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。     

刷式密封流动传热特性数值方法

开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究,分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型,设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置,在实验验证数值方法准确性基础上,对比分析了3种数值方法的差异性,研究了刷式密封流动传热特性,揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明:在研究工况下,刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快,但需通过实验修正孔隙率,湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大,瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用,计算精度较高,但所需计算时间较长;同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加,刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因,泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。      

固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室

固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室,是我国惟一的固体火箭推进领域的国家级重点实验室,由航天科技集团公司第四研究院第四十一所和西北工业大学联合建设。自1995年建成以来,已具备了国内一流的研究条件,成为我国开展先进固体推进技术自主创新研究、人才培养、学术交流与合作、科学实验的开放式研究平台。     

耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

固体运载火箭级间热分离仿真气体模型研究

目前,计算流体力学和飞行力学耦合仿真是模拟运载火箭级间分离较为流行的方法,而发动机内外流动建模则是运用该方法的关键。工程上,常用的方法是将发动机燃气与外部大气当作同一种气体组分处理,未考虑内外流动的多组分与燃烧效应。分析了化学非平衡流模型、双组分气体模型和常规单组分气体模型在火箭级间热分离流场计算中的适用性。化学非平衡流模型由于过高的计算消耗,不适用于火箭研制工程中大规模的参数化研究。而热化学等级较低的双组分气体和单组分气体模型由于计算量较低,具有较好的工程适用性。双组分气体模型计入了火箭燃气的特性,计算消耗远低于化学非平衡计算,且能够较好地预测火箭级间段的流动分离,在计算效率和计算保真度之间做出了较好的平衡,未来在工程研究中有较大的应用潜力。     

一种基于工程化气动加热算法的天线热防护设计

高超音速气动热仿真技术是提高天线热防护能力的重要支撑之一,为了进一步缩短研制周期和节约成本,本文提出了一种以冷壁热流和壁面恢复焓为输入条件,以MATLAB和CFD联合迭代快速求解高速气流中天线温度场的工程化算法。在利用气动热试验证明仿真结果与实验数据的高一致性后,以该仿真方法对一个高速气动加热时长为500 s的天线实施了防隔热优化设计,根据仿真评估出的导致核心器件温升的主、次要因素,针对性地提出改进措施,最终目标印制板由过往的320℃下降到了142℃,热控效果显著。     

大型相控阵天线局部热试验验证技术

针对大型相控阵天线试验验证需求,提出一种局部热试验验证方法,选取代表大型相控阵天线阵热分布特征的局部构件开展模块级热试验,针对主导误差源开展局部热试验获取其影响,将局部热试验与仿真分析相结合,实现大型相控阵天线热试验验证。结果表明：基于局部试验的热分析结果与整星热试验结果具有较好的一致性,可为大型相控阵天线的热试验验证提供技术支撑。     

基于CFD技术的飞机风挡加温系统热载荷计算

热载荷计算是飞机风挡加温系统设计的基础。选取不同的飞行条件和结冰气象,基于CFD技术,通过外流场和水滴撞击特性计算得到了风挡外表面的压力分布、热流密度、对流换热系数以及局部水收集系数,最终确定了风挡防冰和防雾热载荷,并对仿真结果进行了瞬态校核。经验证表明,本文使用的计算方法合理,可以应用于工程设计。     

数字图像相关法在平板热屈曲试验中的应用研究

将基于非接触全场光学测量方法的数字图像相关法应用于网格加筋平板热屈曲试验。为了减小结构热屈曲试验中石英灯辐射加热设备和高温物体自身热辐射的影响,采用单侧加热单侧测量并通过光学滤光技术成功获得了瞬态气动加热环境下典型网格加筋平板的全场热变形,分析得到网格加筋平板在特定力载荷和支持边界条件下的热屈曲临界温升,此种非接触式高温数字图像测量方法可以作为判定结构热屈曲的重要手段。试验结果表明,数字图像相关法适用范围广、抗干扰能力强、测量精度高,在结构热屈曲试验领域具有重要的应用前景。     

热离子辐射型空间核电源的在轨试验飞行

空间核电源的产生不是偶然的 ,它是发展航天技术的需要。在航天技术发展的初期 ,几乎所有国家的第 1颗人造地球卫星均采用了原导弹武器使用的电源——银锌电池。银锌电池的主要优点是它的性能稳定、可靠性高。然而它有不足之处 ,即存在比能量低、一次性使用等问题。随后发展了太阳能电池 ,研制了各种各样的太阳电池系统 ,它已成为空间技术中的支撑性电源。但是 ,太阳电池系统的主要缺点是 :随着所需功率的增大 ,其布片面积将成正比地直线上升 ;脱离开阳光无法工作 ,在非日照区不得不再次求助于化学蓄电池 ,以保障航天器的不间断工作 ,而储能…