六相交流放电再入飞行器热环境地面模拟研究

再入飞行器高速飞行过程中,其表面受到强烈的气动加热作用,所产生的复杂高温气体环境会破坏飞行器材料,影响飞行器结构的可靠性.因此,基于地面装置实现高速飞行器再入过程中表面热环境的模拟,对于再入飞行器的热防护测试具有十分重要的意义.文章基于数值模拟,分析了工作气压的变化对等离子体中非平衡能量输运过程以及等离子体气体温度等参数的影响规律,提出了通过改变工作气压来调节等离子体冲击壁面的热流密度的方法.基于此,首先以表面热流密度和加热时间与真实飞行条件下一致为原则,基于六相交流电弧放电等离子体实验平台,产生了大体积、高气体温度,且壁面热流密度可调的等离子体电弧射流.然后,对采用酚醛浸渍基碳热防护材料的烧蚀体进行了地面烧蚀实验,在壁面热流密度为1.07～3.95 MW/m2范围内获得了与文献报道吻合较好的实验结果,初步验证了该方法的可行性.对高速再入飞行器典型部件进行了烧蚀实验,在壁面最高热流密度为5 MW/m2的实验条件下,获得了与空间飞行实验吻合良好的地面模拟实验结果.这表明在不采用高成本风洞的前提下,本论文所提出的地面模拟实验方法可在一定程度上模拟飞行器再入过程中的表面热环境.     

疏导式热防护在翼前缘中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304 K,尾部最低温度升高了130 K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。     

HEAT-PIPE-COOLED THERMAL PROTECTION FOR THE LEADING EDGE OF THE WING

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题，为了保证翼前缘的尖锐外形，提出疏导式热防护结构，利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析，得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下，翼前缘驻点温度下降了304K，尾部最低温度升高了130K，实现了热流从高温区到低温区的疏导，减弱了翼前缘的热载荷，强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果，并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动，验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。     

典型部件疏导式热防护试验技术研究

疏导式热防护是一种新型非烧蚀热防护技术,对未来高超声速飞行器发展具有十分重要的意义。为了验证疏导式热防护原理的有效性、合理性和优越性,并考核疏导式热防护技术实现途径的可行性,在传统热防护试验模拟技术的基础上,开发了大功率长寿命电弧加热和对流辐射耦合加热等试验技术,并考核了高温热管球柱疏导模型的疏导效果。电弧风洞试验结果表明:在高温热管球柱疏导模型防热层装入快速导热元件后,可以有效降低驻点高热流区的表面温度,提升低温区的表面温度,从而降低整体温差基本实现非烧蚀。由此可知该试验方法能够满足典型部件疏导式热防护机理探索及性能考核研究的需要。     

轴向热传导对交流电弧性质的影响

本文研究了有限长度交流电弧的动力特性,采用二维电弧模型,考虑轴向热传导作用,得到一个非线性能量方程,用变量分离、非线性变换和Laplace变换求得电弧的热流势和电场强度的分析解。指出充满管道的有限长度的交流电弧动力特性仅由两个无量纲参数决定,并且指出热流势和电场强度存在轴向梯度,必须考虑轴向热传导的影响,当电弧的长度趋于无限大时,本解与R·L·Phillips的解一致。     

高导C/C材料在疏导式热防护中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时气动加热严重的问题，为了保证高升阻比外形，提出疏导式热防护结构，建立了一套内置高导C/C材料的疏导式热防护结构原理模型，通过数值模拟和电弧风洞的方法对疏导式热防护结构进行了分析，得到内置高导C/C材料的防热效果．数值模拟结果表明来流马赫数为8时，模型驻点温度下降了500度，柱面最低升高了380度，实现了热流从高温区到低温区的疏导，减弱了端头的热载荷，强化了端头的热防护能力．通过电弧风洞试验可以获得相似的结果，内置普通C/C材料表层抗氧化层出现严重烧蚀，而内置高导C/C材料基本不变，验证了数值模拟方法的准确性以及内置高导C/C材料疏导式热防护结构的有效性．     

高超声速溢流冷却实验研究

高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,基本思想为:在高热流区布置溢流孔,控制冷却液以溢流方式流出,之后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层以降低飞行器表面热流. 目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,实现工程应用前还需开展大量的实验验证和机理研究工作. 本文首次开展溢流冷却的实验研究工作,采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,对溢流冷却热防护性能和高超声速条件下液膜流动规律进行了初步研究. 研究表明:(1) 高超声速流场中通过溢流能够在飞行器表面形成液膜并有效隔离外部高温气流,可降低飞行器表面热流率;(2) 楔面上的液膜前缘流动是一个逐渐减速的过程,增加冷却液流量液膜厚度变化不明显,但液膜前缘运动速度增大;(3) 液膜层存在表面波,在时间和空间方向发生演化,导致液膜厚度的微弱扰动;(4) 液膜层存在横向展宽现象,即液膜层宽度大于溢流缝宽度. 原因是液膜层与流场边界层条件不匹配,存在压力梯度,迫使冷却液向低压区流动,从而展宽液膜层,并且流量越高,横向展宽现象越明显.      

高超声速溢流冷却实验研究

高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,基本思想为:在高热流区布置溢流孔,控制冷却液以溢流方式流出,之后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层以降低飞行器表面热流.目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,实现工程应用前还需开展大量的实验验证和机理研究工作.本文首次开展溢流冷却的实验研究工作,采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,对溢流冷却热防护性能和高超声速条件下液膜流动规律进行了初步研究.研究表明:(1)高超声速流场中通过溢流能够在飞行器表面形成液膜并有效隔离外部高温气流,可降低飞行器表面热流率;(2)楔面上的液膜前缘流动是一个逐渐减速的过程,增加冷却液流量液膜厚度变化不明显,但液膜前缘运动速度增大;(3)液膜层存在表面波,在时间和空间方向发生演化,导致液膜厚度的微弱扰动;(4)液膜层存在横向展宽现象,即液膜层宽度大于溢流缝宽度.原因是液膜层与流场边界层条件不匹配,存在压力梯度,迫使冷却液向低压区流动,从而展宽液膜层,并且流量越高,横向展宽现象越明显.     

基于电泳法的石墨烯涂层制备与摩擦学性能研究

采用电泳沉积方法在硅基体上制备石墨烯涂层,研究了不同电压对石墨烯涂层表面形貌、微观结构与摩擦学性能的影响,并在往复式球盘摩擦磨损试验机上研究了石墨烯涂层在不同载荷(1~9 N)下的摩擦学性能,采用扫描电子显微镜、能谱仪、光学显微镜、拉曼光谱仪和X射线光电子能谱仪分析石墨烯涂层的表面形貌、结构特征、磨损表面形貌及石墨烯结构成分的变化.结果表明:石墨烯涂层可将硅基体的表面摩擦系数从0.6降至0.1;在低压(15~60 V)条件下电泳制备的石墨烯涂层具有更加致密的微观结构,表面承载能力强,减摩性能优异.本研究中揭示了基于电泳法制备的石墨烯涂层作为固体润滑涂层应用的可行性.     

高速电弧喷涂Fe-Al涂层的高温磨损特性

采用滑动磨损试验方法考察了高速电弧喷涂Fe-Al金属间化合物涂层与Si3N4陶瓷球配副在室温～650 ℃下的摩擦磨损特性,并探讨了涂层的高温摩擦磨损机理.结果表明,随着试验温度的升高,Fe-Al涂层的摩擦系数降低,耐磨性明显提高.在高温下涂层滑动摩擦系数降低的主要原因在于磨损表面发生摩擦氧化反应,从而形成具有固体润滑作用的氧化物保护层,涂层在高温下主要呈现剥层磨损特征,涂层组分Fe3Al和FeAl金属间化合物的高温强度和硬度较高,能有效地阻碍裂纹的产生、扩展及扁平颗粒的断裂,从而使得Fe-Al涂层表现出优异的高温耐磨性.     

交流电弧的外迴路对弧柱特性的影响

本文研究了交流电弧的弧柱与外迴路之间的耦合作用,以及电弧边界随时间的波动对电弧特性的影响,用数值方法给出了电弧的特性曲线。结果表明,当ωθ≤5时外迴路与弧柱间的耦合作用显著。弧电流在过零点后发生畸变,畸变大小与外迴路阻抗及ωθ值有关。电弧边界和热流势随时间波动较大,相对波动量可达50％以上。当ωθ≤1时,本文从理论上证实存在熄弧峰值电压,与实验结果一致。     

钛酸钾晶须对石墨-硼酸系固体润滑膜摩擦磨损性能的影响

考察了钛酸钾晶须对石墨-硼酸系固体润滑膜摩擦磨损性能的影响，采用扫描电子显微镜观察分析了不同温度下润滑膜试样磨损表面形貌．结果表明：石墨-硼酸及石墨-硼酸-钛酸钾晶须固体润滑膜在室温下同不锈钢配副的摩擦系数约为0．08，耐磨寿命(滑动摩擦行程)保持在15000m以上；在300℃下的初始摩擦系数变化不大，在500℃下摩擦系数变化较大；但在摩擦初期2种固体润滑膜的摩擦系数无明显差别；随着摩擦过程的进行，不含钛酸钾晶须的润滑膜试样的摩擦系数在短时间内迅速增大，而含钛酸钾晶须试样的耐磨寿命比不含钛酸钾晶须试样的高2倍．这是由于钛酸钾晶须增强了固体润滑膜的强度及其在底材表面和附着力所致。     

纳米固体材料的物理力学问题

纳米固体材料是由粒度为5—15纳米(nm)的粒子在保持清洁表面的条件下经高压(一般为5GPa)成型的固体材料.这种材料具有新型固体结构和优异的性能.本文提出纳米固体材料制备和性能研究中的物理力学问题.这些问题包括纳米粒子的粒度和分布;压强,密度和状态方程;界面弹性性能和原子间势;扩散塑性和陶瓷增韧;变形和强度以及吸波性.      

不同集流方式下对称双阴极固体氧化物燃料电池的电-化-热-力数值模拟及失效分析

 本文围绕新型对称双阴极固体氧化物燃料电池电堆单元在不同集流位置下热应力分布情况和优化集流方式，建立了一个基于电-化-热-力多场耦合理论的三维SOFC 电堆单元数值模型．引入固体力学热-力学理论，结合Weibull 失效概率分析方法，讨论了不同集流方式对SOFC 内部应力分布及失效的影响．研究结果表明，双侧阴极同时开展电子集流方式下的电解质平均电流密度比单侧单一集流方式下高，改变阳极集流位置会改变电极高温区的分布；SOFC 电堆单元上电极结构处的最大主应力明显大于其他组件上的最大主应力；阳极集流位置设置在阳极气体入口处时电极结构上的最大主应力和失效概率大于集流位置设置在阳极气体出口处的最大主应力和失效概率．     

激波管风洞传热测量用的塞形铜箔量热计

一、引言测量瞬时表面热流率的传热器按工作原理可以分为两大类:表面温度计类及量热计类。前者是利用表面温度计测出半无限体的表面温度随时间变化的历史,然后按热传导理论计算表面热流率。后者是利用量热元件吸收传人其中的热量,测量量热元件的平均温度变化率再计算表面热流率。      

高温用镶嵌型固体润滑材料的研制及其摩擦磨损性能的考察

研制了几种可以在大气中直至300℃下使用的镶嵌型固体润滑材料,考察了胶粘剂、添加剂、湿度和温度等对固体润滑剂热膨胀性能及镶嵌材料摩擦磨损性能的影响。作者采用的“栓(球)-盘”试验方法,可以定性地比较固体润滑剂对金属的转移性能,加快了镶嵌用固体润滑剂配方的筛选进程。试验结果表明,3号配方的镶嵌试样在250和300℃时的比磨损分别为7.8×10~(-13)mm/Pa·m和16.2×10~(-13)mm/Pa·m,最大摩擦系数为0.42。通过X-射线衍射分析认为,这种材料在高温下的高摩擦现象应归因于摩擦表面氧化产生的Cu_2O。     

等离子沉积Ni-WSe2-BaF2·CaF2-Y-Ag-hBN涂层的抗Al熔滴粘蚀特性

本文作者制备了等离子沉积Ni-WSe_2-BaF_2·CaF_2-Y-Ag-hBN高温固体自润滑涂层,研究了不同角度金属熔滴Al对该涂层试样表面的粘蚀能力以及在不同温度下的摩擦系数.研究表明:等离子沉积Ni-WSe_2-BaF_2·Ca F_2-Y-AghBN高温固体自润滑涂层在宽温域(30~800℃)的摩擦系数达到0.086~0.299.金属熔滴Al对涂层的粘蚀速度随沉积角度的增加而增加,90°时金属熔滴在涂层与基体表面沉积率最大,此时钢基体的平均沉积率达176.22 mg/(cm~2·s),含hBN的固体自润滑涂层的沉积率为58 mg/(cm~2·s).金属Ni粘蚀物抛磨剥落速率显示,hBN的存在有效降低了金属Al熔滴在涂层表面的粘蚀能力.     

反应堆控制棒传动机构润滑技术的研究

在特殊工况条件下工作的机械设备的润滑往往是不能用常用的润滑油脂来解决的。反应堆控制棒传动机构是处于高温、强辐照状况下,且要求有一年半的使用寿命。作者采用粘结固体润滑膜喷涂轴承滚道,滚轮表面进行二硫化钼热扩散处理以形成自润滑表面,以及用自润滑填充塑料作保持架等综合措施解决反应堆控制棒传动机构的润滑,並作了一系列试验。结果证明采用这种润滑技术时,机件磨损小,寿命长,耐温,耐辐照,可以满足传动机构的润滑要求。本文为高温反应堆传动机构应用固体润滑技术提供了依据。     

碳滑板电滑动温升及其对滑板磨损影响的试验研究

使用高速载流摩擦磨损试验机,研究了碳滑板与接触线电滑动摩擦时接触压力、相对滑动速度、电流和电弧放电能量变化对碳滑板温升的影响,比较了不同温升时碳滑板的磨损形貌.结果表明:滑板的温升随滑动速度、电流、电弧放电能量的增加而增加,随接触压力的增加而减小.碳滑板的磨损形貌观察显示:碳滑板的温升会显著影响滑板的磨损形貌,随着温升的增加,碳滑板的磨损就越严重.碳滑板的不同温升对应着不同的磨损机制:温升50℃左右时,碳滑板表面以片状剥离的机械磨损为主;温升90℃左右时,碳滑板表面以机械磨损为主,并出现少量的烧蚀区域;温升在180~200℃左右时,碳滑板表面出现大量的烧蚀区域,以电弧烧蚀磨损为主;温升在300℃左右时,碳滑板易出现疲劳裂纹,以电弧烧蚀磨损为主.     

磁流体流动控制中的磁场配置效率研究

采用数值模拟方法研究了不同磁场空间构型对弹道式再入飞行器基准外形表面热流分布的影响. 计算模型为低磁雷诺数近似下的磁流体力学模型. 数值模拟结果表明两个大小相同、方向不同的磁偶极子对表面热流密度分布的影响存在较大差异,由此指出热流控制应用中磁场配置的效率问题. 随后的磁场详细作用机理分析表明上述差异的原因在于不同空间磁场分布对流动能量转化机制的影响不同. 以此为基础给出了在流动的不同区域,磁场空间分布应遵循的一般性原则.