耐高温隔热材料组合结构模拟研究与试验验证

以热防护系统隔热组合结构中不同隔热材料厚度尺寸为计算变量,以飞行器主结构温度极值即最低背面温度为目标参数,以组合结构中第二层材料最高使用温度为约束条件建立隔热组合结构模型,并进行了石英灯考核验证。采用通用软件ANSYS 进行一维瞬态有限元热分析,将模型计算结果和试验结果进行了全面对比,各项数据吻合良好。     

飞机隔热结构热桥效应分析与实验

针对飞机隔热结构中金属筋条的热桥问题,设计了两类典型飞机隔热结构构型。为了研究分析热桥效应对隔热性能的影响,对各构型进行瞬态热传导有限元分析,得到在热面温度分别为100℃,200℃,300℃,424℃时考核点的温度,并通过隔热性能实验验证了有限元方法的有效性。结果表明:热桥对隔热结构的隔热性能有较大影响,设计隔热结构时应充分考虑热桥现象;提出了热桥阻断的方法。     

旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热分析模型及验证

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。     

考虑接触热阻的非连续转子快速启动热分析

针对燃气轮机转子非连续性的结构特点，通过考虑粗糙表面的接触热阻，建立了螺栓联接结构的热 结构耦合分析模型。研究了快速启动过程中轮毂间接触面上的温度分布及最大应力的变化规律，并分析了表面粗糙度和预紧力等接触参数对接触面间的温度分布、拉紧力及最大应力的影响。结果表明:热冲击下粗糙表面间的接触热阻对接触面的温度分布及最大应力影响明显，接触参数对螺栓联结结构的温度场、应力场及热变形特性影响较大。研究成果可为燃气轮机转子设计、热致振动分析及故障诊断提供理论依据。      

考虑认知不确定性的热防护结构瞬态温度场分析

瞬态温度场不确定性分析对高超声速飞行器热防护设计与评估有着重要的意义。本文考虑材料热物性参数的认知不确定性因素，提出了一种瞬态热传导温度响应的不确定性分析求解方法。首先，通过拉丁超立方抽样获得不确定性参数样本，将样本参数写入有限元计算文件中，用区间来表征参数的认知不确定性。其次，基于蒙特卡罗方法及有限元计算得到结构的不确定性瞬态温度响应曲线集。最后，以波纹夹芯热防护结构为例验证方法的可行性。研究结果表明，当结构有净热量流入时，由材料热物性参数的不确定性引起的瞬态温度响应的不确定性区间不断增大，并且瞬态温度响应的不确定性区间宽度与结构的温度变化具有正相关特点。     

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。     

热结构在随机压力载荷作用下跳变响应计算与分析

先进的航空航天器结构暴露在严酷的工作载荷环境中,包括复杂的机械力载荷、压力载荷、声载荷和热载荷,这些载荷会导致结构以非线性方式响应。研究了随机压力载荷作用下高温薄壁结构动态响应计算方法,并构建了计算模型。首先讨论了温度对结构刚度的影响,分析表明屈曲前结构刚度随温度升高而降低,屈曲后结构刚度随温度升高而升高。在此基础上着重讨论了随机压力载荷作用下高温薄板跳变响应,对热载荷作用下的结构屈曲,以及在随机压力载荷作用下呈现出的复杂非线性动态响应特征进行了分析。     

高超声速多体分离过程气动加热计算技术

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。     

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。     

气动压力对柔性热防护结构隔热性能的影响

提出"等效导热热阻"这一参数来反映柔性热防护结构的隔热性能,用石英灯辐射加热和机械加压的方式来模拟柔性热防护结构服役过程中的的气动热/压环境,根据所做热试验的结果数据研究了在一定温度下,气动压力对柔性热防护结构等效导热热阻的影响规律。结果表明:随着气动压力的增大,柔性热防护结构的隔热性能呈非线性下降趋势,因此在对柔性热防护结构设计时,必须考虑其服役过程中表面气动压力对其隔热性能的影响。     

薄壁结构在热声载荷下的疲劳寿命分析与试验验证

数值研究了热声载荷作用下薄壁结构的动态响应,并开展了薄壁结构的热声激振试验,获取了薄壁结构的热模态频率与不同热声载荷下的动态响应结果。采用热声疲劳寿命预估模型,仿真分析了薄壁结构疲劳寿命随声压级和温度的变化规律。试验与仿真结果对比表明,试验与仿真的模态频率具有一致性,应变响应量级相同。屈曲系数由0增加到1.8,GH188金属薄壁结构疲劳寿命呈先降低后增大趋势。验证了热声试验方法的合理性与可靠性,以及薄壁结构热声响应仿真方法与模型的有效性。薄壁结构在屈曲前/后过程中表现出稳定-失稳-再稳定的过程。     

可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统尺寸优化分析

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...     

分区和有限容积法计算长尾喷管中的湍流流动

为了给长尾喷管热防护结构设计提供热边界条件，从轴对称二维雷诺平均N－S方程出发，采用分区算法和有限容积法计算了长尾喷管中的湍流流动，分析了流场的结构特性，提出了长尾喷管中燃气温度，压强和马赫数分布的某些规律以及燃气温度沿壁面的分布，计算和分析结果提出了长尾喷管热防护结构设计应注意的事项。     

镍基高温合金GH536的热疲劳行为

燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件，在工作过程中受到复杂的循环温度载荷，使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征，设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验，研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律，揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生，以沿晶方式扩展并断裂；②随着热疲劳试验中上限温度的升高，裂纹的萌生寿命缩短，裂纹扩展速率加快，试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍.      

一种耐高温多层热防护结构的优化设计与性能

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题,以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象,建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型,通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异,针对构建的热防护结构,提出了在满足一定约束条件下,以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案,得到了多层结构的最优几何参数,并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明：该结构可耐受1 473 K的高温1 800 s而背温不超过370 K。     

聚氨酯泡沫塑料及聚异氰脲酸酯泡沫塑料的热行为及机理的研究

本文对所研制的聚氨酯泡沫塑料及聚异氰脲酸酯泡沫塑料的热行为进行了研究,发现这两种泡沫塑料在室温至700℃的范围内,其热重曲线均呈现三次失重,而其DSC曲线在30～260℃范围内无明显的吸热峰和放热峰。根据上述实验结果,认为:第一失重温度并非泡沫塑料的热分解温度,第二失重温度是聚氨酯链段的分解温度,第三失重温度是异氰脲酸酯环的分解温度。本文提出了聚氨酯泡沫塑料的结构与其热行为的关系。论述了聚氨酯泡沫塑料及聚异氰脲酸酯泡沫塑料的热行为的机理。     

接触热阻对疏导式热防护结构防热效果的影响

采用内置高温热管的疏导式热防护结构是一种新型高效的热防护方式,热管与高温复合材料之间的接触热阻(TCR)对防热效果有重大的影响。首先给出了一种疏导式热防护结构的计算模型,进而采用间接耦合的方法建立了由接触热阻引起的热力耦合问题的计算格式,在此基础上对不同预留间隙条件下的热防护结构进行了热力耦合分析,重点考察了接触热阻对其防热效果的影响。研究结果表明,采用预留装配间隙的方法可以有效降低结构的应力水平,但同时使得界面接触热阻增加,从而使得结构驻点温度升高,因此在采用预留间隙设计时必须在考虑界面接触热阻的条件下从结构强度和温度两方面对结构进行安全性评估。     

考虑空腔的高超声速多流动区域同步数值模拟

先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和带有开孔的两种高超声速运动圆环分别进行多流动区域同步数值模拟。计算结果表明,由于结构温度不均匀引起的空腔内热对流反之也会对结构温度场分布产生轻微的影响。在空腔内气体流动的影响下,封闭圆环的前缘温度在35s内最多下降0.8%左右。对于带开孔空腔的圆环,其孔壁周边温度在0.5s内能够超过外流前缘驻点温度。     

尖楔结构低速高/中温双路气流组合热试验方法

在典型高超声速飞行工况下,数值模拟分析了高温合金尖楔前缘结构沿气流方向大温度分布梯度将带来严重的热强度问题,产生大温度分布梯度的根本原因是尖楔结构头部区域平均热流密度与后段平板区域平均热流密度之差,而受头部区域热流密度具体分布的影响不大;进而提出了一种低速高/中温双路气流组合热试验方案,并通过数值模拟方法证明了该方案具有两股气流参数可以独立调节分别满足尖楔结构头部驻点区域及后段平板区域大、小两种热流密度的优点,进而解决单喷口低速高温燃气流热模拟试验难题,满足尖楔结构高超声速飞行工况下大温度梯度模拟要求.同时,该方案通过高/中温气源的合理组合搭配可以大大降低尖楔结构热试验所需高温气源发生功率,推广应用于电弧风洞可拓展其热试验范围.      

火箭燃气射流温度分布的实验研究

为了优化火箭发射承载设备的设计，使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法，实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明，温度—时间历程曲线中存在若干相对稳定状态，对应于发动机的工作过程的不同阶段，得到了可能发生热损坏的温度分布区域。实验得到的温度分布与理论结构基本相符，与数值模拟存在一定差异。文中简要分析了细丝热电偶的测量误差。