基于合成热射流的机翼除冰实验研究

在人工结冰条件下,利用合成双射流激励器与电热贴片形成合成热射流激励器,开展合成热射流机翼除冰试验,验证合成热射流机翼除冰方案的可行性,同时分别研究除冰的环境温度和射流出口通道开缝角度对机翼除冰效果的影响。研究表明:合成热射流方案与纯加热方案相比,除冰时间能够减少25.0%~36.4%。合成双射流能够促进热能的扩散,加速机翼表面开缝附近冰的融化,使得合成热射流有较好的除冰效果,且出口通道开缝角度与表面积冰越垂直,加速除冰效果越明显。     

潜射导弹级间段密封圈动态密封性能模拟试验方法

根据潜射导弹级间段密封圈在出水过程中的动态变形参数设计了一套模拟试验件和加载、加水及测量装置,采用摆锤冲击加载方式和裂纹动态张开位移测量方法再现了密封圈在导弹出水过程中的使用条件,证明密封圈在规定的开缝宽度、开缝时间和弹体内外压差的使用环境下能够保证防水和密封效果。利用两自由度冲击响应模型分析了试验的动响应曲线,给出了试验系统模态参数的识别结果。     

多种平直开缝翅片换热特性的数值研究

采用有限体积法商业软件FLUENT,应用SIMPLE算法对某管翅式换热器平直开缝翅片的换热特性进行了数值研究,并提出了多种改进翅片模型。将这些改进模型与原模型在相同仿真条件下进行3D数值对比分析,结果表明:翅片的形状、开缝位置对翅片的总换热量、平均压降和阻力系数等均有影响;在来流速度为5 m/s时,"前疏后密"的双向开缝翅可使传热提高11.8%,压降上升15.7%左右;双耳结构的旋转型翅片在Re=2 400~8 400时,可使传热提高5%~8.28%,压降仅提高0.25%~0.83%,综合性能最佳,为管翅式换热器翅片的设计提供了有益的参考。     

含薄弱环节复合材料圆管耐撞性研究

设计并制作了3种新型的复合材料吸能圆管薄弱环节,即内倒角、花冠型和端部开缝的薄弱环节.通过准静态轴向压溃试验研究了这3种薄弱环节对复合材料圆管耐撞性的影响,并将试验结果与不含薄弱环节及含外倒角薄弱环节的试验结果进行对比,以评估这些薄弱环节的引发效能.研究表明:外倒角、内倒角、花冠型和端部开缝薄弱环节都能有效改善复合材料圆管的耐撞性能;内倒角与外倒角薄弱环节具有相同的引发效能;花冠型和端部开缝薄弱环节的引发效能均优于外倒角薄弱环节.由于端部开缝薄弱环节加工简便,故它具有更好的工程应用前景.     

低速开缝壁风洞洞壁干扰若干性能探讨

为适应大攻角、高升力等试验的需要,许多国家正在研究或开始使用低速开缝壁风洞。为论证在我所建造低速开缝壁风洞的可行性,用涡格法对三种机翼模型进行了计算,并用所得结论指导了试验,其结果与实验结果比较符合。经分析得出:低速开缝壁风洞升力洞壁干扰与开闭比之间的关系接近对数变化规律。最佳开闭比随缝的加深而增大,每一座低速开缝壁风洞都有一个工作范围,在此范围内洞壁干扰量及下洗量均比相应的低速闭口和开口风洞小得多,因此证明了低速开缝壁风洞的性能确实优于低速闭口和开口风洞。又由于它制造和使用不太复杂,因而正以第二代低速风洞的姿态出现在人们面前。     

非线性气体振荡整流效应对翼尖涡的影响

以圆管内气体的非线性振荡理论和实验研究成果为基础，利用开口圆管中气体非线性振荡的整流效应，通过翼面开缝以及翼尖开口引入气体振荡，主要进行翼尖涡控制的实验研究。实验结果表明，翼面开缝和翼尖开口引入气体振荡在大迎角时对提高升力系数、增大机翼的稳定性有一定作用。同时，翼尖开口引入气体振荡能较好改善翼尖涡的位置和强度。对比翼面开缝以及无气体激振状态。翼尖涡在翼尖气体振荡条件下向翼尖外部移动了近3／4个弦长，向上翼面方向移动了近1／4弦长。     

计入静位移作用的粘弹阻尼器双线性迟滞模型

在传统的粘弹阻尼器双线性迟滞模型基础上,为了便于参数识别,将滑移迟滞恢复力等效成黏性阻尼力与分段线性弹性力的联合作用,引入指数衰减函数表征弹性力及阻尼力随激振幅值的变化规律,并导出了带静位移的粘弹阻尼器复模量计算模型。提出一种结合复模量及迟滞回线进行参数识别的方法,并通过实例验证了改进模型的准确性及参数识别法的有效性。分析了静位移对迟滞回线及复模量的影响,结果表明:静位移的变化使得迟滞回线沿弹性力曲线移动,并由于非线性刚度的影响,迟滞回线的形状也发生了变化;在模型采用奇次弹性力和线性黏性阻尼力的条件下,储能模量随着静位移的变化成偶次函数的趋势变化,而耗能模量则不受静位移的影响;静位移对储能模量和耗能模量的影响源于粘弹阻尼器刚度和阻尼关于位移的非线性特性。     

刚性边框条件下天线反射面受载时的位移计算和变形分析

针对刚性边框约束条件下大口径抛物面天线反射面受载时的变形分析,应用薄壳理论的有关解析方法研究其受载时的变形特性,得到了轴对称载荷作用下此类反射面变形的近似解析解.应用这一解析解,通过实际算例的计算,分析了刚性边框条件的天线反射面变形位移场的性质,并与同等条件下自由边框条件反射面的变形进行了比较,总结出刚性边框约束对天线反射面变形的影响规律.     

安装条件对后支承机匣系统动态特性的影响

本文采用机械阻抗测试方法,试验分析了某发动机的后支承安装条件,即螺栓拧紧力矩及配合间隙对支承机匣系统共振频率及位移导纳值的影响。试验结果表明,安装条件的影响局限在一定范围内。故在规范范围内,改变安装条件,可在一定程度上调整发动机的振动。     

横观各向同性功能梯度板的热弹性Navier解

本文利用推广后的Main和Spencer功能梯度板理论,研究了横观各向同性功能梯度简支矩形板在温度场作用下的热弹性响应。材料常数沿板厚可以任意连续变化,温度场为在板厚度方向上热传导产生的稳态温度场。将板的中面位移用双重三角级数展开并代入控制方程,利用板的柱面边界条件确定含有的待定常数。最终获得了横观各向同性功能梯度板在温度场作用下的热弹性Navier解。通过数值算例分析,讨论了板的几何尺寸变化、材料的梯度变化程度和不同表面温度等因素对功能梯度板热弹性响应的影响.     

可重复使用运载器热防护系统胶层脱胶传热分析

针对可重复使用运载器(RLV)热防护系统(TPS)胶接结构局部脱胶失效问题,建立热防护系统胶层脱胶传热二维分析模型,利用有限元软件ANSYS进行热防护结构传热分析和热应力求解.结合具体算例,得出在无外力作用下,当胶层的导热与脱胶后真空缝隙的辐射传热二者的当量热阻相同时,由脱胶产生的热应力不易引起脱胶区域的扩展,所得结论对TPS胶层设计有一定的指导意义.     

非烧蚀防热材料地面模拟试验有效性分析

流场化学非平衡度与材料表面催化反应的耦合控制着服役于化学非平衡流场中非烧蚀防热材料表面的气动热载荷，若在该类防热材料性能模拟研究中忽略这一耦合效应，地面模拟试验将无法获得材料的有效使用性能。为此，本文依据钝头体高超声速飞行器边界层驻点热流关系式，分析了影响驻点热流的主要流场参数、地面高焓模拟设备所提供的高焓超声速流场特点以及与飞行热环境之间的主要差异，采用CFD分析了"三参数"模拟方法的有效性。针对化学非平衡边界层驻点传热分析，提出"四参数"模拟方法并分析了"四参数"模拟方法中离解焓无法模拟时的防热材料性能并提出初步解决方法。     

可重复使用热防护系统试验验证技术概述

主要针对高超音速飞行器三种典型可重复使用热防护系统概念,详细阐述了热防护系统试验验证技术国内外进展。国外所开展的热防护系统验证试验项目,主要包括热物理性能试验、力学性能试验以及在热、压、振动、噪声、大气暴露、雷击等极端环境下的TPS结构耐久性试验三大类。简要介绍了热防护系统验证试验的关键技术,分析了国内在热防护系统试验验证技术方面的技术需求,阐明了我国热防护系统试验验证技术未来发展方向。     

飞航导弹热防护技术发展趋势

简要介绍国内外导弹和航天器的热防护技术发展情况,重点介绍材料方面热防护技术的特点和热防护思路。     

高温热管在热防护中应用初探

介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,模拟高超声速飞行器高温区的气动加热环境,对一种装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验.利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型试验结构的对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区.装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果.     

有限元法在光学侧窗热防护设计中的应用

光学侧窗热环境极为严酷,可采用液体对流内冷却技术对光学侧窗进行热防护。以有限元法对光学侧窗温度场进行了分析研究,研究结果表明:该方法计算精度可靠;液体对流内冷却技术能有效起到降温的作用。同时还定量的给出了冷却液用量对结构温度场的影响,为设计的经济可行性提供了保障。     

SOFC多孔电极有效导热系数的实验和模型研究

固体氧化物燃料电池（SOFC）内部流动传热和化学反应复杂，容易产生热不平衡区。获取高精度的多孔电极有效导热系数对于建立多物理场耦合数值分析模型和电池热管理具有重要的意义。基于稳态法设计并搭建了多孔材料有效导热系统实验平台和测量系统，在372.1~932.4 K温度范围内详细测量了多孔电极实验样件温度分布，通过多孔材料内传热理论分析，基于现有EMT和ME1数学模型，利用比例因子t构造了温度修正的SOFC多孔电极综合有效导热系数的计算模型。同时通过对比孔隙率为0.2349~0.4178的3个实验样件表面温度的计算值和实验测量值，验证了该有效导热系数模型的有效性和高精度。     

飞行器热防护结构的相似准则问题研究

高速飞行带来的气动热与热防护问题是制约高速飞行器系统提高技术水平和能力的一个主要技术瓶颈。在飞行器结构设计过程中,对飞行器结构进行考核试验必不可少。受风洞设备试验能力限制,试验模型尺寸、来流条件等与实际飞行通常存在较大差异,要在试验中完全模拟实际飞行环境、温度和应力状况无法做到。对飞行器进行缩放处理后进行模型的风洞热结构考核,并通过相似准则获得真实结构的温度/应力分布特性,为飞行器热防护设计提供支撑有着迫切需求。本文通过热传导方程和热弹性动力学方程组,对其中的模型相似参数进行讨论,并根据模型试验边界情况进行了讨论研究。提出了飞行器热防护结构地面考核试验的相似准则,并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。该相似准则体系具有较大的灵活度,同时具有很高的实用价值。     

空天飞机的防热系统

首先分析了空天飞机对其防热系统的要求,重点是在飞行热环境中的生存能力、减轻重量以及良好的使用性能。然后,概述了正在发展的典型的两级入轨和单级入轨的空天飞机的防热系统。紧接着较详细地介绍了美国空天飞机(NASP)防热系统研究工作的进展情况,同时介绍了适用于空天飞机前缘防热系统的设计概念、可能采用的热管技术和对主动冷却面板的要求及其发展现状和存在的问题。对理论分析、地面试验和飞行试验在发展空天飞机防热系统中的作用也进行了讨论并简单地介绍了这几方面的发展现状。最后,对发展空天飞机防热系统提出了建议。     

低密度烧蚀材料在中高热流环境应用的试验研究和理论预测

低密度烧蚀材料是为解决飞船再入过程中高焓、低热流长时间飞行热环境的防热问题开发的防热材料。随着新工程项目的开展，低密度烧蚀材料被要求应用于中高热流的新环境下。在电弧风洞上开展了低密度烧蚀材料在气流恢复焓为18MJ/kg，冷壁热流为720kW/m2的高焓、中高热流条件下的防热性能考核试验。试验中改进了传统的水冷框方式，水冷框与试验件之间增加了高性能隔热材料，避免了侧向热泄漏，提高了试验结果的准确性。试验结果表明低密度烧蚀材料能够满足中高热流的加热环境。同时开展了低密度烧蚀材料的防热性能计算研究。低密度烧蚀材料的烧蚀机理复杂，根据低密度烧蚀过程的本体热传导-热解-炭化机制，不同区域和阶段分别采用对应的预测方法，改进了炭化烧蚀的计算方法。将理论预测结果同风洞试验结果进行了对比研究，结果表明理论预测同风洞试验结果一致性良好。