高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

气动热环境下材料力学性能测试新技术

飞行器飞行过程中气动加热造成的"热障"具有瞬态(短时)高温的特征,在这一瞬态高温环境下,由于温度和时间因素的共同参与,使飞行器结构材料的强度问题变得极其复杂,常规的稳态(长时)高温力学性能已不能体现材料"热障"环境下的特征。本文提出了一种气动热环境下的材料力学性能测试技术,并以GH3039合金为例,对测试技术进行了系统性验证。该技术能够模拟飞行器飞行过程中的实际气动热环境,开展飞行器结构材料瞬态高温条件下的力学性能测试,获得材料"热障"服役环境下的真实强度信息,为飞行器结构材料高温力学性能测试提供了一个新的思路和发展方向。     

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

非线性热环境下高温合金蜂窝板隔热性能研究

金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数. 使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统, 对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究, 获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多种不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据. 在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下, 采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟, 计算结果和试验结果的吻合性良好, 验证了数值模拟方法的可信性和有效性, 并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础. 讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化, 加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题, 对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.      

随机激励下受热翼面的模态频率特性试验研究

现代高速飞行器结构热模态频率特性试验研究,对这类飞行器设计校核和飞行安全具有重要意义。根据飞行过程中遭受的气动加热特性设计了瞬态热环境模拟系统,同时,根据高温环境的特点对测试中的激励和测量方式进行了重新设计,成功地将普通激振器应用于高温结构模态试验,最终将热环境模拟系统与振动测试系统组合,形成一套考虑瞬态热影响的热模态试验系统,实现了瞬态热环境下结构模态的地面测试。对一个切尖三角翼测量了各个加热区的温度随加热时间的变化,验证了加热温度控制的精确性;在纯随机激励下对测得的激励和振动响应信号采用短时傅里叶变换(Short Time Fourier Transformation,STFT)进行时变模态参数辨识,获得了前四阶模态频率随加热时间的变化,并与结构有限元数值计算结果进行了比较,试验与计算结果吻合得很好,验证了该试验方法对热模态测试问题的有效性和准确性。通过分别对瞬态和稳态热环境下结构模态频率试验和计算结果的分析,探讨了结构瞬态温度场对模态频率影响的机理,揭示了结构内部存在的热应力和材料属性的变化,是决定模态频率随加热时间变化趋势的内在原因。     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

典型热防护壁板结构的热模态分析

气动加热产生的热环境会使结构动力学参数发生显著变化,影响结构的承载能力和强度极限,因此结构的热模态分析是评估结构动态力学环境适应性的重要手段。结构热模态分析有两种手段:数值分析和热模态试验。而目前对高温及高温梯度下的结构热模态分析研究较少。本文针对典型热防护壁板结构,研究了气流加热的高温热环境模拟方法以及结构热模态试验和分析方法;获得了不同温度及温度梯度条件下典型热防护壁板结构的振型、固有频率,分析了结构振动特性的变化规律;通过数值模拟与试验对比,发现温度梯度因素对结构动力学参数具有显著的影响。进一步研究温度及温度梯度对结构动力学参数的影响,对热载荷下的结构设计具有指导意义。     

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.     

高温环境下结构模态试验技术

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.     

Study on the thermal protection performance of superalloy honeycomb panels in high-speed thermal shock environments

The thermal protection performance of superalloy honeycomb structure in high-temperature environments are important for thermal protection design of high-speed aircrafts. By using a self-developed transient aerodynamic thermal simulation system, the thermal protection performance of superalloy honeycomb panel was tested in this paper at different transient heating rates ranging from 5°C/s to 30°C/s, with the maximum instantaneous temperature reaching 950°C. Furthermore, the thermal protection performance of superalloy honeycomb structure under simulated thermal environments was computed for different high heating rates by using 3D finite element method, and a comparison between calculational and experimental results was carried out. The results of this research provide an important reference for the design of thermal protection systems comprising superalloy honeycomb panel.     

高温升率下LY12铝合金拉伸破坏及其机理的研究

使用Gleeble1500热力模拟实验系统研究了温升率及其历史对LY12铝合金拉伸破坏的影响.对采用不同温升率加热到给定温度后的试件的拉伸试验表明,相同工作温度下经历较高温升率历史的试件的强度较低;以不同温升率对不同预载应力水平的试件快速加热直至破坏,发现预载应力相同时经历较高温升率试件的失效温度较低.对试件断口附近材料金相组织的分析表明,当工作温度或预载应力水平相同时,较高温升率下材料的微缺陷明显增加.高温升率造成的局部热失配及材料微观组织结构的损伤,不同温度、应力和时间下材料的再结晶程度等对材料的宏观本构行为及失效具有重要影响.     

结构优化技术在高速飞行器上的应用与面临的挑战 1)

高速飞行器是航空航天领域发展的重要方向,具有重大战略意义和重要经济社会价值。首先,对结构优化技术及其在飞行器零部件和全机结构概念设计中的应用进行综述;然后,根据典型使用环境和设计要求,总结高速飞行器结构设计中存在的主要问题和应用需求,着重介绍近年来在高速飞行器零部件和全机结构概念设计中应用结构优化技术的典型案例;最后,提出近期亟待突破或完善的结构优化技术。结构优化技术与设计经验相结合带来设计理念的变革,将成为先进飞行器设计的必备工具和标准流程。面向重大需求的结构优化理论研究与工程实践对提升我国航空航天核心竞争力具有重要价值。     

考虑瞬态效应的承载隔热多功能结构拓扑优化

同时满足承载和隔热要求的多功能结构在高超飞行器热防护结构设计中倍受关注.实际隔热材料通常承载能力弱,而高承载材料隔热性能差,如何在有限空间内协同结构的承载与隔热成为关键问题.高超飞行器气动加热时间有限,存在加热时间短、热荷载变化大的特点.因此结构设计需要考虑时间因素和瞬态效应,而现有稳态传热与承载的多功能协同优化设计模...     

Thermal comfort during heating and cooling periods in an automobile

Most vehicles have a heating, ventilation and air conditioning (HVAC) device to control the thermal environments of interior of the vehicle. But, under hot summer season or cold winter conditions, it is difficult to achieve and maintain thermal comfort in an automobile from the start up to the steady-state conditions. During these transition periods, an understanding of human thermoregulatory processes facilitates the design and development of improved heating and cooling systems. This study presents a model of thermal interactions between a human body and the interior environment of an automobile. The model is based on the heat balance equation for human body, combined with empirical equations defining the sweat rate and mean skin temperature. Simulation has been performed by the use of transient conditions. The effects of both heating and cooling processes on the thermal comfort inside the automobile are investigated. Results are compared with the present measurements and available experimental data in the literature. It is shown that the agreement between the experimental data and the model is very good.     

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.