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为验证和指导高速飞行器的防隔热设计,准确地模拟气动热产生的热量穿透防隔热材料进而影响舱内温度空间分布和时间变化的过程,研究了一种同时求解机体外流场及气动热、机体结构传热及舱内流场温度场仿真计算方法,其中的传热方式包括热传导、热对流及热辐射。采用两套计算模型、两种求解器、一个数据交换文件的计算结构,构建了一种针对流场-热-结构的多场耦合分析方法,实现了对固体隔绝内外流场温度动态变化问题的仿真分析。最后通过计算实例验证了整套计算方法,得到的飞行器舱内温度变化特性能够用于指导高速飞行器的防隔热设计。 相似文献
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建立了单组元发动机推力室系统(包括结构部件如隔热框、催化床、喷管等)的传热模型。在此基础上,应用有限元数值计算的方法,将模型进行轴对称Delaunay非结构化网格剖分,并完成瞬态温度场的模拟计算,进行推力室在轨温度的数值仿真。结合计算结果分析了热回浸现象、催化床电加热效能以及外空间辐射换热等问题。最后指出,隔热框的防热设计和空间辐射散热有效地隔绝了热回浸对电磁阀和喷注器的不良影响,并论证了催化床的电热丝加热是保证催化床在工作前维持一定温度范围之内的可靠方法。 相似文献
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为研究大型客机APU舱传热过程和进行结构热分析,采用数值方法计算了APU舱温度场。采用商业CFD软件Fluent,选用Realizable k-ε湍流模型和S2S热辐射模型建立了APU舱内流动和传热数值计算模型,得到了流场、温度场和热流信息。APU舱中主要传热过程是辐射传热;APU防火罩和排气管隔热罩起到了热辐射遮热罩的作用;防火罩内的APU冷却空气对于降低防火罩温度有重要作用;排气管内的引射冷却空气有效降低了壁面温度。 相似文献
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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。 相似文献
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赵淑媛%张博明%赫晓东 《宇航材料工艺》2006,36(Z1):23-27
针对重复使用运载器热防护系统纤维隔热毡内部导热和辐射的耦合换热问题进行了分析,应用有限差分法建立了纤维隔热毡的数值分析模型.通过数值求解传热方程,计算了稳态的有效热导率.计算结果表明辐射和气体传导是纤维隔热毡内的主要传热方式,辐射作用随压力和试样密度的增加而降低,在试样温度高的一侧辐射是主要的传热方式,而在温度低的一侧气体传导为主要的传热方式;试样的有效热导率随纤维的平均直径、压力和温差的增加而增加,随试样密度的增加而降低.本文的计算结果与文献中的实验结果吻合较好,可以为纤维隔热毡及热防护系统的优化设计提供理论参考. 相似文献
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为解决飞行器高速飞行条件下天线罩在电结构设计中所面临的力、热、电三方面的矛盾,本文应用阻抗匹配技术,通过在隔热层与承载层之间引入介电常数渐变匹配层,使天线罩在满足力、热性能的基础上,其电性能得到了显著提升。该技术的应用为天线罩传统电结构设计领域增添了一条可行的技术途径,可有效的解决耐高温等高性能天线罩的设计瓶颈问题。 相似文献
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利用石英灯辐射加热器和电弧风洞耦合加热模拟高超声速飞行器驻点高温区的加热环境,对一
种内部为高温热管和一种内部为高导热石墨的简单球柱形套装样件进行了加热试验。利用非接触红外测温装
置对样件表面的温度进行了测量,通过与内部为C/ C 材料制成的对比样件的试验结果分析,发现高温热管和
高导热石墨均能够有效地将样件驻点高温区热量传导到柱身低温区,其中高温热管样件驻点温度降低9. 5%,
柱身温度升高14. 6%;高导热石墨驻点温度降低14. 4%,柱身温度升高11. 4%,显示两种材料均具有良好的热
疏导效果。
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空间斯特林发电机热头在工作中要承受严酷的高温高压的工况,为了保证其长寿命和高效换热等要求,需要对斯特林发电机热头的材料、结构等方面进行分析和优化设计。本文初步介绍了空间斯特林发电机热头结构设计的要求和准则,分析了热头结构设计的难点和关键点及解决途径。采用有限元分析方法,开展了斯特林发电样机热头的温度和压力综合应力分析和热头结构的优化设计。加工完成的热头结构的工作性能满足斯特林发电机样机的要求,初步验证了设计方法和途径的正确性。 相似文献
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硅酸铝纤维供应商往往只提供客户硅酸铝纤维在某一温度的热导率,难以指导隔热结构的设计。
本文针对市场上常用的硅酸铝纤维板,设计了隔热性能测试装置,实验获得硅酸铝纤维温度随时间的变化曲
线,并进行了有限元仿真分析。研究表明,硅酸铝纤维隔热效果稳定且具有一定的抗热辐射能力。有限元分析
结果与实验数据基本一致,说明采用有限元分析方法能够支持设计人员较好预测隔热效果。
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采用胺解法合成了二(3-乙炔基苯胺) -二甲基硅烷(SZ),并与含硅芳炔(PSA)树脂熔融共混制
备了PSA/ SZ。利用一系列测试手段考察了PSA/ SZ 树脂的流变行为、固化反应、热稳定性、弯曲、介电性能以
及石英布增强PSA/ SZ 复合材料的力学性能。结果表明,硅氮烷SZ 的加入有效降低了PSA/ SZ 树脂的黏度,
PSA/ SZ 浇铸体的弯曲强度提高了62. 7%,石英纤维增强PSA/ SZ 复合材料的弯曲和层剪强度分别提高了
18. 7%和60. 4%。
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16.
以复合材料层合板为基本材料设计了一种结构新颖的定向破坏复合材料层合壳体结构,在导弹与
该壳体结构的初始接触区域预制缺陷区,导弹发射时以四瓣形式开裂,大幅度提高了导弹的发射效率。利用ANSYS
有限元模拟分析软件,通过强度分析确定了最佳铺层设计方案,单层板厚度为0.2 mm,采用基体本身加强预
置缺陷区的[0°/90°/ ±45°]2S 铺层方式。该种铺层方式的爆破载荷为0.21 MPa,最小顶破载荷为1 kN,完全能够
满足其在工作环境下既能承受一定的压力不漏气又能在较小的顶破载荷下自行破裂的设计要求。
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基于热传导定律和固化动力学理论,建立了热固性树脂基复合材料固化过程的三维有限元模型,通过与文献实验结果的比较,验证了该模型具有较高的可靠性。采用该模型计算了AS4/3501层合板挖补修理固化过程的温度场和固化度场,并分析了固化温度及升温速率对补片中心点温度场和固化度场的影响。结果表明:在固化反应的起始阶段,固化温度和升温速率对补片温度和固化度的影响很小;随着固化反应的进行,固化温度和升温速率对补片温度和固化度的影响越来越大;在第二次升温阶段初期,固化温度对补片中心点温度的影响又逐渐缩小;在每次保温阶段末期,补片温度和固化度不再受升温速率的影响。 相似文献
18.
在溶胶-凝胶过程中加入纳米Al2O3 颗粒制备Al2O3 掺杂的SiO2 纳米透波/ 隔热材料,研究了
Al2O3 掺杂对材料高温热稳定性、介电性能及隔热性能的影响。结果表明,Al2O3 掺杂阻碍了SiO2 颗粒之间的
烧结,提高了材料的使用温度;材料介电常数符合Lichtenecker 对数法则;室温热导率略有提高,通过组合结构
改善了材料的隔热性能。
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19.
以短切碳纤维、热固性酚醛树脂为原料,经真空成型得到短切碳纤维预制体(Fiberform),再以Fi鄄
berform 为骨架、酚醛树脂溶液为浸渍液,经反应干燥得到酚醛浸渍碳烧蚀体( PICA)。结果表明:Fiberform 具
有明显的各向异性,当Fiberform 的密度由0. 13 g/ cm3增大到0. 18 g/ m3 时,其纵向压缩强度由0. 10 MPa 增大
到0. 39 MPa,横向压缩强度由0. 33 MPa 增大到0. 79 MPa。PICA 具有酚醛气凝胶/ 碳纤维复合型结构,其密度
可以通过控制酚醛树脂溶液浓度来调节。当PICA 的密度由0. 27 g/ cm3增大到0. 43 g/ cm3,其纵向压缩强度由
0. 45 MPa 增大到2. 42 MPa,横向压缩强度由1. 36 MPa 增大到3. 12 MPa。PICA 的隔热性能与Fiberform 相近,
其纵向和横向热导率分别为0. 08 和0. 11 W/ (m·K)。
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布带斜向缠绕结构具有良好的抗烧蚀性能,在国外广泛应用于火箭、导弹的头帽和发动机喷管构
件。本文简单介绍了固体发动机喷管树脂基扩张段的布带缠绕成型技术,布带斜向缠绕成型技术在国外固体
火箭发动机喷管上的应用情况及我国固体发动机喷管扩张段布带斜向缠绕成型技术的研究进展。
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