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11.
对梯形空腔内的层流自然对流换热进行了数值模拟,用SIMPLE算法和中心差分格式、二阶迎风格式对该问题(Ra=1×10^3~1×10^7)进行了详细的数值计算,最终得出了梯形空腔在不同Ra数下的等温线与流线,总结分析了其内部换热规律,认为Ra≤1×10^4时空腔内部换热方式以导热为主,Ra〉1×10^4时空腔内部换热方式以对流换热为主,Rn〉1×10^7时空腔内部为湍流,应该用湍流模型进行数值计算研究。  相似文献   
12.
高速飞行器热防护技术概述   总被引:1,自引:0,他引:1  
热防护系统是保护高速飞行器不受气动加热影响的主要手段,是高速飞行器不可或缺的重要组成部分。概括介绍了高速飞行器热防护系统的类型,主要包括五种类型的热防护结构和五种类型的热防护材料。对作用于高速飞行器热防护系统的多种因素进行了分析,阐明了高速飞行器热防护技术的发展方向。  相似文献   
13.
根据建模与分析经验,探讨了在结构分析建模中一些应该注意的问题,针对结构动特性分析中液体质量的处理、移动边界问题的处理、飞机后机身热问题的处理和接触问题的处理几个方面进行了比较深入的探讨。  相似文献   
14.
首次使用MSC/Patran thermal 2001软件建立某飞机整体油箱部段三维瞬态温度场计算模型,用MSC/Nastran 2001求解器进行了模型的三维瞬态温度场分析,该模型模拟了发动机表面与导风罩之间的面一面辐射,油箱外壁对外部空间的热辐射,以及进气道冷空气与导风罩之间对流换热等多种复杂边界条件,在软件不具器单元死活功能的条件下,成功模拟了飞行过程中燃油的消耗。  相似文献   
15.
相对于陆基飞机,舰载机苛刻的使用环境对起落架、拦阻钩等系统及其机载设备的强度设计提出了更为苛刻的要求.需要有更完善的试验验证手段,对机载系统在弹射、着舰与拦阻冲击载荷作用下的动强度设计进行评估,对系统的可靠性进行考核.依据现有规范和实测数据,从舰载机弹射/拦阻冲击环境和试验系统构建入手,研究了试验条件由来、试验方案实施...  相似文献   
16.
可重复使用热防护系统试验验证技术概述   总被引:2,自引:0,他引:2  
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。  相似文献   
17.
介绍了一种新型金属热防护系统ARMORTPS的概念设计和分析方法。ARMORTPS是NASA Langley研究中心在X-33金属TPS基础设计出的一种可适应的、坚固的、金属性的、可操作的、可重复使用的新型热防护系统,它覆盖在运载器低温储箱外表面,与低温储箱壁板进行了一体化设计。介绍了ARMOR TPS的设计思想和设计准则。详细阐述了ARMOR TPS的载荷工况、热分析与结构分析有限元模型。介绍了确定TPS几何尺寸的循环迭代法。ARMOR TPS的设计理念和分析方法无疑对我国自行研发高M数飞行器热防护系统具有一定的借鉴和指导作用。  相似文献   
18.
分析了多层纤维隔热材料内导热与辐射换热的复合传热问题,采用能量方程和两热流密度法建立了多层隔热材料传热问题的数学模型,对五种规格隔热元件分别采用三种不同的建模规则进行热分析,计算了三种模型的等效热传导系数。采用稳态法测试试验,测量了五种规格隔热元件的等效导热系数,根据试验结果对三种模型的计算精度进行误差分析,从而确定了接触热阻模型的正确性。  相似文献   
19.
针对地面结冰试验设施喷雾系统尾迹湍流模拟需求,考察了3种脱体涡模拟(DES)方法对三维亚临界圆柱绕流预测的准确性,比较和分析了瞬时流动特征和流场统计量。研究发现:1)从瞬时流动特征来看,k-ω雷诺平均NavierStokes(RANS)控制的区域对剪切应力输运k-ωDES(SSTk-ωDES)求解的准确性有显著影响;2)从流动参数统计量的误差范围来看,回流区长度和流向最小速度的预测质量能在一定程度上反应圆柱绕流数值模拟的准确性;3)综合比较,SSTk-ωDES预测值与试验值和大涡模拟(LES)数据最为吻合,具有应用于地面结冰试验设施喷雾系统尾迹湍流计算的潜力。  相似文献   
20.
对某导弹在气动加热条件下,应用“飞机结构三维温度场分析”程序,通过坐标变换处理烧蚀移动边界,通过“热阻”处理不同结构件的接触问题,然后成功地进行了烧蚀和温度场的耙合求解。计算结果表明了导弹头锥的烧蚀和温度分布规格。  相似文献   
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