基于混合FE-SEA法的高温环境飞行器宽频声振特性分析

针对高超声速飞行器在服役中的高温和高声强环境,分别从高温引起的结构附加热应力和材料物性改变出发,以X-43A为研究对象,使用混合有限元—统计能量分析(FE-SEA)法对其在高温环境、165 dB声压作用下的声振特性进行数值分析.建立由结构FE模型和内声场SEA模型构成的混合声振系统,得到1800 Hz宽频范围内结构表面...     

高温热管在热防护中应用初探

介绍了高温热管在热防护中的应用原理,并利用电弧加热风洞产生的高温、高速气流,模拟高超声速飞行器高温区的气动加热环境,对一种装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验。利用高温红外测温装置对模型表面的温度进行了测量,通过与普通复合材料制成的模型试验结构的对比分析,发现高温热管能够有效地将模型高温区热量传导到低温区,装有高温热管模型的驻点温度明显降低,显示出了良好的防热效果。     

多场耦合计算平台与高超声速热防护结构传热问题研究

从有限元法(FEM)和有限体积法(FVM)的单元特性出发,提出一种具有局部守恒特性的界面载荷插值方法.采用共享内存技术开发适用于通用有限元和计算流体力学(CFD)软件的多场耦合计算平台,并基于分区耦合方式实现流固耦合传热计算.作为验证,分别将ANSYS与Fluent和CFD-FASTRAN软件进行耦合,计算外壁冷却的喷...     

磁悬浮反作用飞轮热设计方法与实验研究

 作为新型航天器姿态控制执行机构,磁悬浮反作用飞轮工作在高真空环境下且转子完全悬浮,使得热量不易散出,故需要对飞轮进行温度场计算并进行热优化设计。为此,提出一种有限元与热网络模型相结合的优化热设计方法:首先利用有限元法计算温度场分布;然后对不符合温度要求的部件建立热网络模型,分析影响温度的因素,提出优化措施。该方法具有计算精度高、优化速度快的特点。将该方法应用于某样机的热优化设计中,使飞轮的最高温度由121.6 ℃降到了52.7 ℃。对经热设计前后的两台磁悬浮反作用飞轮的实验研究证明了热设计的正确性,从而为磁悬浮飞轮系统的结构设计和热设计奠定了基础。     

可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统尺寸优化分析

针对可重复使用飞行器陶瓷瓦热防护系统再入过程中防热和承载问题,结合有限元软件ANSYS建立热分析模型和结构模型,模拟再入过程中陶瓷瓦热防护系统防热和承载作用,预测内部瞬态温度响应。然后利用热模型和结构模型以及ANSYS软件优化模块对陶瓷瓦热防护系统尺寸进行优化,并且对比考虑内部热损耗和不考虑内部热损耗两种情况下的优化结...     

基于非线性约束模型的发动机部件性能衰退研究

引入流量因子和效率因子,通过在稳态模型中修改流量因子和效率因子,模拟几种性能失效形式,分析了它们引起压气机和涡轮测量参数的变化.以发动机稳态模型为基础,构建优化部件性能参数的非线性约束模型,得到部件性能参数的衰退过程.在得到的性能参数基础上,代入到发动机稳态模型,得到对应的测量参数,同时滤掉噪声的干扰.又运用雅克比矩阵建立部件性能参数与测量参数的对应关系,得到的测量参数与非线性结果进行比较,证明了非线性约束模型计算发动机测量参数的优越性     

碳／碳复合材料薄壁结构在热声载荷作用下的动态响应

高速飞行器中大量使用复合材料薄壁结构,高温和强噪声联合作用的工作环境使复合材料薄壁结构表现出强非线性振动响应特性和复杂的运动形式。以四边固支碳／碳（C／C）复合材料薄壁结构为研究对象,采用有限元法计算了其在不同温度和声压级（SPL）组合下的振动响应。得到了典型的振动响应运动形式,包括屈曲前的随机振动、屈曲后的跳变运动和围绕一个平衡位置的随机振动。结合振动响应的概率密度、功率谱密度,随着温度和声压级的变化,对振动响应的非线性特性进行了分析。结果表明,热载荷和声载荷对响应非线性特性的影响方式不同,强噪声载荷引起的问歇跳变降低了结构的刚度。     

立方氮化硼准简谐近似的有效温度范围

为减少立方氮化硼高温高压理论研究中的计算量,确定准简谐近似（QHA）的有效温度范围,通过第一原理晶格动力学计算,得到了零压下温度从300 K到3 000 K的热胀系数、定容热容、等温体积模量及格林雷森系数等与温度的关系。计算模拟结果表明,对立方氮化硼准简谐近似的有效温度范围约为其德拜温度的1.8倍,且在该温度范围里,格林雷森系数随温度缓变,约为1.0,即在此温度范围里准简谐近似是可靠的。     

基于云纹干涉与钻孔法的等离子热障涂层残余应力实验研究

应用云纹干涉法与钻孔法结合的光测力学实验方法,研究了等离子热障涂层基体材料镍基高温合金DZ125的残余应力。通过实验和计算获得了等离子喷涂工艺下基体DZ125的残余变形场、残余应变场和残余应力,并描述了其主要特征。结果表明,采用云纹干涉法与钻孔法结合测定热障涂层残余应力具有全场测量和高灵敏度等优点,这对于采用光学手段研究热障涂层残余应力有着积极的意义。     

液体火箭贮箱增压排液过程温度场数值研究

针对某液体火箭贮箱增压排液过程,采用二维数值模拟方法对其温度场进行计算.选用低雷诺数k-ε模型分析流体与固壁间的耦合换热,考虑到气液之间发生热质转移现象,编写了控制相变的用户自定义程序(UDF)并植入Fluent软件.采用文献实验数据对相同工况下的计算结果进行验证,对比结果表明所建立的二维模型能够有效预测气枕温度、壁面温度沿轴向分布规律.数值模拟结果发现:气体扩散器入口方向、入口面积对气枕温度、壁面温度的轴向分布影响较弱,而对靠近增压口附近的温度场影响明显.当增压气体竖直向下进入气枕时,贮箱上封头附近气枕温度较低,有利于保障安全阀的可靠运行.当增压气体水平进入气枕时,扩散器直径变大,贮箱顶端高温区范围相应扩大.