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吸气式高超声速飞行器气动热试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据,开展了气动热试验研究。在激波风洞中,来流马赫数Ma=6.12,来流单位雷诺数Re/L=1.37×107(1/m)试验条件下,对吸气式高超声速飞行器1/4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的飞行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明,吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重,另外乘波体外形的设计与布局影响热流的分布。 相似文献
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通过分析高超声速飞行器前缘防热瓦结构,建立了一种开缝前缘的简化模型。针对这一模型的流场通过求解三维可压缩Navier Stokes方程进行了数值模拟。研究了缝隙诱导形成的三维旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。模型圆弧段缝隙肩部倒圆区因存在较强的三维效应形成“常规”高热流区,而缝隙内主旋涡再附致使侧壁上存在一个“非常规”高热流区;模型平直段展向流动诱导缝隙上方出现较强的旋涡运动,同时流动在缝隙倒圆区形成分离涡并于缝隙侧壁面再附,受这些旋涡运动的影响,缝隙肩部倒圆区转变为局部热流低值区,缝隙侧壁上存在局部热流高值区。 相似文献
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1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。 相似文献
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为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。 相似文献
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高超声速飞行器制导与控制性能评估方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对高超声速飞行器的特点,探讨了高超声速飞行器制导与控制系统性能评估问题。对控制系统性能定性评估原则及需考虑的影响因素进行了描述,建立了较完整的制导与姿态控制性能评估指标体系。根据层次化分析思想,通过定性分析与定量评估相结合,提出了一套适用于高超声速飞行器制导与姿态控制性能评估方法。最后,提出了制导与姿态控制性能综合评估验证系统的框架,为后续仿真验证平台搭建及不同制导姿控方法评估提供了重要依据。 相似文献
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目前,高超声速飞行器结构热防护设计中,一般采用CFD软件计算得到流体域气动网格节点上的热流,而采用固体结构网格进行隔热瓦厚度设计。这两组网格界面上的节点数和节点位置相差很大,因此设计中需要进行不同网格之间的热流(载荷)数据传递。另外,在不同的飞行轨道工况下,飞行器各个部位的热流–时间曲线也不相同。为了设计出能满足所有轨道工况要求的隔热瓦,就需要对每个结构网格点拟合出一条能代表最严酷工况的热流–时间包络曲线。文章基于常体积转换法(CVT)进行改进,提高热流插值转换计算效率,提出拟合包络载荷曲线的新方法,大大减少了计算工作量;最后通过算例对提出的方法进行了验证。 相似文献
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采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。 相似文献
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美国典型高超飞行器项目研发及启示 总被引:1,自引:0,他引:1
简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。 相似文献
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高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析 总被引:5,自引:0,他引:5
针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。 相似文献
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针对吸气式高超声速飞行器上升段轨迹优化问题,提出并研究了基于特征参数的轨迹优化方法。首先,建立了吸气式高超声速飞行器动力学模型,给出了气动力和推力模型。根据上升段轨迹特性,建立了基于指数函数和多项式的控制变量的取值模型。该模型取决于若干特征参数,从而将一个求解泛函的最优控制问题转化为求解特征参数的非线性规划问题,并采用序列二次规划算法求解。针对初值敏感性,提出了基于遗传算法的初值选取方法,以及基于物理意义的手动选取方法。 相似文献
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文章主要介绍了红外加热笼在结构设计中如何防止加热带热变形问题,阐述了加热带喷涂黑漆过程采用的防污染工艺以及为了防止相邻加热区间热流相互干扰所采取的措施。试验证明其工艺设计效果明显,这些工艺措施的实行,不仅提高了外热流模拟的精度和可靠性,而且保证了型号试验的顺利完成。 相似文献
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高超声速飞行器对结构性能、热防护性能以及结构重量有很高的要求。为了获得最小的结构重量,文章从热防护的角度进行了优化分析:分别选择铝合金和先进复合材料作为蒙皮,在不同的热载荷条件下,对多种热防护结构(TPS)建立一维传热模型,并进行了结构尺寸优化,得到了单位面积TPS的最小重量;分析飞行器再入过程中的温度载荷、再入时间以及蒙皮材料可承受的最高温度对热防护结构最小重量的影响。ANSYS仿真分析结果表明:温度对TPS的单位面积最小重量有显著影响,LI900刚性陶瓷隔热瓦和先进金属蜂窝夹层防热结构有重量优势;采用复合材料蒙皮的TPS可使重量大幅减轻;飞行器再入时间和再入初始温度对刚性陶瓷隔热瓦重量的影响大于对金属盖板式隔热结构。 相似文献
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卫星真空热试验用红外加热笼抗热干扰设计 总被引:1,自引:1,他引:0
目前在卫星真空热试验中,通常采用红外加热笼进行外热流模拟,但由于红外笼与空间环境模拟器热沉之间及相邻红外笼加热区之间的热干扰而会产生模拟误差。文章利用EFD.Lab软件针对热干扰问题进行了仿真分析,提出了红外笼补偿边(“裙边”)和防辐射屏设计的两项改进措施,并通过试验验证了抗热干扰措施的有效性。 相似文献