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。     

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。     

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.     

消息与动态

烧蚀试验纵横向自动送进系统研制成功电弧加热器烧蚀试验是研究再入飞行器防热层的地面模拟试验的主要手段。为了更好地模拟飞行条件,人们一直致力于电弧加热器性能的改进。随着电弧加热器运行技术的提高,用来测量参数的各种水冷探针极易烧毁。因此瞬态焓探针,零点量热计等快速扫掠型探针应运而生,而后者需要一套可调速     

强热流作用下热区转移保护法的分析

现代技术的发展,要求处理一些强热流作用下固体表面的防护问题,例如电弧等离子体发生器的阳极表面和强激光辐射下的固体表面的防护。高气压电弧加热器阳极表面的热流强度可达10~3瓩/厘米~2。对于这样高的热流强度,弧根固定在阳极区一个点上而不烧损是不可能的。因为从稳定的传热观点来看,这时表面温度早已超过熔点,事实上     

消息与动态 (十四)

烧蚀试验纵横向自动送进系统研制成功电弧加热器烧蚀试验是研究再入飞行器防热层的地面模拟试验的主要手段。为了更好地模拟飞行条件,人们一直致力于电弧加热器性能的改进。随着电弧加热器运行技术的提高,用来测量参数的各种水冷探针极易烧毁。因此瞬态焓探针,零点量热计等快速扫掠型探针应运而生,而后者需要一套可调速 ...     

消息与动态 (十四)

烧蚀试验纵横向自动送进系统研制成功电弧加热器烧蚀试验是研究再入飞行器防热层的地面模拟试验的主要手段。为了更好地模拟飞行条件,人们一直致力于电弧加热器性能的改进。随着电弧加热器运行技术的提高,用来测量参数的各种水冷探针极易烧毁。因此瞬态焓探针,零点量热计等快速扫掠型探针应运而生,而后者需要一套可调速 ...     

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.     

再生冷却结构超高温加热模拟试验研究

再生冷却结构是超燃冲压发动机热防护的主要形式,具有重要的应用前景。本文根据超燃冲压发动机热防护技术需求,建立了再生冷却结构超高温加热模拟试验系统,解决了再生冷却结构在内部冷却液流动情况下单面承受高温高热流加热模拟问题。本文研制的集分水器,实现了再生冷却结构各流道流量的精确控制。利用该试验系统,顺利完成了再生冷却平板结构1500℃瞬态热试验。试验结果表明,该系统运行稳定可靠,试验结果可以作为再生冷却平板结构防热性能评定的依据。     

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。