临近空间大气密度扰动对高超声速飞行器气动热环境的影响

基于TIMED/SABER 2002—2018年大气密度观测数据,统计分析了20~80 km大气密度扰动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系,定性和定量分析了不同月份大气密度相对变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。研究表明:SABER大气密度月年均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高,在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值,南半球夏季的极大值高于北半球夏季,尤其在南半球1月份,热流偏高可达32.2%。在经度方向,热流分布在夏季半球差异较小,冬季半球差异较大;考虑真实大气中存在的扰动时,在南半球和北半球夏季80 km附近,SABER大气密度预测的热流分别比USSA76偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向,大气扰动引起的热流经向分布差异显著。在飞行器设计时,大气扰动的影响不能忽略;高超声速飞行器飞行应避免在夏季穿越南半球和北半球,规避热流增加带来的风险。      

高超声速尖锥边界层压力脉动和热流脉动特性试验

高频脉动热流是激波风洞研究高超声速边界层转捩的重要测试量,利用尖锥模型在中国空气动力研究与发展中心?2 m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数分别为1.2×107/m、4.7×106/m、2.4×106/m流场条件下的风洞试验.获得了不同工况和流态条件下尖锥模型边界层热流脉动和压力脉动频谱特性,通过...     

防热瓦式防护系统缝隙热控设计规律

建立了热防护系统(Thermal protection system,TPS)缝隙气动热分析的计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)数值模型,将缝隙热流密度分布情况与平板热流进行了对比,结果表明由于缝隙的存在缝隙上端出现了热流峰值,并且缝隙迎风面热流密度大于背风面热流密度,缝隙热流密度主要集中在缝隙上端与缝隙宽度相当的区域内;采用分析获得的缝隙热流密度建立了缝隙热控分析的有限元传热模型,结果表明缝隙气动热和缝隙类空腔辐射会造成机体表面温度的升高,是造成缝隙热短路现象的原因;最后研究了缝隙几何形状(缝隙宽度、缝隙倒圆角以及缝隙台阶)对缝隙热控性能的影响,分析结果表明随缝隙宽度增加,机体表面最高温度升高。随缝隙倒圆角半径增加,机体表面最高温度降低。随缝隙台阶高度增加,台阶正差时机体表面最高温度升高,台阶逆差时机体表面最高温度降低。     

电弧风洞喷管壁温对平板试验的影响研究

为研究电弧风洞喷管壁面温度对平板试验的影响,研制了隔热半椭圆喷管,采用电弧风洞半椭圆喷管平板试验的方法,将喷管长轴边与平板试验模型连接,使气流延伸到模型表面进行试验。喷管扩张段水冷壁面在试验初始时期（冷壁）和壁温上升（热壁）条件下,试验研究了平板测试模型表面冷壁热流和平衡温度的变化。结果表明:在喷管来流焓值1.00～2.55 MJ/kg范围内,相对于冷壁,热壁模型表面冷壁热流增加4.7%～15.0%,平衡温度最大升高4.24%。因此,热防护试验时应考虑喷管壁面温度对平板试验结果带来的影响,需要提高来流焓值。     

混合润滑条件下的星形人字齿轮系统温度场

针对星形人字齿轮系统,采用热弹流润滑理论和粗糙峰接触计算方法获得不同表面粗糙度下齿面各啮合位置的油膜承载比例及摩擦因数,结合齿面接触载荷和滑移速度计算,分析齿面热流密度分布状态;借助齿轮系统喷油润滑流场仿真得出系统油液分布及齿轮表面传热系数;基于流体动力学仿真和混合弹流润滑分析结果,建立齿轮系统稳态温度场有限元模型,仿真研究各齿轮表面的温度分布规律。结果表明:啮合区中心油膜越厚油膜承载比例越高;综合摩擦因数受几何参数和载荷影响,内、外啮合齿轮副从节点处向齿顶齿根位置摩擦因数呈先增大后减小趋势;太阳轮啮合频次高且散热较慢,温升高于其他齿轮,高温区位于齿顶和齿根,随粗糙度增大太阳轮温度明显升高。     

不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。     

Maxwell模型中keV能量的Xe粒子对铜表面的适应系数

使用热流传感器对氙离子推力器轴向距离为500、700 mm和900 mm,径向角度为0°~15°(推力器出口平面中心为圆心,推力器出口轴线为0°)范围内羽流热流密度的分布进行了实验研究,获得了热流随角度和半径变化的实验数据。采用PIC-DSMC (particle in cell direct simulation of Monte Carlo)算法在不同适应系数下对实验条件进行仿真分析,对比仿真结果和实验结果得到适应系数。结果表明:keV能量的Xe粒子对热流传感器表面(铜)的适应系数接近1。     

石英灯阵模拟非均匀气动加热的功率优化

针对结构热试验非均匀热环境模拟的精细化需求,以石英灯阵热流分布理论解析方法为基础,建立了基于线性分析模型的石英灯阵功率快速优化方法,对石英灯阵模拟非均匀气动加热的功率优化问题进行了分析研究。结果表明：线性分析方法可以快速有效地优化石英灯阵功率,对于比较平缓的热流分布可以获得较好的优化结果,对于大梯度热流分布也能获得与遗传算法较为一致的热流优化结果和规律;模拟非均匀气动加热的功率优化结果对热流输入比较敏感,需要通过优化来选择合适的测点范围和测点数量得到相对稳定的系数矩阵。相关研究结果对模拟非均匀气动加热的石英灯阵功率优化设计具有重要参考意义。     

气体稀薄效应对热流计算的影响

临近空间高超声速飞行器的研发越来越受到关注。周恒和张涵信在《中国科学》上的《空气动力学的新问题》一文中分析了在此情况下现有的空气动力学的不足,其中之一就是需要考虑流场中可能出现的局部稀薄气体效应,并且针对临近空间高超声速飞行器边界层进行了详细的分析。陈杰和赵磊在此基础上研究了强剪切下的气体稀薄效应,给出了判别气体稀薄效应的无量纲参数Zh,并提出对传统连续介质模型中的黏性系数基于Zh参数进行修正。本文将通过类似的研究方法,采用DSMC (Direct Simulation Monte Carlo)研究纯导热问题中的气体稀薄效应,通过对粒子速度分布函数的分析提出了相应的刻画气体稀薄效应的参数ZhT,获得了依赖参数ZhT的导热系数修正规律,并进一步将该修正规律纳入CFD (Computational Fluid Dynamics)计算,验证了该算法对圆柱绕流问题表面热流预测的精度。     

大型航天器与外热流模拟装置的数字化结构匹配方法

在航天器真空热试验中,常选用红外加热笼作为外热流模拟装置。为提高外热流模拟的准确性,红外加热笼需要对航天器进行全表面覆形。文章针对如何确认外热流模拟装置与航天器的结构匹配性这个难题,依托三维扫描技术,建立了一套数字化结构匹配方法,解决了多站测量拼接误差累积、三维扫描仪参数优化选择2个技术难点,使三维扫描和逆向建模过程引入的几何误差不超过10 mm。该数字化结构匹配方法的实际应用结果表明,外热流模拟装置与航天器的配装成功率达到100%,实际安装状态与仿真结果吻合度较好。