高超声速飞行器热防护系统分析与数值计算

 针对大气环境内吸气式高超声速飞行器热防护要求,得出前缘、下表面和上表面的热防护结构应分别采用碳/碳(C/C)防热材料、刚性陶瓷防热瓦材料和柔性隔热毡材料。基于Abaqus 分析软件建立以机身为主的热分析有限元模型,计算了高超声速飞行器在典型气动加热载荷情况下的温度场分布和在整个飞行过程中温度的变化情况。通过温度分布得到机身前缘的峰值温度达1637℃,上下表面峰值温度分别为635、805℃,验证了本研究提出的热防护结构形式的有效性。通过温度与时间曲线得出飞行500 s 左右时,飞行器前缘及上下表面温度急剧增加、温度梯度大,500~1500 s 期间持续高温,在1500 s 后温度迅速降低。同时建立了C/C、陶瓷瓦及柔性隔热毡3 种典型耐高温材料的传热模型,对其防热结构的防热效率进行评估,得到其最佳的防热材料厚度为57.6、52.9、53.3 mm,可为防热结构的设计提供参考。     

高超声速飞行器综合热效应问题

综合热效应会导致高超声速飞行器多物理场间的时-空强耦合效应更加显著,是未来长航时高超声速飞行器研制中将面临的一个重要问题.本文阐述了综合热效应问题的内涵,结合飞行器多系统耦合现象的物理链路,详细阐述了综合热效应问题的物理本质和预测方法,讨论分析了气动热、气动/结构/轨道耦合等影响综合热效应的关键问题,介绍了耦合实验研究方面的新进展,并对考虑新型复合防热材料跨尺度效应、基于多因素耦合方法的多系统优化设计、舱内热效应对防热系统的影响等综合热效应的外延与拓展问题进行了讨论.     

高超声速飞行器技术研究进展

 高超声速技术作为新世纪航空航天的标志性技术,已成为国内外军事、航天领域关注的重点技术。对高超声速飞行器进行了分类,对国外主要军事大国高超声速飞行器的发展路线、总体方案、性能参数等进行了梳理,围绕对高超声速飞行器发展产生重要影响的气动设计技术、高超声速推进技术、高超声速结构热防护技术、高超声速制导控制技术,剖析了技术发展特点和技术发展方向。基于国外高超声速飞行器的型号发展和投入方向,认为高超声速滑翔飞行器将成为高超声速领域优先发展领域。     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

高超声速飞行器建模与自主控制技术研究进展

 高超声速飞行器是国内外研究的热点问题。综述了高超声速飞行器建模与自主控制问题。阐明了高超声速飞行器的特点及控制难点,列举了典型的高超声速飞行器模型,从机理推导方法、计算流体力学（CFD）实验方法、模型简化技术和模型验证技术方面介绍了高超声速飞行器建模的研究进展,从传统滑模控制、高阶滑模控制、反步控制、自适应控制、轨迹线性化控制方面阐述了高超声速飞行器自主控制的研究进展,探讨了高超声速飞行器仿真平台开发的研究趋势。     

高超声速飞行器热防护系统方案快速设计方法

针对高超声速飞行器多学科优化设计的需求,基于飞行器几何外形、弹道和热防护材料、热防护系统型号数据库,通过气动热快速预测方法和一维热响应预报方法的研究,建立了一种通用高超声速飞行器热防护系统快速设计方法。该设计方法实现了热防护系统优化设计的自动化,避免了传统设计过程需要多种分析工具以及过程繁琐等不足。最后结合典型服役环境,利用该方法对类X—37B飞行器的热防护系统进行快速设计,得到热防护系统的总质量。结果表明,方法能够快速有效地进行高超声速飞行器热防护系统的设计。     

相变蓄热材料在高超声速飞行器 热控系统中的应用

就高超声速飞行器防热与热控问题,从“相变蓄热材料充当辅助冷源”思路出发,结合不同飞行器的 飞行特点,提出了５ 种热控系统方案,即空气循环热控方案、蒸发循环热控方案、液体冷却回路方案、开式蒸发 冷却热控方案、直接式相变蓄热冷却方案;指出了选择合适相变蓄热材料及相变蓄热封装设计是其中的关键 技术,并结合航空航天领域相关技术进行了探讨与分析     

基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

持续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用

气动热问题是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一,其产生的热流对结构固有特性具有显著的影响。热模态分析是研究热载荷对结构固有特性影响的一个重要方法,其分析结果对防热结构的选材与设计具有重要的参考价值。针对高超声速飞行器进气道前缘结构开展了热载荷分析与应用研究,计算了结构在冷壁热流及通过流-固耦合法解算的热壁热流两种载荷条件下的温度场及前三阶模态的振动幅度与固有频率的变化情况。结果表明:采用流-固耦合算法解算的热载荷适用于持续气动加热环境下的结构热分析及热模态分析。耦合计算600 s后受热结构逐渐趋于热平衡,此时最高温度达到1 200 K左右,前三阶模态的最大相对振动幅度分别增长了24.4%、5.6%和36.7%,固有频率分别下降了14.1%、8.8%和9.9%。     

基于SDRE方法高超声速飞行器控制系统设计

高超声速飞行器拥有复杂且易变的气动特性,为确保高超声速飞行器在复杂的飞行条件下,拥有稳定的飞行特性、良好的控制性能。针对高超声速飞行器非线性模型,采用状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)方法设计高超声速飞行器控制系统,利用改进的Newton法对控制器进行求解,同时在高超声速条件下进行仿真,验证了SDRE方法在高超声速飞行器控制系统中的可实现性及优越性。     

小型等离子体多相流模拟烧蚀系统的构建与运用

在高超声速飞行器的研制过程中,热防护技术是急需攻克的关键问题之一。在热防护材料研发的初期和中期,通过模拟烧蚀试验可大大加快材料配方筛选与工艺优化进度、降低成本。针对高超声速飞行器热防护材料的使用要求,提出了基于小型等离子体多相流的模拟烧蚀试验方法;基于自动化技术开发了参数精确控制的模拟烧蚀试验系统;该系统可产生高焓、高温和高热流密度的等离子射流,射流中可注入固相粒子,模拟高超声速飞行器飞行过程中的热力环境。在此基础上,运用测量表征与数值计算相结合的手段研究了系统流场特性,为试验参数的选取与优化提供了理论依据。最后,运用系统对某型三维四向C/C复合材料进行了耐烧蚀性能测试和分析。结果表明,该试验系统可为热防护材料的配方筛选、热结构部件的优化设计和性能评价提供实用可靠的途径。     

刚性陶瓷瓦热防护系统概率设计分析方法

针对高超声速飞行器中广泛应用的陶瓷瓦热防护系统,结合有限元法和蒙特卡洛模拟建立了其概率热分析系统,提出了刚性陶瓷瓦热防护系统尺寸概率设计方法。建立了刚性陶瓷瓦热防护系统的二维有限元模型,考虑了热传导系数、比热容和表面辐射率等材料属性参数以及热防护系统各层厚度的不确定性,得到系统温度场的概率分布特性和系统热防护性能对各参数的灵敏度,并对系统的热可靠性进行了评估。算例表明:文中提出的方法对热防护系统设计过程中合理确定陶瓷瓦厚度和在保证系统性能的前提下有效减轻重量具有指导价值。     

FADS系统在尖楔前体高超声速飞行器中的应用

对于具有尖楔前体的高超声速飞行器,特别是某些验证超燃发动机项目的飞行器,仅仅依靠惯性导航系统（Inertial Navigation System,INS）得到的攻角不能满足其精度要求．嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System,FADS）通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数（攻角、侧滑角、马赫数、静压及动压等）．对于FADS／INS组合系统,本文首次提出了采用切楔斜激波理论建立其气动理论模型,攻角经过校准后精度较高（误差小于0．1°）;对于FADS系统,运用二维区及三维区理论建立其气动理论模型,马赫数误差在5％左右．验证结果表明FADS系统在具有尖楔前体的高超声速飞行器上应用前景广阔．     

Least dissipation principle of heat transport potential capacity and its application in heat conduction optimization

In the viewpoint of heat transfer,heat transport potential capacity and its dissipation are defined based on the essence of heat transport phenomenon,Rspectively,their physical menings are the overall heat transfer capability and the dissipation rate of the heat transfer capacity.Then the least dissipation principle of heat transport potential cpacity is presented to enhance the heat conduction efficiency in the heat conduction optimization .The principle is, for a conduction process with the constant integral of the thermal conductivity over the region ,the optimal distribution of thermal conductivity,which corresponds to the highest heat conduction efficiency ,is characterized by the least dissipation of heat transport potential capacity .Finally the principle is applied to some cases in heat conduction optimization.     

Least dissipation principle of heat transport potential capacity and its application in heat conduction optimization

The heat conduction following the Fourier law widely exists in nature and engineering. Usually, the thermal resistance is applied to evaluating the perform-ance of the heat conduction, i.e. the less resistance corre-sponds to the better performance. Therefore, the heat conduction is often enhanced by means of using high conductivity materials or reducing the thermal contact resistance. The more general performance criterion is the heat duty for the given temperature difference DT, or the temp…     

IGBT功率模块热管理研究

随着绝缘栅双极晶体管(IGBT)向高功率和高集成度方向发展,在结构和性能上有很大的改进,热产生问题日益突出,对散热的要求越来越高,IGBT芯片是产生热量的核心功能器件,但热量的积累会严重影响器件的工作性能。因此,对IGBT模块的温度进行有效地检测和管理是十分重要的环节。综述了IGBT模块的研究现状、研究热点以及散热相关技术,主要介绍了主动散热和被动散热的方法、以及IGBT功率模块的热阻网络系统和散热系统设计的主要步骤,和减小热阻来增强散热的方法。