变几何域传热的表面热流反演方法

变几何域的表面热流反演是一类特殊的热传导逆问题,在再入飞行器烧蚀型防热材料的表面热流反演中具有工程实用价值.本文首先对变几何域传热的正问题计算方法进行了校核验证,然后建立了求解变几何域表面热流反演问题的顺序函数法和共轭梯度法;给出了这两种反演方法的基本思想和算法推导,并针对典型算例进行了仿真.结果表明:两种反演方法都能计算出较好的反演结果,并且算法受测量噪声的影响较小,具有较好的鲁棒性;反演算法能适应不同的几何域变化函数,但几何域变化量的测量误差在表面热流的反演结果中会有较为直接的反映.     

薄膜辐射热探测器

薄膜辐射热探测器是一种结构简单,灵敏度高,响应快速的辐射热测量元件,特别适用于短时间超声速设备中的辐射测量,也可以在辐射能的标定中使用。这种探测器是在通常薄膜电阻温度计的表面上覆盖一层碳黑类物质,以增加它的吸收率和扩大吸收谱的宽度,且减少吸收率随波长的变化。     

基于混合网格多维梯度重构的热流预测方法研究

高超声速气动热环境的数值计算对算法和网格的敏感度极高.随着高超声速飞行器外形日益复杂,生成高质量的结构网格时间成本呈指数增加,难以满足工程应用的需求.非结构/混合网格因具有很强的复杂外形适应能力,为了缩短任务周期,有必要在非结构/混合网格上开展高精度的气动热环境数值计算方法研究.梯度重构方法是影响非结构/混合网格热流计算精度的重要因素之一.本文通过引入多维梯度重构方法,发展了基于常规的非结构/混合网格的高精度热流计算方法,对典型的高超声速Benchmark算例(二维圆柱)进行了模拟,并与气动力计算广泛采用的Green-Gauss类方法和最小二乘类方法进行了对比.计算结果表明,多维梯度重构方法能有效提高非结构/混合网格热流预测精度,其鲁棒性和收敛性更好.最后将多维梯度重构方法应用于常规混合网格的三维圆柱和三维双椭球绕流问题,得到了与实验值吻合较好的热流计算结果,展现了良好的应用前景.     

基于混合网格多维梯度重构的热流预测方法研究

高超声速气动热环境的数值计算对算法和网格的敏感度极高. 随着高超声速飞行器外形日益复杂, 生成高质量的结构网格时间成本呈指数增加, 难以满足工程应用的需求. 非结构/混合网格因具有很强的复杂外形适应能力, 为了缩短任务周期, 有必要在非结构/混合网格上开展高精度的气动热环境数值计算方法研究. 梯度重构方法是影响非结构/混合网格热流计算精度的重要因素之一. 本文通过引入多维梯度重构方法, 发展了基于常规的非结构/混合网格的高精度热流计算方法, 对典型的高超声速Benchmark算例(二维圆柱)进行了模拟, 并与气动力计算广泛采用的Green-Gauss类方法和最小二乘类方法进行了对比. 计算结果表明, 多维梯度重构方法能有效提高非结构/混合网格热流预测精度, 其鲁棒性和收敛性更好. 最后将多维梯度重构方法应用于常规混合网格的三维圆柱和三维双椭球绕流问题, 得到了与实验值吻合较好的热流计算结果, 展现了良好的应用前景.      

高超音速湍流分离表面热流率的脉动特性

本文给出高超音速湍流分离不稳定特性的实验研究结果。试验条件是:自由流马赫数为 7.8,单位长度雷诺数为 3.5×10~7/米。分离流场由有限展长前向台阶产生,并用有高空间分辨率和快速响应的一列平齐安装的铂膜电阻温度计和多通道系统测量其表面热流率脉动。信号的条件采样分析结果表明:分离激波的根部由一束压缩波构成,流向展长约二分之一来流边界层厚度,在边界层外汇聚成单一主激波。这种激波结构极其不稳定,出现大尺度运动,流向运动的尺度约为分离激波上游影响区域长度的22％。激波振荡频率为一宽频带,主要集中在 1～3 千赫。在分离激波运动区域,热流脉动呈间歇性,在无扰动和激波扰动间跳跃。可以认为这种间歇性是分离激波系统大尺度振荡的结果。在激波运动区域的下游为分离区,流体继续压缩,热流脉动无间歇。     

高超声速溢流冷却实验研究

高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,基本思想为:在高热流区布置溢流孔,控制冷却液以溢流方式流出,之后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层以降低飞行器表面热流.目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,实现工程应用前还需开展大量的实验验证和机理研究工作.本文首次开展溢流冷却的实验研究工作,采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,对溢流冷却热防护性能和高超声速条件下液膜流动规律进行了初步研究.研究表明:(1)高超声速流场中通过溢流能够在飞行器表面形成液膜并有效隔离外部高温气流,可降低飞行器表面热流率;(2)楔面上的液膜前缘流动是一个逐渐减速的过程,增加冷却液流量液膜厚度变化不明显,但液膜前缘运动速度增大;(3)液膜层存在表面波,在时间和空间方向发生演化,导致液膜厚度的微弱扰动;(4)液膜层存在横向展宽现象,即液膜层宽度大于溢流缝宽度.原因是液膜层与流场边界层条件不匹配,存在压力梯度,迫使冷却液向低压区流动,从而展宽液膜层,并且流量越高,横向展宽现象越明显.     

高超声速溢流冷却实验研究

高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,基本思想为:在高热流区布置溢流孔,控制冷却液以溢流方式流出,之后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层以降低飞行器表面热流. 目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,实现工程应用前还需开展大量的实验验证和机理研究工作. 本文首次开展溢流冷却的实验研究工作,采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,对溢流冷却热防护性能和高超声速条件下液膜流动规律进行了初步研究. 研究表明:(1) 高超声速流场中通过溢流能够在飞行器表面形成液膜并有效隔离外部高温气流,可降低飞行器表面热流率;(2) 楔面上的液膜前缘流动是一个逐渐减速的过程,增加冷却液流量液膜厚度变化不明显,但液膜前缘运动速度增大;(3) 液膜层存在表面波,在时间和空间方向发生演化,导致液膜厚度的微弱扰动;(4) 液膜层存在横向展宽现象,即液膜层宽度大于溢流缝宽度. 原因是液膜层与流场边界层条件不匹配,存在压力梯度,迫使冷却液向低压区流动,从而展宽液膜层,并且流量越高,横向展宽现象越明显.      

高超声速高焓条件下的内嵌式温敏漆测量方法

热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征, 尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域, 需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征. 应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用, 但实验条件来流总温较低, 与真实飞行环境存在明显差异, 真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用. 针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题, 提出了内嵌式温敏漆测量方法, 基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度. 本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势. 针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证, 验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性, 并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响. 内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征, 扩展了温敏漆测量方法的应用范围, 解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.      

多层次复合微纳结构表面影响过冷沸腾气泡行为的微距观测

通过真空钎焊的方法,将微结构的金属网与纳米尺寸的金属粉末结合,从而在过冷沸腾换热表面生成微纳米多层次复合结构。对比采用不同规格网格制备的表面与光滑表面的微观形貌特征,发现所采用处理工艺成功地在材料表面形成了凹状空穴、孔隙结构、类纳米柱体等不同尺度的三层次复合微纳米结构。与水的接触角测量显示,复合结构表面在保持原表面亲水性的同时,在一定程度上降低了对水的浸润性。进一步通过微距摄影观测表明,复合结构表面气泡生成密度均大幅度高于光滑表面,较细的网格尺度更显著,但小于120μm后增加不明显。分析发现,复合表面会诱导复杂的流动不稳定性,在增加汽化核心的同时也有效地避免了过早形成气膜,对提高临界热流密度有利。上述研究结果可为设计更先进的相变换热表面提供参考。     

几何参数对V字形钝前缘气动热特性影响

针对三维内转式进气道V字形唇口部位气动热载荷严酷的问题, 将唇口简化为V字形钝前缘, 在来流马赫数6条件下, 采用数值模拟并辅以激波风洞实验, 研究了气动热随前缘几何参数的变化规律. 结果表明, 在半径比R/r (根部倒圆半径R和前缘钝化半径r之比)和半扩张角β的联合作用下, V字形根部主要出现三种激波反射类型, 其壁面热流峰值的位置和大小均差异明显. 在(R/r, β)几何参数空间中, 当R/r和β都相对较小时, V字形根部发生异侧激波规则反射, 超声速气流冲击驻点附近壁面, 并产生极其严酷的第一类中心热流峰值, 最高可达相同钝化半径圆柱驻点热流的12倍. 当R/r或β较大, V字形根部发生马赫反射时, 异侧超声速射流对撞以及激波/边界层干扰分别导致了第二类中心热流峰值和外侧热流峰值, 其严酷程度仅次于第一类中心热流峰值, 采用R/r和β建立了第二类中心热流峰值和外侧热流峰值强弱转变的边界. 当R/r充分大, V字形根部发生同侧激波规则反射时, 第二类中心热流峰值和外侧热流峰值都减小至相同钝化半径圆柱驻点热流的水平.      

聚变堆循环温度载荷下纯铜疲劳蠕变行为的数字相关测量

聚变堆偏滤器部件主要受到周期性高热流载荷的作用,其过渡纯铜夹层在高温变载荷下粘性效应突出,实际疲劳蠕变特性可能偏离常规的本构模型,开展相关研究是未来高热流偏滤器设计和评估的关键基础问题之一。本研究采用数字图像相关测量设备在新建成的聚变堆热疲劳综合实验平台上,测量了纯铜试件在拉应力条件下周期性循环热载荷对其疲劳蠕变特性的影响特征。结果表明温变载荷的温升速率上升会较大程度缩短纯铜稳态蠕变时间,提前进入快速蠕变阶段。     

基于有限元法的面接触摩擦热流分配系数反推研究

本文基于有限元基础,利用红外测温-温度场有限元模拟-热电偶验证相结合的方法,反推得出摩擦副热流分配系数,分析了不同摩擦副材料、表面接触状况、散热条件对摩擦副热流分配系数的影响.分析表明:反推热流法为热流分配系数的计算提供了1个可行的方案;当摩擦副材料具有较好的减摩、抗黏着特性时,摩擦副运行稳定,摩擦副动态热流分配系数随时间变化平缓;摩擦副表面接触状况和散热条件对热流分配系数有明显的影响,利用本文提出的修正系数,可对理论公式进行修正.     

半空间饱和土内置点载荷作用下的热弹性波动

基于Biot波动理论及热弹性动力理论,利用已建立的饱和多孔弹性介质热流固耦合控制方程,研究半无限地基在内置点热力源作用下的动力响应问题. 求解过程引用Hankel变换技术,得到了热力源作用下土体中温度增量、应力、位移和孔隙水压力的积分形式解答.利用Hankel数值逆变换得到计算结果,分析了热流固耦合条件下激振频率对竖向位移和孔隙水压力响应的影响. 对热流固耦合、热弹性和多孔弹性模型计算结果进行了比较.      

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.     

圆柱形突出物诱导的激波湍流边界层干扰区传热实验研究

本文描述圆柱凸出物干扰区热流率的实验结果。实验中发现:上游中心线上最大传热率不发生在圆柱根部,而是位于离根部0. 1至0. 15倍圆柱直径处。对于垂直柱,当M=9,最大热流率为无柱平板当地值的46倍;而M=6. 6时为31倍。 圆柱倾斜对于干扰影响区域及最大传热率均有重大影响,尤以高马赫数时为最显著。当后掠30°时,最大热流率降为1/6。前倾使干扰影响区及最大热流率均增加。     

半寿命低周疲劳Glidcop?材料导热系数的测量

针对上海同步辐射装置（SSRF）光束线前端挡光元件需要承受高热负载的要求,对挡光元件所使用的纳米Al2O3颗粒增强Cu基复合材料Glidcop,采用一维稳态纵向热流法测量其在不同应变状态下的热传导系数。用有限元模拟了试件的温度场分布,并对试验结果进行了误差分析,揭示了试验误差的主要来源。试验测量结果表明,经历半寿命低周疲劳循环所产生的应变损伤累积对Glidcop导热系数的影响可以忽略。     

混合润滑下螺旋锥齿轮抗胶合能力分析

针对螺旋锥齿轮重载下热胶合失效问题,对螺旋锥齿轮在混合润滑条件下的摩擦热行为进行分析. 通过混合弹流润滑数值计算方法和基于有限元的热分析方法,综合考虑螺旋锥齿轮的表面粗糙度、载荷分担、速度矢量和真实接触几何等因素建立点接触混合润滑分析模型,计算啮合轨迹上的连续摩擦系数变化和摩擦热流率,采用有限元分析软件进行齿面热载荷的加载,考虑轮齿导热和齿面与环境的热对流,分析轮齿本体温度场分布和啮合过程中闪温变化. 根据齿面最大接触温度与国际标准ISO 6336-20中齿轮抗胶合能力计算方法进行比较分析. 结果表明:有限元热分析得到的齿面温度与ISO所得变化规律十分接近,其最大温度低于ISO标准计算温度,使用ISO标准计算出螺旋锥齿轮抗胶合安全系数小于有限元法. 在混合润滑下求解的齿面热流率和温度变化,并且考虑了齿轮热传导和热对流影响,从理论上来说有限元法更加符合实际工作情况. ISO方法在处理上述问题以及计算本体温度上仍有不足,但其在齿轮抗胶合能力校核上具有广泛的适用性,可考虑结合有限元热分析法解决传热问题同时进行抗胶合能力综合评价.      

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.     

多维迎风方法在非结构/混合网格热流计算中的应用研究

非结构/混合网格具有极强的几何灵活性,在复杂外形飞行器的气动力特性数值模拟中已得到广泛应用,但目前还难以准确地预测气动热环境。本文从非结构/混合网格热流计算的三个需求出发,选取了多维迎风方法,并与其他方法进行了对比研究。以二维圆柱高超声速绕流这一Benchmark典型问题为例,对比研究了多维迎风方法和几种广泛使用的无粘通量格式(Roe格式、Van Leer格式和AUSMDV格式)对混合网格热流计算精度的影响。结果表明,多维迎风方法在热流计算精度、鲁棒性以及收敛性方面表现良好。最后,将多维迎风方法应用于常规混合网格上的圆柱和钝双锥绕流问题,均得到了较好的热流计算结果,为非结构/混合网格热流计算在复杂高超飞行器中的应用奠定了基础。     

半寿命低周疲劳Glidcop(R)材料导热系数的测量

针对上海同步辐射装置(SSRF)光束线前端挡光元件需要承受高热负载的要求,对挡光元件所使用的纳米Al2O3颗粒增强Cu基复合材料Glidcop(R),采用一维稳态纵向热流法测量其在不同应变状态下的热传导系数.用有限元模拟了试件的温度场分布,并对试验结果进行了误差分析,揭示了试验误差的主要来源.试验测量结果表明,经历半寿命低周疲劳循环所产生的应变损伤累积对Glidcop(R)导热系数的影响可以忽略.