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高速飞行会让飞行器结构承受大量的气动加热从而导致结构温度或应力失效,高超声速飞行器设计过程中通常需要进行结构考核试验。受风洞设备能力限制,试验模型尺寸、来流条件等方面与实际飞行条件存在很大差异。对真实模型进行缩放处理后进行风洞热结构考核,并通过相似关系转换获得真实飞行器结构温度情况,为飞行器防热布局设计提供有效数据支撑,有着迫切需求。本文通过热传导方程对模型相似参数进行讨论,并根据风洞试验实际边界情况进行了讨论研究。获得了具有针对性的相似准则关系。最后,经过对提出的相似参数进行的算例考核计算和初步分析,验证了该相似准则的正确性。 相似文献
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本文提出采用非均匀防热材料进行高超声速飞行器防热设计的设想,设计出外层部分为抗烧蚀、抗剪切的紧密结构材料,内层为密度轻、隔热效率高的稀松材料,中间为逐渐过渡层的非均匀防热材料,数值模拟了非均匀防热材料的烧蚀防热情况,探讨了非均匀防热材料在飞行器防热设计中应用的可行性和防热效果,通过本文研究发现采用非均匀防热材料可以降低原始材料质量消耗,大大减轻防热结构重量,减少向内部结构传导的热量,降低内部结构的温升,这些优点显示了非均匀防热材料具有很高的防热效率和广阔的应用前景. 相似文献
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建立飞行器的热走廊物理模型和求解方法对于设计飞行器防热结构、确定飞行轨道和优化气动外形等均有重要的工程应用价值,本文对X43高超声速飞行器的飞行热走廊的物理含义进行了分析,初步建立了飞行热走廊的物理模型,给出了该物理模型下飞行热走廊的控制方程和求解方法,通过对X43高超声速飞行器典型位置的飞行热走廊的计算,研究了高超声速飞行器的热走廊规律和特征,研究了防热材料的性能对飞行走廊的限制,明确了防热材料的关键防热参数,通过研究发现: (1)防热材料的发射系数越大,其对应的热走廊越宽阔,飞行轨道的选择余地也越大; (2)不同位置、不同流态对应的热走廊边界不同,推迟转捩发生可以增加热走廊区域,有利于防热. 相似文献
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