高超声速飞行器前缘疏导式热防护结构的实验研究

针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点,设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验,用于验证前缘疏导式防热结构的可行性.利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热,测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化.实验结果表明:内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度,提高尾部低温区的温度,实现对前缘结构的热防护;以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构,在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护,但在较高热流条件下,由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏,体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.     

高超声速飞行器热管冷却前缘结构一体化建模分析

针对高超声速飞行器工作时前缘恶劣的气动加热环境, 为了保证飞行器前缘的尖锐外形, 提出内嵌高温热管前缘结构. 针对热管内部复杂流动与换热情况, 对内嵌高温热管前缘结构进行一体化建模, 将模型的核心部件液态金属热管工作状况的计算与实验进行对比以验证模型的可靠性. 本文还分析了给定工况下内嵌高温热管前缘结构的热防护效果, 其中壁面最高温度下降了11.6%, 最低温度上升了8%, 高温区和低温区均被封闭在前缘外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热负荷. 本文还分析了接触热阻对热管冷却前缘结构效果的影响. 关键词： 热管 前缘 疏导式热防护 气动热     

内嵌定向高导热层疏导式结构热防护机理分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境, 提出内嵌定向高导热层的疏导式热防护系统. 运用数值方法分析了特定条件下内嵌定向高导热层的疏导式系统的防热效果, 外壁面最高温度下降了9.1%, 内壁面最高温度下降了31.5%, 高温区和低温区都被封闭在外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热载荷, 强化了整体结构的热防护能力. 研究表明, 随着气动热流密度比与辐射散热面积比的增大, 疏导结构的冷却效果增强. 本文还对疏导防热系统的结构参数和材料参数对冷却效果的影响进行了分析, 为结构的设计和材料的选取提供一定的依据.     

复杂构型前缘疏导热防护技术

针对前缘驻点区热流密度高、热流梯度大的特点，基于疏导式热防护思想，研制了一体化疏导式热防护前缘结构.根据力热承载要求，设计了一体化薄壁结构方案，内部充装碱金属工质，在气动加热条件下形成工质相变及输运的热管式闭式循环，实现驻点区热量的快速疏散.通过结构封装、热管充装等工艺流程，实现结构样件，最终通过了飞行试验验证.结果表明，疏导结构启动时间约为94.5 s，疏导效率达到23.4%.      

高温及超高温热管的启动特性和传热极限

根据局部高温、高热流加热等特殊场合的需求,设计、加工了钠高温热管及锂超高温热管,并对热管的启动和极限特性进行了研究。高温及超高温热管能够顺利启动,但启动时应注意可能到来的声速传热极限。端部加热启动时,端部附近管体部分会形成一段等效的加热段,可以将工质从启动时的固体状态到全部熔化形成相变传热及流动循环的时间确定为启动时间。热管的传热极限特性表明,超高温热管应工作在更高的温度和更大的热流密度。热管的结构和工艺优化有利于启动和运行。     

材料防热的多尺度现象与防热建模

新型高速飞行器返回再入及在大气层内飞行的过程中面临多样化的气动加热环境,材料工艺的改进和多组分的添加使材料高温热响应特性变得更加复杂,并呈现多尺度特性.文章从飞行热环境、材料工艺特征和细微观响应等方面对材料防热机理和建模方法进行了阐述,对不同类型飞行器热环境特征与防热建模难点进行了分析,对各类防热材料工艺与热响应特点进...     

非惯性弹道飞行器气动布局设计实践

从阻力主导惯性再入到升力主导机动再入是无动力高超声速飞行器的主要发展方向, 文章讨论了任务使命动力配置飞行模式及总体规模限制下的布局设计原则, 研究了不同构型升阻效率及升力载荷系数与模线形状横截面形状及容积利用率分段装填容积间的关系, 探讨了包括拉起/下压滑翔弹跳/滑翔等射面机动与Z字螺旋锥形空间机动等飞行模式与匹配的气动操纵面设计质心布置压心/静稳定裕度纵横向静动稳定性等, 从热安全角度提出了总体/气动/防热/结构/弹道/控制等多物理场高度耦合下的飞行器热力气动布局多学科设计优化, 结合非惯性弹道飞行器气动布局设计问题, 给出了满足分段容积要求防热要求及操稳要求的飞行器气动构型设计优化实例.      

采用非均匀防热材料进行高速飞行器防热设计的防热效果研究

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.     

疏导式结构在头锥热防护中的应用

针对高超声速飞行器工作时头锥恶劣的热环境,为了保证飞行器头锥的尖锐外形, 提出疏导式热防护结构,利用内置高导热碳材料结构为飞行器头锥提供热防护. 采用流固耦合方法对头锥疏导式防热结构进行了分析,验证了头锥内置高导热碳材料具有较好防热效果, 其中来流马赫数(Ma)为9时头锥前缘壁面最高温度下降了21.9%,尾部最低温度升高了15.2%, 实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了头锥的热载荷,强化了头锥的热防护能力. 本文对外蒙皮结构参数、材料参数以及内部高导热碳材料导热率对头锥热防护性能的影响进行了分析, 其中头锥最高温度随着蒙皮材料导热系数的增加而降低到一个稳定值; 随着蒙皮材料表面黑度的增加而降低;随着蒙皮厚度的增加而升高;随着高导热碳材料导热系数的 增加而呈抛物线下降.     

大长径比高温热管传热性能实验研究

在核能主动热利用领域,需要高温热管具有较大的长度并保证均温性,然而现有对高温热管的研究集中在热管性能的理论预测和较短的高温热管预研方面。本文首先制备了67倍长径比高温热管,理论分析了其冷态启动特性,并对其冷态启动和稳态传热性能进行了实验研究,提出了可以发挥其优良传热性能的加热方式;进一步制备了200倍长径比高温热管,定性验证了其良好的传热性能,定量实验研究了其冷态启动过程,并发现了超长高温热管喉部区域的热量传递规律。     

Investigation on thermal performance of a high-temperature heat-pipe thermal protection structure

Sharp leading edges with a millimeter-scale radius are required for hypersonic vehicles from aerodynamic reasons. However, with the leading edges being so sharp, stagnation regions at wing and tail leading edges suffer a hostile thermal environment. Therefore, a high-temperature heat pipe is considered to be integrated into the structure of the leading edge to reduce the temperature of the stagnation point. In this paper, a superalloy-refractory composite-container-“wall” combined with the wick and working fluid structure is proposed, which is proved to be a feasible design of a heat pipe for the semi-passive thermal protection system (TPS). The effects of different material of the exterior surface on the temperature distributions are investigated. The effect of the half wedge angle, the design length and porosity of the wick is also investigated to find the effect of the geometry of the structure of the leading edge on the operation of the heat pipe.     

新型沟槽道微热管散热性能实验研究

微热管以其效率高、响应快且无能耗,在高功率集成微电子散热方面应用广泛。针对电子器件的小型化、高能耗发展趋势,本文提出一种新型沟槽道微热管结构,对该沟槽道微热管进行稳态和瞬态热性能实验研究,研究了风速、角度、加热功率等因素对该新型热管的热性能影响规律。结果表明,该微热管在整个散热器传热上起主导作用,性能比达到0.88,冷凝端温差为0.8℃,具有良好的均温性,该微热管加热功率为140 W,空气流速1.5 m/s时,换热系数可达2 359 W/(m²·℃),热阻为0.27℃/W;高功率状态下可保持良好的热扩散性能,有效避免微热管的热应力集中,有望高效解决集成电子器件的散热问题。     

类前缘防热层流场与热响应耦合计算研究

本文在以往对类前缘防热层热响应计算分析基础上,进一步研究实现了外流场高超音速NS方程数值计算表面气动加热与防热层结构热响应的耦合计算,这对于常用的非耦合计算方法来说是一进步,也为进一步开展外流场/结构热响应/热应力全耦合一体化计算研究和防热层表面吹气强化传热问题的场协同研究打下了基础。     

翼前缘层板对流冷却结构的防热效果分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境, 设计一种层板对流冷却结构对翼前缘进行热防护. 提出一种壁面冷却效率参数η, 并运用流固耦合的分析方法, 研究了对流冷却结构在特定条件下的冷却效果, 其中采用水冷时头部冷却效率η 值最低为0.25. 研究表明, 对流结构冷却效果与内部冷却槽道深宽比γ 有重要关系, η值随γ 的增大而增大至一个稳定值, 此时冷却效果达到饱和, 若此时γ 继续增加则可能出现不利于冷却的现象. 冷却效果η随着前缘头部半径的减小而减弱. 研究还表明, 当层板对流冷却结构和材料固定时, η 值随冷却剂流量增加而增大, 并逐渐趋近至一个稳定值, 而冷却槽道进出口压差急剧增大. 因此需要综合考虑提高流量给供给系统带来的压力, 选取最佳流量值以达到相对较好的冷却效果. 对于材料而言, 内部冷却通道和外部耐热层都应选择导热系数较高的材料, 能够强化结构传热增强冷却效果.     

高超声速飞行器前缘流固耦合计算方法研究

对高超声速流场和结构温度场进行了耦合计算分析, 同时基于准静态假设对结构应力进行了分析. 流场部分采用基于非定常Navier-Stokes (N-S)方程的有限体积法, 湍流模型采用SST k-ω 模型, 固体部分采用基于非稳态热传导方程的有限元法, 同时基于准静态假设对固体结构的应力应变进行了分析. 在流固交界面处, 高速流体从固体结构得到温度边界条件, 固体结构从高速流体得到热流边界条件, 从而实现了流场和固体温度场的紧耦合计算.通过与超声速无限长圆管绕流试验结果进行对比, 验证了该方法的可靠性. 同时对二维圆管结构在气动加热过程中的温度、应力等的变化进行了比较详细的分析. 研究结果表明: 随着气动加热时间的推进, 由于圆管结构的高温区在不断扩大, 导致了结构的热变形在不断地增大; 圆管最小变形区出现在θ为60°处; 同时研究发现在计算时间内圆管热变形对外部流场的影响可以忽略不计.     

类前缘局部热防护的场协同问题初步分析

本文针对二维类前缘外形在带表面吹气情况下的高超声速流场进行了数值模拟,结果表明表面吹气能起到局部防热作用。本文应用场协同的概念,分析了流场中速度场与温度场的关系,从机理上进一步认识有关冷却的原理。