类前缘外形防热层的瞬态热响应计算研究

本文针对可重复使用热结构,计算研究了类前缘外形热结构防热层瞬态热响应问题,探索分析了前缘防热层的热响应特征．在计算中成功地实现了任意坐标变换下代数网格生成,并求解了任意坐标下的热传导方程,为进一步开展外流场／结构热响应全耦合一体化计算研究打下了基础．     

不规则形状热结构计算中的任意坐标变换和代数网格生成技术

航天器可重复使用防热结构通常需要采用数值模拟,进行外流场和结构热响应的耦合计算。本文针对前缘类热结构的差分计算中,关于不规则（不能用初等函数表示）区域的热响应计算,应用流场计算的思路,探讨了任意坐标变换和代数网格的生成。给出了有关控制方程、边界条件的处理方法,为进一步耦合计算提供了有关基础。     

气动力/热与结构多场耦合计算策略与方法研究

气动力/热与结构热响应多场耦合问题涉及物理因素众多且不可简单分割。本文对该耦合问题涉及的各物理场特点与耦合关系进行了研究,从基本物理特点和方程出发,研究了物理场间的耦合关系,并对一直沿用的多物理场耦合关系提出了新的观点与看法。以此为基础,研究获得了气动力/热与结构热响应多场耦合问题的数据流程,提出了针对该耦合问题特有的时间-空间耦合概念,并对其耦合策略与方法进行了深入探讨,为进一步开展相关计算研究工作奠定了理论基础。     

CFD在高速飞行器热气弹问题中的应用

采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度，达到准确预测热气动弹性特性的能力，气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法，热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象，对其热静气动弹性特性进行了计算与分析，计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题，且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素，力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同，对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.      

探路者号火星探测器气动热和传热耦合分析

本文建立高超声速气动热和结构传热的松耦合计算方法,以探路者号火星探测器为研究对象,开展了探测器高超声速气动热和结构传热的耦合计算研究,分析了探测器进入条件下某轨道点上气动加热和结构传热机理。耦合计算表明,随着时间的推进,表面结构温度逐渐升高,壁面热流相对降低,表面趋向辐射平衡温度。因热防护系统结构传热时间尺度长于飞行器进入过程总时间,探测器进入的真实过程滞后于辐射平衡过程。耦合研究表明,使用耦合计算方法能较好地再现真实的气动加热和结构传热过程。     

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化内外流非定常耦合方法

基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室（NAL）的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考.      

高超声速飞行器热气动弹性仿真计算方法综述

高超声速飞行器遭遇的热气动弹性问题具有危险性和复杂性,而型号设计又对计算环境下的热气动弹性仿真提出了效率和精度的双重要求.针对此问题,首先回顾了热气动弹性分析中气动力、气动热、结构热传导、热结构动力学等子学科的仿真计算方法,包括工程方法、数值模拟及降阶建模方法.其中,降阶建模方法有望解决目前计算效率和精度的矛盾,是调研的重点.之后,从时空耦合的角度总结了热气动弹性分析的多场耦合计算架构,包括单向、双向空间耦合策略,以及全耦合、松耦合、时域-频域耦合等时间耦合策略.在结论中,提出了基于子学科降阶模型进行多场耦合仿真的思路,并对热气动弹性分析的发展趋势进行了展望.      

不同连接方案下垂直场线圈的性能研究

基于热-结构耦合分析了欧姆热和等离子体辐照引起的垂直场线圈的温度变化,对垂直场线圈在不同连接方式下的电气参数进行了研究,提出了一种优化的线圈连接方案.计算结果表明,该优化方案有助于改善垂直场线圈的响应性能,并提高其对等离子体的控制能力.     

基于多物理场耦合分析的压接型IGBT散热器多目标优化

为研究处于电磁场、温度场和应力场相互耦合的多物理场环境下的压接型IGBT水冷散热器热阻、流阻及表面压力分布特性,结合ANSYS软件,提出一种在电磁–热–应力多物理场耦合环境下水冷散热器多目标优化方法。在满足表面压力的前提下,以水冷散热器热阻、流阻最小化为优化目标。采用Kriging方法构建响应面模型,利用AMGA优化算法对水冷散热器内部流道结构进行多目标优化设计,计算出了最优方案。搭建试验平台对仿真分析结果进行试验验证,证明文中对压接型IGBT水冷散热器的多物理场耦合分析方法可以指导多物理场下的水冷散热器的设计。     

斜抽运无机液体激光器的流场热分布

激光二极管斜抽运的多增益段串接的液体激光器能够明显地提高激光光束质量、获得较高的输出功率.针对斜抽运子增益段工作时所涉及的流动、传热和壁面耦合,建立了计算子增益段流场热分布的流-热-固耦合模型,应用有限单元法完成了其瞬态流场热分布的数值模拟.该方法排除了不精确的换热系数对计算结果的影响,使得换热系数不再是计算的先决条件,而只是计算结果之一,并且为评价流道形状、流速、吸收系数等因素对流场热的影响,以及进一步改进和控制液体激光介质的流场热分布,提供了可靠的分析方法.数值模拟研究表明:换热系数是空间位置的函数,     

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析, 研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响. 通过与相关的实验结果对比, 验证了数值方法的可靠性. 研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥表面进行冷却, 引入很小总压的逆向喷流(逆喷总压比 PR=0.1), 组合结构的冷却效果就可以远远优于单一的迎风凹腔; 相同逆向喷流总压下, 逆喷速度越高, 逆喷流量越大, 外壁面的冷却效果越好; 随逆喷流速提高, 气动阻力也进一步减小. 本文研究的组合结构非常适用于远程、 需长时间飞行的高超声速飞行器的热防护.     

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析, 研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响. 通过与相关的实验结果对比, 验证了数值方法的可靠性. 研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥表面进行冷却, 引入很小总压的逆向喷流(逆喷总压比 PR=0.1), 组合结构的冷却效果就可以远远优于单一的迎风凹腔; 相同逆向喷流总压下, 逆喷速度越高, 逆喷流量越大, 外壁面的冷却效果越好; 随逆喷流速提高, 气动阻力也进一步减小. 本文研究的组合结构非常适用于     

高超声速飞行器磁控热防护系统建模分析

针对高超声速飞行器防热, 搭建了螺线管磁控热防护系统的物理模型. 采用低磁雷诺数磁流体数学模型, 分析了外加磁场强度及磁场形态对磁控热防护效果的影响. 对比了三种磁场类型(磁偶极子、螺线管、均布磁场)下磁控热防护效果的差异, 分析了螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响. 研究表明, 磁场降低表面热流作用存在“饱和现象”; 三种磁场形态的磁控热防护能力从小到大依次为磁偶极子、螺线管、均布磁场; 相同驻点磁感应强度条件下, 增大螺线管半径有利于提高磁控热防护效果, 缩短螺线管与驻点距离不利于驻点和肩部防热, 螺线管长度对磁控热防护效果影响相对较小.     

Forward-facing cavity and opposing jet combined thermal protection system

This paper focuses on the design of a forward-facing cavity and opposing jet combined configuration for thermal protection system (TPS) of hypersonic vehicles. The cooling efficiency of the combined TPS was investigated numerically, and the numerical method was validated by the related experiment in the open literature. The flow field parameters, aerodynamic force, and surface heat flux distribution were obtained. The detailed numerical results show that this kind of combined TPS has an excellent impact on cooling the nose-tip, and it is suitable for the thermal protection of hypersonic vehicles which require long-range and time to cruise.     

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.     

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.     

热复杂边界条件三维热应力场数值模拟研究

本文以制动盘为研究对象,基于三维对称有限元模型,运用顺序耦合数值模拟方法对制动盘制动过程传热与受力进行了探讨,分析了在热流密度、对流换热系数、辐射换热系数与时间相关的复杂的二、三类边界条件下,温度场与应力场的瞬时变化。研究结果表明,数值模拟结果与实验结果吻合程度高,证明了采用数值模拟方法对具有复杂边界条件的对象进行热应力研究与预测的可行性,同时为其他领域的传热与应力研究提供了理论依据。     

High-order shock-fitting methods for direct numerical simulation of hypersonic flow with chemical and thermal nonequilibrium

In recent years, much progress has been made in the direct numerical simulation of laminar-turbulent transition of hypersonic boundary layer flow. However, most of the efforts at the direct numerical simulation of transition previously have been focused on the idealized perfect gas flow or “cold” hypersonic flows. For practical problems in hypersonic flows, high-temperature effects of thermal and chemical nonequilibrium are important and cannot be modeled by a perfect gas model. Therefore, it is necessary to include the real gas models in the numerical simulation of hypersonic boundary layer transition in order to accurately predict flow field parameters. Currently most numerical methods for hypersonic flow with thermo-chemical nonequilibrium are based on shock-capturing approach at relatively low order of accuracy. Shock capturing schemes reduce to first-order accuracy near the shock and have been shown to produce spurious oscillations behind curved strong shocks. There is a need to develop new methods capable of simulating nonequilibrium hypersonic flow fields with uniformly high-order accuracy and avoid spurious oscillations near the shock. This paper presents a fifth-order shock-fitting method for numerical simulation of thermal and chemical nonequilibrium in hypersonic flows. The method is developed based on the state-of-the-art real gas models for thermo-chemical nonequilibrium and transport phenomena. Shock-fitting approach is used because it has the advantage of capturing the entire flow field with high-order accuracy and without any oscillations near the shock. The new method has been tested and validated for a number of test cases over a wide span of free stream conditions. The developed method is applied for the study of receptivity of free stream acoustic waves over a blunt cone for hypervelocity flow. Some preliminary results of the computations of the high order shock fitting method for the above mentioned study have also been presented.