法,实现了多场耦合分析平台。针对高超声速飞行器进气道前缘结构的耦合特征进行了初步分析研究,计算结果揭示了在持续长时间飞行条件下流场-热-结构耦合的时空分布特征,为深入开展高超声速飞行器热防护系统的综合性能评估及优化提供了理论与技术支撑。     

长航时高超声速飞行器的综合热效应问题

针对长航时高超声速飞行器,分析了气动力/热与结构响应耦合情况下,结构受热变形带来的综合热效应问题。讨论了加热量与温度的关系,指出了在经过长时间加热后温度趋向于稳定时,温度分布特性仍然对结构热安全具有重要意义;明确了用辐射模拟气动加热来进行大面积结构热响应研究的实验途径。论文还讨论了在长时间加热情况下的一些综合热效应问题,明确了在优化设计中要考虑变形带来的对布局和轨道控制的系统性影响;讨论了在耦合实验测量中需要研究发展的技术问题;指出了长航时飞行中热量管理需要关注的几何和物理量多尺度问题。对这些问题的讨论与展望,将对下一步深化长航时高超声速飞行器的热防护和其他相关问题的耦合研究提供参考。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

二硅化钼发体件的热弯研究

研究了高温烧结发热体坯体的烧结工艺对热弯的影响,使用SEM观察高温弯曲试样的表面形貌及成分分析,通过表面防护的保护措施,防止高温烧结时发热体坯体的渗碳发生。结果表明,保护性高温烧结工艺的发热体可进行热态弯曲成形,表面没有发现裂纹,试样中的气孔已明显球化。     

基于混水原理的供热系统节能分析

混水供热对供热运行有很好的调节作用,并逐渐被更多的供热运行自动控制系统所采用。对某分流混水供热自动控制系统进行了分析,指出了分流混水方式的弊端。提出了采用回流混水供热方式可以更有效地进行供热调节和节能降耗,并且具有响应快和准确度高等优点;同时对回流混水供热进行了节能分析、定量计算以及水温控制方程推导等。     

某系列飞机蓄电池组新型自动加温装置的技术研究

航空蓄电池组是我军航空兵部队某系列飞机的地面起动、机载备份应急化学电源。本文分析了我军现役某系列飞机的航空蓄电池组使用状况和温度性能后,揭示了研制稳定高效的蓄电池组自动加温装置的必要性并给出了初步的设计方案。     

风挡玻璃加温系统功能试验方法优化设计

简述了风挡玻璃加温系统的工作原理,并结合飞机总装配阶段的生产特点,重点介绍了风挡玻璃加温系统功能试验的方法及其优化设计     

钨板加热旋压模具设计及加热方法研究

本文主要论述纯钨板成形时模具及靠板的设计、调试，并对成形过程中模具及钨板的加热方法、工艺参数进行了分析。     

气动加热下高速尾翼的热颤振分析

运用MSC.Nastran软件对高速飞行器尾翼在不同温度下的模态进行分析,并采用p-k法对尾翼进行了颤振分析.结果显示,气动加热使得结构的固有频率不断降低,并最终降低飞行器的颤振速度,从而影响飞行器的稳定性.而对于温度分布均匀的结构,主要是材料性能的降低使得颤振速度下降.     

非金属电热膜材料及工艺分析

本文论述了制作电热膜的工艺过程.对电热膜的材料、烧结工艺及使用寿命进行了试验,获得了有价值的结论.并论述了提高电热膜产品寿命应注意的问题.     

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果,分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响,为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

Theoretical aerothermal concepts for configuration design of hypersonic vehicles

Convection coefficients and heat fluxes due to aerodynamic heating on critical surfaces of hypersonic vehicle are obtained analytically. The applicability of recovery temperature for stagnation regions is discussed. Convection coefficient for the bicurvature forward stagnation region is obtained directly from 2-D stagnation region correlation, using the two principal radii of curvatures. Convective heat flux to swept-back leading edge (SBLE) surface is obtained from the 2-D stagnation region and flat plate heat fluxes, using the respective velocity vector components. Results reveal the concepts of temperature-minimised-sweepback, and the thermally-benign sharp SBLE effect at high sweepback angles.     

Heliospheric Physics: Linking the Sun to the Magnetosphere

Research into the heliospheric structure and its relation to the solar boundary is at an impasse. After successful predictions by Parker about the zeroth-order behavior of the heliospheric magnetic field and the solar wind, the heliospheric community struggles to make substantive progress toward a predictive model describing the connections between the Sun and its space environment, between the closed corona and the open corona extending to the planets. This is caused by our lack of understanding of the basic processes heating the corona and transporting open magnetic field. We detail the models used to describe this connectivity, from potential field source surface models to full MHD techniques. We discuss the current limitations of both approaches. Finally, we address a recent attempt to advance our understanding beyond these limitations. At this point in time the proposed theory remains controversial in the community, but it addresses important shortcomings of current approaches outlined above.