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针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法(TDMA)构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明:此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法(HBI)相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统(TPS)提供了一定的参考依据。 相似文献
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针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法(TDMA)构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明:此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法(HBI)相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统(TPS)提供了一定的参考依据。 相似文献
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可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统尺寸优化分析 总被引:2,自引:0,他引:2
针对可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统再入过程中防热和承载问题,结合有限元软件ANSYS建立热分析模型和结构模型,模拟再入过程中陶瓷瓦热防护系统防热和承载作用,预测内部瞬态温度响应。然后利用热模型和结构模型以及ANSYS软件优化模块对陶瓷瓦热防护系统尺寸进行优化,并且对比考虑内部热损耗和不考虑内部热损耗两种情况下的优化结... 相似文献
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再入钝锥体烧蚀热防护内部热响应的数值仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了烧蚀热防护系统内部热响应的计算模型和计算方法.采用碳化层-热解面-原始材料层模型,建立碳基材料内部热响应物理模型和数学模型,利用有限元法分析和计算再入目标热防护系统轴对称内部热响应.着重研究和分析了轴对称烧蚀过程中热解气体质量流率计算方法和传热机制.将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过保证刚度矩阵和形函数矩阵的正定对称性可以加速温度场计算收敛.计算表明:热解气体的质量流量主要由厚度方向构成,占80%以上;头部驻点附近最大烧蚀厚度接近10mm,需要采用抗烧蚀能力强的碳-碳材料,身部烧蚀量小于2mm,可以采用密度较小的碳-酚醛材料. 相似文献
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发展了无粘外流解与气动热工程方法相结合的用于全机外形复杂流动气动加热计算技术,并将其与动态多体分离过程流场解相结合,提出了一种高超声速飞行器多体分离过程气动加热特性计算技术,然后耦合结构传热,实现了飞行器热防护系统中结构材料温度分布特性的数值模拟。采用本文方法,针对假定高超声速多体分离布局及飞行条件开展了分离过程中的结构温度分布特性与热流密度分布特性计算,分析并给出了组合体分离过程中部件干扰对气动热的影响特性。结果表明本文发展的计算技术可为高超声速飞行器的防热方案设计、气动热特性定性分析及热防护系统设计等提供技术支持。 相似文献
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热气动弹性变形对飞行器结构温度场的影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
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夏刚%程文科%秦子增 《宇航材料工艺》2003,33(6):1-6
讨论了充气式再入飞行器对柔性热防护系统的具体要求,归纳了柔性热防护系统设计的一般准则。概述了柔性热防护系统在充气式再入飞行器中的应用现状,并指出在多层隔热毡(MLI)外表敷设耐高温涂层是柔性热防护系统的理想方案。介绍了柔性热防护系统的材料技术,指出轻质、柔性和耐高温是柔性热防护材料的主要特征,并建议在充气式再入飞行器的总体设计过程中采用Nextel312作为主要候选材料来完成相应的热防护设计。 相似文献
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为了研究碳化烧蚀材料对旋转爆震燃烧室的被动热防护作用效果,建立了旋转爆震燃烧室热环境计算模型和多层复合壁一维烧蚀热响应分析模型。基于旋转爆震燃烧过程的数值模拟,确定了沿燃烧室轴向的壁面平均温度与热流的分布特征;针对典型的壁面热负荷输入条件,采用动边界隐式差分格式,对碳化型烧蚀材料的烧蚀过程和传热过程进行了耦合计算,分析了碳化层剥蚀、热解热、热解气体质量流率、材料厚度等因素对燃烧室壁面热防护效果的影响。研究结果表明,旋转爆震燃烧室温度和热流密度分布不均匀,斜激波扫掠区域热负荷更为剧烈;碳化层剥蚀后会使烧蚀材料的烧蚀率增加,壁面温度迅速上升;增大热解热及热解气体质量流率都有利于延长工作时间、降低壁面温度; 旋转爆震燃烧室不同区域的烧蚀有一定差异,增加烧蚀材料厚度无疑有利于壁面热防护,但是在实际应用中应综合考虑壁面重量和空间尺寸。 相似文献
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针对高超声速进气道前缘"Ⅳ型"激波干扰产生的气动加热与结构传热多物理场耦合计算问题,发展了一种基于有限体积法的流-热-固一体化计算方法。该方法采用一体化控制方程组统一离散求解外部高速流场与内部结构温度场,规避了传统分区耦合算法在时间域内交替迭代的繁琐数据交换策略。另外,提出一种新的双温阻模型计算流-固交界面的物性参数以保证计算准确性,采用LU-SGS隐式时间迭代和自适应时间步长以提高计算效率。采用经典高超声速二维圆管流-热-固耦合算例对该一体化方法进行验证,计算结果与试验值和参考文献数据吻合较好,证明了该方法的可靠性和正确性。利用一体化方法对高超声速前缘"Ⅳ型"激波干扰流-热-固耦合问题进行定常/非定常计算与分析,给出了温度与热流的时变特性,计算结果表明,激波干扰作用产生的超声速"喷流"不断冲击壁面,使得壁面最大压力系数增大约9倍,壁面最大热流增大约4.7倍,给高速飞行器的热防护设计与选材带来严峻挑战。同时,也表明了一体化计算方法可以较好地用于长航时飞行条件下与复杂飞行环境下的高超声速热防护系统的热环境特性分析与综合性能评估。 相似文献
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《Aerospace Science and Technology》2006,10(4):346-354
Thermal analysis plays an important role in the structural design of atmospheric reentry vehicles, which are subjected to severe aerodynamic heating. It is sometimes difficult to assess the design safety margin because of uncertainties in the predicted heat flux and the material properties used in the thermal analyses. However, probabilistic techniques allow the effects of uncertainties to be analyzed, and the present study demonstrates the probabilistic thermal analysis of the PARTT reentry vehicle using the Monte Carlo technique to investigate the probabilistic temperature responses. The temperature responses were found to depend significantly on time and location, and reliability was predicted at all locations. The peak temperature of the vehicle's main structure was found to be strongly correlated with heat shield temperature, and analysis of the contributions of random parameters showed that heat flux and heat shield emissivity significantly affect the peak temperature. These results indicate that the thermal design of the heat shield shell is very important for the whole structure. It is expected that such information will provide good insight for the design of a reentry vehicle's structure. 相似文献
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张宗强%匡松连%尚龙%华小玲 《宇航材料工艺》2007,37(6):29-31
介绍了不同再入飞行器热防护材料的特点,指出长时间飞行器对防热层的要求。通过纤维织物改性和树脂基体改性研制了新型防隔热材料,并进行了性能测试和研究。结果表明:新型改性纤维/酚醛复合材料比传统的树脂基防热材料具有更好的隔热性能和抗烧蚀剥蚀性能,能够满足中低焓值、较低热流、烧蚀时间较长(300~700s)防热部件的防隔热要求。 相似文献
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航天器再入大气层热力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以OREX(orbital reentry experiment vehicle)的飞行试验数据和相关的CFD数值模拟结果为基础,采用传热理论及相关公式,分析计算了OREX再入大气层过程中的轨迹,驻点处热流密度非平衡假设和平衡假设下的换热问题.所计算的轨迹、热流密度非平衡假设下计算的驻点温度和热流密度值同试验数据及相关的CFD数值结果取得了很好的一致,相应的计算方法可作为航天器驻点热力分析的通式.然而在平衡假设条件下,尽管计算所得到的驻点热流密度与之前的CFD数值结果差别不大,但这种情况下计算得到的温度与试验数据不符,这应归结于计算的热流密度结果对驻点处温度变化的不敏感.比较非平衡假设和平衡假设下的换热计算结果表明,对于航天器再入过程中的热力探讨不能仅仅满足于热流密度分析,对温度的考察或许更重要. 相似文献
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炭化材料烧蚀防热的理论分析与工程应用 总被引:5,自引:2,他引:5
本文重点对炭化材料烧蚀防热的内部机理,即存在非平衡化学反应的热解气体扩散通过变孔隙度的多孔介质的瞬态传热、传质过程做了深入分析,并利用该方法对飞船返回舱头部的再入烧蚀性能进行了一维计算,通过与简化模型的计算结果比较表明:材料内部质量沉积和化学反应对烧蚀性能有较大影响。 相似文献