高温合金前缘热防护结构隔热性能分析

高温合金前缘热防护结构由高温合金蜂窝和隔热毡、连接件构成,同时具有承载和隔热作用,易于拆卸和维修,具有经济性和安全性。通过分析高温合金前缘热防护结构隔热性能和承载能力,对前缘结构进行设计。高温合金蜂窝隔热效果良好,并可以承受1 200℃高温。隔热毡所用的隔热材料在高温试验下保持良好的隔热效果,验证了本文传热分析方法的正确性。建立了传热迭代分析算例,确认结构各项参数满足某型高速临近空间飞行器的热环境和承载使用要求,完成了前缘结构隔热一体化初步设计。     

Φ1m电弧风洞大尺度防隔热组件烧蚀热结构试验

针对大面积区域高焓、低热流、长时间气动加热环境,对1 m电弧风洞地面模拟试验系统进行了建设与完善,并引入了石英灯辐射辅助加热技术,对400 mm ×400 mm大尺度模型进行了试验,结果表明这种联合加热方式能够有效用于大尺度模型防、隔热及烧蚀热结构性能考核试验研究.     

多层隔热结构传热模型分析与试验研究

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。     

轴承腔典型结构热防护性能模型实验研究

针对航空发动机轴承腔中带隔热夹层的典型热防护结构,开展了模型试验件的隔热性能实验研究。通过搭建专用试验平台测量不同热防护结构在典型工作温度下的隔热性能,使用稳态法开展相应结构的等效导热率研究。结果表明,气凝胶材料厚度增加可快速提升结构整体热阻,在相同厚度条件下空气夹层与气凝胶隔热性能相当;在组合隔热夹层1/3处增加反射屏后可提升隔热温差20.4%;考虑安装“热短路”效应影响,典型组合隔热试验件热导率最小为0.58W/（m·K）,远大于单独隔热材料的热导率。     

再入飞行器多层隔热结构优化分析

  针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂传热问题,采用有限元方法对可重复使用飞行器多层隔热结构(MLI)进行参数化求解,预测内部结构瞬态温度响应,对具4层反射屏的多层隔热结构进行优化设计,分析影响隔热性能的多个因素（如反射屏的分布,屏间纤维厚度和最上层反射屏与热边界距离）对隔热性能的影响规律,为多层隔热结构的优化设计提供相关参考。     

复合材料气瓶热防护材料隔热性能试验研究

以复合材料气瓶热防护材料的耐高温及隔热性能为研究对象,通过真空舱模拟上面级飞行段的真空环境,采用石英灯阵模拟热源,对两种热防护方案开展真空热试验,分析了不同材料（组合）、多层隔热组件不同单元的隔热性能及其差异产生的原因。结果表明两种防热方案都可使气瓶壁面温度满足不超过70 ℃的温度要求,其中“柔性隔热毡+中温多层”组合防热结构的耐温和隔热性能更优,并通过理论计算与试验值对比验证了热仿真计算中的不确定性,试验结果可为后续型号防热设计提供参考。     

新型一体化热防护系统热力分析与试验研究

高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响.     

隔热-相变复合热防护构件热防护能力研究

以隔热瓦、氯化锂相变复合材料、硝酸锂定形相变复合材料和季戊四醇定形相变复合材料为原料制备了隔热-相变复合热防护构件及其纯隔热对比样,采用快速升温单侧加热装置测试了其在1 200℃下的长时热防护性能.结果表明,相同加热时间7 650 s,复合热防护构件及纯隔热对比样的背温分别为222.3、644.0℃,复合热防护构件的隔...     

热防护系统高温纤维隔热毡传热及有效热导率分析

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.     

超燃冲压发动机进气道表面热结构设计与分析

基于超燃冲压发动机进气道表面的热环境,考虑采用结构防热来实现进气道表面的有效热防护.对进气道表面进行了隔热网结构和瓦楞结构两种方案的热结构设计,并分别对两种方案设计的热防护效果进行了仿真计算.结果表明,在设计工作时间内两种热结构设计都满足工作在材料许用温度范围内的要求,可以实现有效热防护.并在计算结果基础上,对两种方案结构进行了分析比较,指出了瓦楞结构的防热效果更佳.      

金属蜂窝夹芯板瞬态热性能的计算与试验分析

 掌握热防护系统(TPS)中热结构超合金蜂窝面板在热环境下的传热隔热特性,是飞行器防热结构设计的先决条件。从镍基高温变形合金蜂窝板隔热试验出发,结合蜂窝板的试验和实际使用环境下的对流换热理论分析,建立了考虑夹芯的辐射、传导和对流传热形式的蜂窝面板的瞬态传热数值计算模型,得出镍基合金蜂窝板在高温下的防热特性。通过与试验结果进行对比,分析了试验误差和不同环境间的修正。讨论了部分蜂窝板设计参数对隔热效果的影响,得到了不同材料常数和蜂窝芯壁厚对隔热效果的影响规律。     

结构形式对双层微通道热沉传热性能的影响

设计一种双层微通道热沉,即热沉上下层通道结构相异B（上层为矩形微通道,下层为复杂结构微通道）,旨在降低压降的同时保持良好的换热性能,并与上下层通道均为复杂结构微通道的热沉A作对比。用数值方法研究了顺流和逆流时、不同通道结构（PA、PB、CA、CB）对其传热性能的影响,并用场协同原理分析流场与温度场的协同关系对传热的影响。结果表明:当0相似文献   

微型涡喷发动机传热效应的建模分析与实验研究

 微型涡轮发动机(MTE)可作为各种新型无人机、微小型导弹的高速推进动力装置,但微型化可能给发动机各部件匹配工作带来包括传热效应在内的特殊影响。针对微型涡轮发动机MTE-110,建立了基于发动机部件特性的总体性能模型,并在此基础上分析了可能的传热效应对压气机特性及整机性能的影响。在MTE-110的地面台架运转试验中,测量数据显示传热效应使压气机的实际温升比绝热温升增加了30%,对压比影响不大,因此显著降低了压气机效率。通过在压气机静子上采用隔热技术后,MTE性能得到显著改善,设计转速下的实测推力提高了23%,达到了96 N。     

二氧化硅气凝胶原位填充聚酰亚胺泡沫的结构及隔热性能研究

以超轻质开孔柔性聚酰亚胺泡沫为基体,采用溶胶凝胶工艺制备了一系列二氧化硅气凝胶原位填充的聚酰亚胺复合泡沫。复合泡沫密度10~100 kg/m³可调,厚度1~ 400 mm可调,最大宏观尺寸可达1 m×1 m。对其泡孔结构、隔热性能、热性能进行了系统表征,分析了二氧化硅气凝胶原位填充聚酰亚胺泡沫的隔热机理。结果表明：二氧化硅气凝胶的引入,可有效降低复合泡沫室温热导率,提高其隔热性能;随着二氧化硅气凝胶含量的增加,聚酰亚胺复合泡沫的热导率由38.8 mW/（m·K）降低至19.6 mW/（m·K）;热端温度300 ℃时,复合泡沫热导率仅为61.1 mW/（m·K）;填充二氧化硅气凝胶后,聚酰亚胺复合泡沫热稳定性大大提高,在900 ℃下热失重残留量约为80%。     

具有边缘倒圆凹陷涡发生器换热性能实验

使用瞬态液晶(TLC)热像传热测试技术,对具有边缘倒圆的凹陷涡发生器局部传热特征和流动阻力进行了实验研究。凹陷边缘倒圆方案有2种:凹陷前边缘倒圆和凹陷边缘全部倒圆。凹陷的投影直径与通道高度比为1.0,凹陷深度与直径比为0.2,实验雷诺数范围为10 000~60 000。实验结果表明,在选取的雷诺数下,相比于光滑通道,边缘无倒圆的常规球型凹陷涡发生器阵列表面对流换热性能提升了约62.0%,相应的摩擦因子也增大了约73.0%。与无倒圆的常规球型凹陷涡发生器相比,边缘全倒圆的凹陷涡发生器换热性能提升了约3.6%,摩擦因子降低了约4.6%;前边缘倒圆的凹陷涡发生器换热性能提升了约11.0%,摩擦因子提高了约5.2%。综合看来,边缘倒圆使得凹陷涡发生器内部表面传热更加均匀;前边缘倒圆的凹陷涡发生器综合换热性能最高,比边缘无倒圆的常规凹陷涡发生器高出约9.6%;而边缘全部倒圆的凹陷涡发生器的综合换热性能比常规凹陷涡发生器高出近4.4%。     

瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性

分别采用试验和数值计算的方法,对瞬态热容法在自由射流冲击平板表面换热特性的适用性进行了研究。试验研究和数值研究均表明,Bi和Fo均对瞬态热容法Nu′测量精度有较大影响。在所选取的工况范围内,随Fo和Bi增大,Nu′和经典试验值[7]的偏差均不断增大。并且,在距离冲击点1倍孔径处,Bi=0.001,Fo=10时,用瞬态热容法得到的冲击表面Nu′分布的相对误差约为2%。Bi在0.0005~0.005之间,Fo在10~20之间,相对误差小于6%。     

涡轮叶片内部冷却通道传热和压力 分布特性的实验

针对带45°肋片圆形弯头U型通道进行了传热和压力分布特性的实验研究.实验中进口雷诺数变化范围在30000~55000之间.研究表明,肋片引起的横向二次流在弯头前区域是强化传热的主要因素.不同雷诺数下传热分布和压力分布的趋势完全一致,但弯头区后半段上传热分布有所差异.通道中的最大压降出现在弯头区,进口雷诺数越大,弯头损失系数和总损失系数都有所减小.流体在圆形弯头中,加速效果没有矩形弯头强烈,弯头区和弯头后的传热较矩形弯头都有较大幅度地减小.