多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算

为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态,采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率TVD格式进行求解,获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流密度)和热-化学非平衡态特性,数值结果与风洞试验及飞行数据吻合较好.通过对多个工况点下流场状态的分析与对比,给出了高超声速飞行器在整个再入过程中的壁面热流密度值、气动力系数,尤其是计算域内热力学非平衡区的分布特性,这对有效地完成飞行器热防护设计具有积极意义.     

高超声速尖头体驻点热流从连续态过渡到稀薄态的变化特征和桥函数研究

采用理论分析加数值验证的办法研究了高超声速尖头体驻点热流从连续态过渡到稀薄态的变化特征．新型近空间高超声速巡航飞行器采用尖头薄翼的尖前缘外形,要求对驻点热流有比较准确并且相对简单的预测方法．随着前缘曲率半径不断减小,流动逐渐变的稀薄,驻点局部区域黏性干扰效应和稀薄气体效应依次出现,在连续介质假设下预测驻点热流的经典理论Fay-Riddell公式将会失效,驻点热流呈现新的变化特征和演变规律．当前缘曲率半径一直减小以致趋于0时,驻点热流并不会无穷增大,而是趋近于自由分子流极限．这一现象背后的物理机制仍然有待从理论方面加以深入研究．首先,由于所有流动都可以由Boltzmann方程来统一描述,我们把连续流动和稀薄流动放在同一框架下分析,把稀薄情况下因分子碰撞不充分导致的稀薄气体效应与Fourier传热定律失效以及热传导的非线性因素影响增强联系起来．我们借鉴Burnett近似的热流表达式形式,在高超声速前缘驻点区域找到了非线性热流的主要控制因素,构造了包含非线性项的热流具体表达式．然后结合流场图像,把非线性和线性热流的比值眦当作一个特征参数来加以理论研究,它表征非线性因素影响大小,同时也可以作为划分稀薄流动的判据．最后,基于特征参数W1构建了具有物理意义的驻点热流预测桥函数,在整个流动区域都能得到与DSMC计算值和实验数据符合较好的结果．     

高超声速湍流边界层中由高温引起的变比热效应及其计算

对于高超声速飞行器,边界层内的温度往往超过600K,这时候分子的振动自由度将被激发,完全气体模型将不再适用.本文以高超声速平板湍流边界层为研究对象,用比热为常值的完全气体模型和考虑比热变化的气体模型对其进行了直接数值模拟.比较两种模型的计算结果发现,二者所给出的湍流边界层内只与速度有关的量差别很小,但与温度有关的量,如平均温度、脉动温度等,则有显著的差别.另外,通过数值验证,发现平均比热比与由平均温度计算出的比热比非常接近,这给用只以平均温度为变量的湍流模式计算变比热气体模型下的湍流,提供了一定的理论基础.文中用SST湍流模式,验证了用湍流模式计算变比热气体湍流的可行性.     

化学反应对高超声速稀薄流气动热影响研究

建立了基于非结构网格的高超声速稀薄流DSMC计算方法。发展了5组分有限速率化学反应模型、反应发生状态判定方法与求解技术,发展了DSMC热流密度高效求解方法。以高超声速圆柱外形为研究对象,针对不同飞行高度下2组分混合气体模型(不含化学反应)和5组分混合气体模型(含化学反应)的流动开展了数值模拟,给出了两种流态下的绕流流场以及热流密度分布,比较并分析了化学反应效应对流场特性,尤其是对热流密度的影响。     

高超声速飞行器建模研究

该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型,研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法,并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究,了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。     

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。     

高超声速钝头体表面热流的数值模拟

高超声速飞行器表面热流的精确预测对于飞行器的安全至关重要。传统的模拟方法在预测热流中主要包括两个难点,一是传统的计算格式数值粘性太大;二是熵修正函数的引进限制了热流分辨率。为了解决上述两个问题,通过设计一可调参数,引进了可调数值粘性格式。为了使该格式适用于高超声速流动模拟,通过反扩散方法,将格式一致提升至二阶精度,并引进了与之相适应的熵修正函数。对三维球头和钝锥绕流进行了数值实验,结果表明,相对于传统格式,修正后的可调数值粘性格式可以显著降低热流计算对网格的依赖性,提高计算精度。     

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。     

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%。     

高超声速气动热的耦合计算方法研究

为了准确预测高超声速飞行器承受的气动热载荷,需要进行流动-传热耦合分析.采用耦合传热方法,考虑流体流动和结构传热之间的实时相互影响,对圆柱壳高超声速气动加热风洞实验进行了三维非定常数值模拟,将数值模拟结果与实验结果进行了全面对比,得到的表面压力、冷壁热流、热壁热流和温度分布与实验结果符合良好,验证了耦合计算方法的准确性,提高了气动热模拟精度,实现了气动加热的准确计算.     

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。     

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。     

An integral heat flux sensor with high spatial and temporal resolutions

To measure heat flux on the sharp leading edge and other surface with very small curvature radius in the wind tunnel, Hong-Ru Yu proposed a novel design of inte- gral type heat flux sensor. Compared with the traditional heat flux sensor, the integral type heat flux sensor improved spatial resolution up to an order of magnitude, and the size of the sensing elements has been minimized to 0.1 mm successfully, which satisfied the heat flux measurement requirements at R0.5 mm pointed cone stagnation point. A constantan film was used as the contact layer of the integral heat flux sensor, which was prepared by electron beam coevaporation method. The influence of sensor structure on the accuracy of measurement was analyzed using numerical calculation. The measurement results in shock wave wind tunnel indicated that the response frequency was about 100 kHz and the repeatability error was less than 10 %.     

高超声速飞行器热管理关键技术及研发进展

 从热能排散和再利用的角度介绍了高超声速飞行器热管理关键技术及进展情况。针对热能排散技术，介绍了被动/半主动/主动防热结构、承载/防热以及其他多功能结构；针对热能再利用技术，介绍了再生冷却和热电转换技术；从现有热管理技术的特点和研究现状出发，提出了高超声速飞行器热管理技术的发展趋势。     

销-轴型热处理吊挂工装优化设计

基于对大件热处理销轴一轴型吊挂工装的均布载荷、两点载荷及最大载荷的受力分析,综合考虑了销轴的抗弯强度、抗剪应力和吊挂工艺头轴颈抗拉强度等影响因素的计算和选择,用计算机进行了参数的优化设计,最后得到了简明精确的技术参数设计公式,与生产经验取值相比较,节约了钢材,又便于实际生产中应用,具有较大的经济及社会效益.     

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。     

数控机床进给系统热误差自适应解析模型

提出了基于丝杠热源表面检测温度的滚珠丝杠热误差预测解析模型.首先,基于变量分离法推导出丝杠轴一维热传导方程的解析解.然后,将两个轴承视为固定热源,将螺母简化为连续分布的多个可移动热源,给出了各热源激励起丝杠温度分布的解析表达式,进而依据叠加原理得出了多热源作用下丝杠轴温度的预测方程.依据各热源表面测点和中心温度的有限元计算结果,确定了其温度差随进给速度和时间变化函数曲线的拟合参数,进而提出了丝杠热误差预测的解析模型.最后通过试验验证了预测模型的有效性.     

屋面夏季日得热总量与晴空指数的关系

以江西南昌地区近30年的气象数据为基础,用非线性曲线拟合的方法,分析了该地区夏季晴空指数与室外气温的随动性关系;采用数值计算的方法,研究晴空指数对屋面平均温度、传热通量等热工参数的影响,分析晴空指数与屋面全天得热总量的定量关系。结果表明:室外空气温度最大值及室外气温日较差与晴空指数的相关性较大;晴空指数与屋面夏季日热总量的相关性非常明显,可以将屋面日得热总量表达成晴空指数的函数。     

分离式热管小倾角蒸发段传热特性的试验研究

由于分离式热管蒸发段水平及小倾角布置的重要工程应用意义,在试验台上进行了1∶1的模型试验,对分离式热管蒸发段的传热特性进行了试验研究.试验确定了工作温度、热流密度、充液率、倾角等因素对传热特性的影响;用核态沸腾理论对蒸发管的换热特性进行了无因次分析,回归试验数据得到了无因次对流换热准则关系式,它与试验结果有很好的一致性,相对误差在15%以内.研究结果表明,随着热流密度的增加,换热系数增加;工作温度增大,换热系数也增大;倾角增加时,换热系数增大;合理充液率为65%~90%,在此范围内,充液率对换热系数的影响很小.此研究结果为大型小倾角布置的分离式热管换热器的工程设计提供了依据.     

寒区热泵调峰供暖的参数界限与负荷分布

调峰的参数界限是供暖系统装机容量选择的重要参数,关系到系统运行时的负荷分布与经济性.以末端散热设备为散热器,基于热稳定条件下散热器供回水温度及系统流量与室外温度的函数关系,分析推导了调峰运行时调峰热源承担的负荷表达式并优化求解了热泵热源出力比例最大时的运行流量,提出定义了流量分界温度界限问题,解析了调峰供暖的关键设计参数、设备容量及其出力负荷分布特性.分析得到:流量处于两极端状态,流量分界温度为分界点,调峰时调峰热源所承担的最大负荷比例最小为50%.图2,参10.