多层复合吸波涂料设计与试验研究

单层吸波涂料一般吸波频带较窄,而多层吸波涂料吸波频带较宽。本研究采用三层结构设计,有效展宽吸收频带,在吸收频率为6～18GHz范围内,材料的反射率不大于-10dB,材料厚度为2.15mm,面密度4.5kg/m2,多层吸波涂料经过相应的环境试验后仍然能够保持较好的性能。     

加力燃烧室热声振荡纵向传播特性及控制

建立了管道声传播与不稳定热释放耦合的热声振荡理论模型,并用来对复杂的航空发动机加力燃烧室中的纵向传播的振荡特征频率及稳定性进行分析和预测.利用二维定常计算流体动力学(CFD)模拟结果获得流动平均参数,在此基础上讨论了加力燃烧室内热释放位置、隔热屏穿孔率等结构的变化对热声振荡特性的影响,表明该模型能够方便地应用于对加力燃烧室热声振荡影响因素的研究并揭示某些控制规律.      

高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.      

高超声速飞行器跨流域气动力／热预测技术研究

分析了跨流域流动特点、工程背景需求、国内外研究现状,针对高超声速飞行器跨流域气动力／热预测存在的主要问题,从粘性干扰参数与克努森数搭接的跨流域模拟准则、微量天平结构优化及测力技术、红外大面积中低量值热流测量技术、流场显示与测量技术和 N-S／DSMC 自适应紧耦合数值模拟方法等方面,总结了近年来取得的研究进展,并讨论了下一步研究方向。     

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。     

横向热气流中单液滴剪切破碎特性研究

为了获得热气流中单液滴剪切破碎特性,采用高速摄像机对液滴变形、破碎过程进行了捕获。结果表明:液滴初始直径减小、气流温度增加,降低了液滴发生剪切破碎所需最小气动力;液滴破碎特征时间,随气动力增加呈线性递减变化趋势,且其值与变化梯度都随液滴初始直径增加而增大;液滴破碎区域面积、子液滴质量百分数随气动力增加呈先增加后减小的变化趋势,液滴初始直径增加,液滴破碎区域面积随之增加,而子液滴质量百分数则随之减小;剪切破碎锥角,随气动力增加呈线性减小的变化趋势;液滴破碎程度随液滴初始直径增加有明显改善;标准离差率数学模型可以用于子液滴群空间分布均匀性方面的研究。     

高超声速复杂气动问题数值方法研究进展

高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。     

高超声速气动热预测技术及发展趋势

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。     

全电无人机主推进直驱永磁电动机热负荷研究

以全电无人飞机主推进直驱永磁电动机为研究对象,分析处于不同工况下主推进电动机热负荷特性.针对主推进电动机开启式结构特点,根据流体力学及传热学理论,建立强风冷却条件下流固耦合物理模型与数学模型,通过仿真计算不同热负荷、不同爬升角度时主推进电动机的温升,分析主推进电动机热负荷及温升随飞行工况的变化规律.对主推进电动机进行风洞与飞行试验.结果表明:热负荷为5500A2/(cm·mm2)时电动机最高温升为124K,与仿真值误差在2%以内,验证了理论分析正确性.无人机主推进电动机热负荷选取范围为3000~5500A2/(cm·mm2).