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C/C复合材料抗烧蚀HfC涂层的制备 总被引:1,自引:0,他引:1
采用液相先驱体转化法在C/C复合材料表面制备了抗烧蚀HfC涂层.用红外光谱分析先驱体溶液的结构,用XRD、SEM和EDS对涂层进行了分析和表征.结果表明:先驱体溶液中主要存在Hf-O-Hf结构和Hf-O-C链式结构,有利于HfC涂层的形成;经过1800℃热处理后多层膜被转变为HfC涂层,形成的涂层中主要为HfC和HfO2;单次涂覆不能有效的覆盖C/C复合材料,多次涂覆能够生成致密的HfC涂层;涂层的厚度约为几十微米,涂层界面不明显,在涂层和基体间有较大过渡层能够缓解界面应力和提高与基体间的结合强度,有效延长寿命. 相似文献
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多级火箭二三级级间冷分离过程后期阶段的飞行遥测数据表明,在三级火箭后封头中部存在约50kW/m2的热流峰值。由于遥测数据有限,为了弄清燃气在级间流动的机理和热流产生的原因及影响,采用Chi-mera/Overset方法并结合N-S方程和刚体动力学方程,以流动和刚体动力学耦合计算的方式对多级火箭二三级级间冷分离过程的后期阶段进行了数值模拟,研究了轴对称和三级喷管有偏转两个工况的分离特性。结果表明,轴对称工况分离过程的流场存在剧烈的振荡,而三级喷管有偏转工况分离过程的流动比较平稳,对这两种流动的成因进行了分析,并讨论了这两个工况下三级后封头附近的热环境的区别。计算结果可为级间分离段的设计提供参考。 相似文献
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临界冰形确定方法及其对气动特性影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
临界冰形是指在适航规章结冰包线内,每个可用飞行构型下,对飞机操纵性和稳定性影响最严重的冰形,临界冰形分析是飞机适航取证中的重要工作。对临界冰形确定方法,及临界冰形对气动特性的影响进行了研究。发展了基于 CFD 方法计算临界冰形的一般方法,包括临界冰形分析状态、敏感性分析截面确定、结冰参数敏感性分析、临界结冰条件确定、临界冰形确定等。流场计算采用中航工业空气动力研究院气动力计算平台(UNSMB),基于 Jameson 中心格式的有限体积法求解 N-S 方程;水滴撞击特性计算采用 Eulerian 方法求解水滴轨迹运动方程;结冰计算采用经典的 Messinger 热力学模型。选取 CRM 飞机为研究对象,以机翼外翼50%展长处为敏感性分析截面,在典型飞行条件下,分析了结冰对环境温度、水滴直径、飞行速度、飞行迎角等参数的敏感性。利用“几何外形敏感性分析方法”,即通过对比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形几何参数来确定最严重冰形,得到了CRM 飞机的临界结冰条件和临界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直径为30μm 时上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度约41 mm。计算了结冰后的气动性能衰减规律,临界冰形对飞机气动性能影响严重,导致升力降低6.7%~23.8%,阻力增加17%~70.9%。发展了45min 待机临界冰形确定方法,基于几何外形敏感性分析方法进行环境温度、水滴直径、飞行条件等各类参数的结冰敏感性分析,得到飞机的临界结冰条件和临界冰形,对于民用飞机设计和适航取证具有一定的工程应用价值。 相似文献
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凹腔构型对超声速燃烧室的燃烧效率、阻力特性、火焰稳定等性能都有重要的影响,且凹腔构型各参数变化产生的影响存在复杂的耦合作用。因此,针对横向喷射燃料的三维超声速燃烧室凹腔构型进行了基于代理模型的优化设计及参数分析研究。首先对凹腔的长度、深度和后壁倾角进行正交试验设计,数值仿真用以对凹腔燃烧室进行流场与性能分析,建立燃烧室燃烧效率和总压恢复系数与设计变量间的代理模型,根据基于替代模型的复杂系统优化策略,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对凹腔构型进行二次优化设计,得到Pareto前沿面。结果分析表明,优化凹腔构型可分为窄深型、浅长型和中深中长型,分别对应Pareto前沿面的急变段、平缓段和巨变段;凹腔燃烧室的燃烧效率与凹腔长度呈负相关,与凹腔深度呈正相关,总压恢复系数反之;后壁倾角对总压恢复系数和燃烧效率影响均较小。平缓区的燃烧室压力幅度变化小且总压恢复系数高,其长深比在2.67~8,在不需要极高的燃烧效率情况下,可以优先选择平缓区凹腔构型。 相似文献
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OpeningtheRoadtoSpace目前,通过探索推进装置的各种方案,美欧一些国家希望尽早研制出能像常规飞机一样起飞着陆、可重复使用的航天飞机,但是其实现过程比原来设想的要更为缓慢而艰难美国国家航空航天局(NASA)从事可重复使用飞行器(RLV)的研究已经有数年的时间了,但它现在发现,一种真正可重复使用的飞行器将是几十年以后的事。美国的分阶段计划实现这种飞行器的一个关键是要大大降低发射成本,而与商业航天工业一样,低发射成本不能用牺牲飞行器安全性来实现。在商业卫星领域,发射失败可能意味着利润丧失和更高的保险费用,所… 相似文献
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