再入端头烧蚀外形照片量化处理方法的研究

本文研究了再入端头烧蚀外形照片的量化处理方法,它有效地利用了实验结果,得到了烧蚀外形非定常的变化历程,烧蚀表面后退率以及烧蚀后物面的微观粗糙度.这种量化处理方法和高速摄影技术一起实现了整个烧蚀外形非定常变化历程的无接触定量测量,为气动烧蚀现象的研究提供了有力的手段。     

催化效应对气动热环境影响的流动-传热耦合数值分析

鉴于高超声速飞行中高温气体效应带来的壁面催化反应可显著增加气动热载荷,在气动热环境与结构热响应的分析与预报中需充分考虑催化反应带来的影响。将简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型嵌入超高速流动-传热耦合分析模型中,建立超高速流动/催化反应/传热多场耦合分析模型。其中,通过高频等离子风洞的催化特性测试获得ZrB₂-SiC超高温陶瓷材料表面催化系数与温度的函数关系,对比分析耦合计算和非耦合计算、简化原子复合催化模型和有限速率催化反应模型对气动热环境的影响和适应性,结果表明材料表面催化特性对壁面总热流有重大影响。对于具有较高热导率材料的热响应,耦合传热分析能够有效避免非耦合计算带来的过度高估的结果,而有限速率催化反应模型可有效提高计算精度。在此基础之上,通过耦合传热分析,揭示了催化反应与壁面传热的内在关系,证明了在传热分析中考虑表面催化效应可提升结构热响应精度和防热系统精细化设计的能力。     

飞行器气动热与结构传热双向耦合研究

高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解基于量热完全气体的三维粘性可压缩流动Navier-Stokes方程,固体部分求解瞬态热传导及结构响应方程获得结构温度场、热应力及应变。耦合计算采用分区迭代方法,在流-固交界面上进行壁面热流与温度的数据传递,实现了流体与结构的耦合计算。以典型圆管前缘风洞数据对上述多场耦合分析方法进行了验证,结果表明激波位置与壁面热流的计算结果与风洞试验结果一致。基于该方法对典型翼面结构在不同来流马赫数条件下的结构力热响应的模态特征。该方法能够对高超声速飞行器的气动力热载荷与结构传热的规律进行预示,从而为飞行器热防护结构的设计优化提供设计依据。     

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。     

空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析

可重复使用的空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析可为结构设计、选材等提供参考依据。本文针对全C/SiC复合材料襟翼结构,考虑传导与辐射耦合换热,建立了其再入过程热分析的有限元模型。由有限元计算结果的分析发现:辐射换热在整个温度场中起主导作用,并且对于采用防热-结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器,C/SiC是比较理想的结构材料。     

轻质点阵主动冷却壁板热流固耦合响应分析

提出一类以点阵材料为夹芯的新型轻质主动冷却壁板,研究了Ma=6条件下的该壁板的流固耦合传热性能及热结构响应性能,并从热防护、热强度和轻量化等几个方面与槽道式主动冷却结构进行了综合比较。采用三维流固耦合共轭传热数值计算方法,考虑了几种典型的点阵夹层结构与冷却液动态换热过程的相互影响,分析中考虑了碳氢燃料与合金材料热物理性质随温度的变化以及湍流换热,求解获得了流体与结构的三维瞬态温度场,并通过顺序耦合求解获得了结构的应力场。计算结果表明,在相同的热环境下,高孔隙率的轻质点阵夹层结构的流固界面换热性能远高于槽道式主动冷却结构,因此结构的最高温度也较低,同时应力集中问题也有所缓解。通过对不同构型的点阵夹层结构的比较发现,胞元构型对其传热性能和结构应力应变有显著的影响。     

基于多学科涡轮叶片气动设计优化

涡轮叶片设计涉及到的学科有气动、强度、振动、结构、工艺、材料及传热等。由于其设计过程的复杂性,本文主要在气动、强度和传热3个学科的基础上,针对某型号涡轮级叶片的气动设计进行仿真优化分析的基础研究。其中涉及到涡轮叶片气动设计过程中的参数化建模、设计优化仿真集成以及设计优化模型的建立等,同时分析了设计中存在多变量优化策略的实施,初步实现了涡轮叶片在气动设计过程中耦合流场、应力场和温度场的优化仿真计算,最后对优化前后的结果进行对比分析。     

载人飞船返回舱的烧蚀防热

载人飞船返回舱的烧蚀热防护技术研究和试验表明，碳化烧蚀材料是再入飞行器最有效的热防护层。对典型的碳化烧蚀体的热性能的预测分析模型和计算方法作了阐述。数值计算结果分别与电弧风洞试验和阿波罗的飞行验证试验作了比较，结果符合得很好。     

基于流-固耦合方法的涡轮叶片热应力仿真

为真实模拟超高速转子的工作性能,必须对涡轮叶片进行流体-热-结构耦合分析。将有限元软件中提供的流-固耦合仿真技术应用到涡轮叶片瞬态传热计算中,利用ANSYS CFX建立了涡轮叶片与高温燃气的流-固耦合传热模型,该模型既包括了固体与固体之间的接触传热,也包括了流体与固体之间的耦合传热。以某涡轮转子为例进行了流-固-热耦合分析仿真计算,获得叶片的瞬态温度场分布和热应力。在此基础上结合整个涡轮叶片的实际工作状况对其模拟结果进行定性分析,验证其分析方法的可行性,为实际涡轮叶片设计优化提供了理论依据,有助于叶片加工工艺方法的改进,其分析方法对类似问题的处理也很有借鉴意义。     

载人飞船返回舱的再入气动环境

本文介绍了载人飞船返回舱的再入走廊和气动环境。为了确定返回舱的自由流条件和驻点区条件，其再入轨迹和再入走廊是十分重要的。返回舱在再入大气层时会发生很高的马赫数和驻点温度，此时空气不再呈完全气体状态，而会发生分子振动、离解和电离等现象。返回舱再入时的马赫数、雷诺数、克努曾数、驻点压力和驻点温度等参数的变化范围很大，由于这些参数的变化，在返回舱的再入流场中会发生真实气体效应、粘性效应和低密度等效应。在估计这些效应对返回舱气动特性的影响时，必须先弄清返回舱的再入气动力和气动热环境。     

机械展开式再入飞行器气动性能分析与优化

机械展开式再入飞行器由于气动面积较大,可以有效地进行气动捕获和气动减速,但需研究分析主要气动外形参数对气动性能的影响并通过优化进一步提高减速效果。针对计算流体力学（Computational fluid dynamics, CFD）开展再入飞行器外形优化计算量大、耗时多的问题,提出了一种基于反向传播（back propagation, BP）神经网络的气动性能优化方法。在对再入飞行器参数化建模的基础上,首先采用正交试验设计生成样本,通过CFD方法进行高精度气动力性能计算,对样本计算结果进行方差分析;再利用BP神经网络对生成的样本集进行非线性拟合,构建神经网络气动性能近似模型;最后使用多岛遗传算法和BP神经网络模型开展阻力最大的气动外形设计优化,并对优化结果进行参数灵敏度分析。结果显示,该优化方法可以快速准确地求解优化模型,在保证精度的同时大幅提升了计算效率,可为未来工程设计和应用提供参考。     

飞行器燃油系统气动热试验与数值分析研究

气动加热与结构热传递耦合问题在航空航天领域非常重要。指出耦合性在试验与分析过程中的必要性。针对存在的耦合性,阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合,提出模拟全弹道的全方程热流密度控制方法,实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制。为飞行器燃油系统的气动加热和结构热响应耦合分析提供了一个解决思路,同时为结构热试验热载荷条件的制定提出了新的方法,对应用复杂防热结构的飞行器的气动热分析和结构热试验具有重要的意义。数值仿真结果与试验结果进行了对比,两者吻合得较好。     

热发射过程中发射箱蒙皮力学性能损伤与试验研究

文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱,利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics,CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例,对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明,随着烧蚀时间延长,铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点,在1.5 s内下降不明显,但是当烧蚀时间延长至2.0 s时,力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。     

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。     

非烧蚀防热材料地面模拟试验有效性分析（英文）

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。     

飞行器气动加热环境与结构响应耦合的热结构试验方法

阐述了将结构热试验和气动加热计算相结合,实现气动热分析与热试验相耦合的试验控制方法。为飞行器的气动加热和结构热响应耦合分析提供了一个解决思路,同时为结构热试验热载荷条件的制定提出了新的方法,对应用复杂防热结构的飞行器的气动热分析和结构热试验具有重要的意义。     

载人飞船返回舱的气动特性分析与外形设计

本文阐述了载人飞船返回舱的绕流特点，分析了返回舱外形参数和重心位置变化对气动特性的影响，提出了外形优化设计方法，讨论了返回舱的动稳定性等问题。     

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀流场变化研究

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀试验技术是研究防热材料烧蚀特性的重要手段。为研究超声速湍流平板烧蚀过程中流场变化情况,采用数值求解二维N-S方程的方法进行试验流场模拟。从模拟结果看,未烧蚀模型外形流场模拟得到的模型表面参数结果与试验结果吻合很好。然后对烧蚀过程中的模型外形进行了流场模拟,并与试验流场进行对比,根据模拟结果分析了试验过程中模型表面压力和热流密度分布的变化。根据分析可知,如果平板模型烧蚀量最大的位置在初始高热流区内,可以采用该烧蚀量计算烧蚀速率。     

改进的CFD/CSD耦合系统设计方法及其计算

论述了界面上的数据交换方法和时间推进格式在流体动力学（CFD）和结构动力学（CSD）耦合求解非线性气动弹性问题中的关键作用;改进了CFD／CSD耦合系统．包括基于边界元方法设计了CFD和CSD耦合界面的数据转换方法,该方法可在同一映射矩阵处理结构响应和非定常气动载荷转换,保证了耦合边界上的能量守恒;改进了一种松耦合方法流程,在保持模块化基础上提高了计算精度和效率。最后将本文方法应用于二维位移外插算例和A—GARD445．6机翼的动响应分析中,结果表明本文方法具有较高精度。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。