气动热

摘要： 为了分析高温试验环境下不同条件对试件温度的影响,文章建立了高温试验环境的传热模型,采用计算流体动力学(CFD)方法结合Discrete Ordinates(DO)辐射模型,计算分析了不同热源温度、不同试件尺寸以及隔热层有无加装反射涂层情况下石英灯加热器加热试件时的温度分布特性。结果表明:在同样的热源温度下,隔热层加装反射涂层的试件表面温度比无反射涂层隔热层的高18%;由于边界效应的弱化,大尺寸试验件的表面不均匀度>14%,而小尺寸试验件的表面不均匀度<1%;使用小尺寸试验件且隔热层有反射涂层时,在150 s、试验件温度达到1500°C时需要的加热热流密度达1122 kW/m^(2)。以上研究结果可为高温环境模拟试验台的设计提供参考。

摘要： 气动加热是高速飞行器热防护设计需要考虑的重要因素,已有的研究表明气动热与物体传热耦合计算是研究气动热对飞行器影响的最好方法。但是,这种方法的计算量大、周期长,不适合气动热防护的工程设计。首先利用气动热计算得到恢复焓和换热系数。其次提出了适用于工程设计的气动热与壳体导热的松耦合计算,提高了计算效率。最后使用经过飞行试验验证的数据对该方法进行了验证,证明了其正确性。

摘要： 为完善再入飞行器中的气动热预示方法,提升热防护系统设计精度,文章针对其中典型的大钝头外形进行流动机理探讨,分析了其驻点滞止流动和肩部亚声速区快速膨胀流动之间的相互干扰规律。基于此,通过对大钝头几何参数的无量纲处理,对驻点区域的边界层外缘速度梯度进行修正,进而对驻点热环境工程计算方法进行修正,随后采用修正牛顿理论和等熵膨胀假设获得了大钝头边界层外缘参数分布,并对基于边界层积分的非驻点热环境计算方法进行改进,用于计算大钝头驻点至肩部热环境分布,最终建立了相应的气动热工程计算方法,解释了肩部高热环境的形成机理。通过相关试验的开展和数据分析,对新方法进行验证,并基于气动热开展大钝头外形优化设计工作。

摘要： 第二代"猎鹰"高超声速技术飞行器(Falcon Hypersonic Technology Vehicle 2,HTV-2)长时间在大气层中飞行时,气动热是导致本体光辐射特性的主要原因。气动热预测和复杂结构传热温度求解是本体光辐射特性研究的关键。基于类HTV-2高超声速滑翔飞行器的结构以及飞行弹道特点,建立了适用于高超声速滑翔飞行器的气动热、三维有限元传热和本体光辐射耦合计算方法。在算法验证的基础上,通过计算获得了类HTV-2高超声速滑翔飞行器沿假定弹道飞行的本体光辐射特性。结果表明,红外探测器从地面70°方向观测的辐射强度大于从天上-70°方向观测的辐射强度;中波3~5μm光辐射强度明显大于长波8~12μm和短波0.4~0.7μm,因此选择3~5μm波段更有利于对类HTV-2高超声速滑翔飞行器进行探测。

摘要： 作为一种主动流动控制技术,逆向喷流因其在降低气动热方面的广阔前景而成为研究热点。为探索逆向喷流流动控制技术对高超声速飞行器降热的影响规律及相关机理,对半球体钝体模型进行了不同来流和喷流条件下的数值模拟和风洞试验研究,得到了模型表面的流场和斯坦顿数分布,并对数值模拟和风洞试验结果进行了相互校验。结果表明:逆向喷流产生的降热效果是喷流气体回流和喷流推离头部脱体激波共同作用的结果;在相同来流马赫数下,逆向喷流降热效果随喷流压比的增大而更加显著;在相近喷流压比条件下,来流马赫数越大,逆向喷流降热效果越好。

摘要： 文章简述典型火星进入器所面临的气动热环境,阐明在火星大气CO_(2)介质下进行试验的重大需求以及建立火星热环境模拟及热防护试验方法的必要性;并对国内外进行的相关火星进入器热防护工程性和研究性试验进行综述,指出研究空气和CO_(2)介质下的电弧加热器运行特性将对火星热防护试验提供必要的支撑,CO_(2)介质下防热材料催化特性研究和先进测试技术(如TALIF、OES、HSC等)是未来发展的方向。

摘要： 基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布.高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深的提高,缝隙局部流速迅速降低,对流换热效应减弱;高超声速无限长圆管绕流中,边界层外部区域气动参数随时间变化不大,边界层内存在较大的温度梯度,壁面温度随时间升高.三个算例的仿真结果均与试验测量值进行了对比,验证了所开发的求解器的计算能力.

摘要： 为探究热防护材料在高超声速环境下的服役行为,采用风洞试验和数值模拟方法研究了D6AC钢结构在多物理场耦合作用下的失效问题.基于高超声速气动力学、结构力学基本理论,建立高超声速D6AC钢结构的多物理场耦合理论模型,利用Navier-Stokes方程模拟得到其在不同飞行环境下的气动加热和结构响应,并对数值模拟的结果进行风洞试验验证.结果表明,风洞试验结果与数值模拟结果相吻合.气动热是导致D6AC钢结构破坏的主要因素,在三组来流条件下钢结构均发生了烧蚀现象,结构烧蚀开始时间取决于来流总温的大小.

摘要： 为快速获取高超声速飞行器表面热流数据并缩短飞行器气动热设计周期,提出了一种基于径向基神经网络的气动热快速预测代理模型方法.首先,在飞行器表面每一个离散化的网格节点单独构造一种正则化的径向基神经网络.随后,通过训练集对所有网络同时进行训练,获得各自网络的连接权值.最后,所有网格节点的神经网络协同预测飞行器表面不同位置的热流.对NASA火星实验室的椭圆钝化高超声速飞行器的应用表明,所提出的代理模型方法在模型训练完成后能够快速进行飞行器表面热流预测,并且模型具有良好的泛化能力,在驻点及迎风大面积区域热流预测结果与数值模拟的偏差在10％以内.

摘要： 气动热预测技术是制约高超声速飞行器发展的关键技术之一.飞行器在高速飞行过程中,气动加热对其结构强度影响显著,严重时甚至可能导致结构损伤,因此,为保障飞行器飞行安全,必须采取有效的热防护措施,而掌握气动热变化规律是合理设计高超声速飞行器热防护措施的基础,它对于飞行器结构设计、材料选择均有重要的指导意义.本文从试验、工程计算与数值仿真三个方面系统地归纳、总结国内外学者在气动热预测方面的研究成果,并展望其未来的发展,以期为国内高超声速飞行器的研制工作提供有益参考与借鉴.

摘要： 经典二阶k-ε模型处理近壁面和逆压梯度流动的能力略有不足,很少应用于气动热模拟.为探究修正后的Realizable k-ε(KE)模型在高超声速气动热模拟中的表现,采用求解雷诺平均N-S方程(RANS)的方法,模拟圆柱绕流、钝双锥和双椭球表面热流分布,方程由修正的KE湍流模型封闭.以文献数据为参照,并与使用广泛的SA、SST模型对比看出:修正后的KE模型模拟的圆柱绕流驻点热流密度更为准确,模拟双锥体膨胀流壁面热流分布接近试验结果,误差小于前两者;双椭球模拟中,KE模型模拟的激波/边界层干扰流再附点热流峰值稍低于实验值和SST模拟结果,但模拟的分离区范围最接近文献结果,总体好于其他模型模拟结果.相对而言,修正KE模型模拟壁面压强分布与文献及其他两种模型模拟结果吻合良好,模拟的壁面附近流场温度梯度分布更为准确.

摘要： 高超声速飞行器一般是指飞行速度能够达到5马赫以上的飞行器.飞行器在大气层做高速飞行时将会和空气发生强烈的相互作用,产生大量的气动热和很高的动压,各个场之间强烈耦合,传统的解耦计算可能会导致计算结果误差较大,因此需要进行多场耦合的计算方法来准确反映飞行器的实际受载状态.分析了各物理场之间的耦合关系,得到了考虑流场温度场及结构场之间耦合的数值计算方法,对比简单的平板结构的单向和双向耦合计算仿真结果进行对比分析,结果表明双向耦合计算得出的最高温度更高,板的变形也更加明显.

摘要： 气动热的准确预测对于高超声速飞行器合理防热材料的选择及热结构设计十分重要,尤其是在热环境较为恶劣的驻点及翼前沿等区域,但是目前在激波风洞中精确测量气动热仍然较为复杂,非理想因素将导致测量误差.本文数值分析了传感器安装对于球头驻点气动热测量的精度的影响规律及机理,传感器安装凹入或凸出模型表面0.1～0.5mm,不同传感器直径、不同来流雷诺数均在本文中予以考虑.研究结果表明:传感器的安装对于气动热测量有较大的影响,安装凸出时会导致测量结果偏大,而凹入时则偏小,偏离程度均随凹入或凸出深度的增加而增加.

摘要： 一年以来,课题组在模型建立、机理分析和理论方法研究等方面开展了大量的研究工作,并取得了初步的研究结果,包括模型建立和机理分析、特征尺寸对高温气体非平衡效应影响研究、气体辐射对气动热环境影响的计算分析等。

摘要： 本文采用松耦合方法对高超声速非定常流场与结构温度场进行耦合计算，分析物体非定常运动对气动热及结构温度场的影响。高超声速流场采用有限体积法求解非定常NS方程，空间离散采用AUSM+格式,时间离散采用双时间步方法。结构温度场采用控制容积法求解结构热传导方程。算例分析表明结构非定常运动对其传热有减缓效果，振幅越大减缓效果更明显，而振动频率的影响则较小。

摘要： 针对高超声速飞行器方案设计阶段的气动热计算效率问题,建立了基于几何流线法的高超声速飞行器气动热的快速工程计算方法.首先采用面元法结合修正牛顿理论确定飞行器表面压力分布,然后利用几何流线法计算飞行器表面经过目标点的流线轨迹,最后采用高温空气热力学特性的拟合公式以及热流密度的工程计算公式求出飞行器表面上目标点的热流密度.仿真分析表明:该方法具有较好的精度,能够满足高超声速飞行器设计方案阶段气动热估算需求.

摘要： 高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.

摘要： 高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.

摘要： 高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.

摘要： 高温条件下空气分子振动能激发对高超声速飞行器气动力/热特性的影响主要来自两方面:使激波波后流场参数发生变化,从而改变了飞行器的外部流动;还使边界层内流动发生变化,进一步影响飞行器气动力/热特性.文章主要以简化的飞行器外部流场结构——斜激波和边界层共存结构作为研究对象,通过理论分析和数值模拟,分别单独讨论了振动激发对斜激波波后流场参数的影响和对边界层内流动的影响,进而分析在两者单独作用下振动激发对气动力/热特性的影响,最后分析了在斜激波和边界层的耦合作用下振动激发的影响,从而给出振动激发对气动力/热特性的影响机制.结果表明,振动激发通过斜激波和边界层对气动力/热特性的影响方向是相反的,两者的耦合作用削弱了振动激发的影响.

摘要： 本发明涉及一种废气动力涡轮(20)、废热回收系统(1)和用于使废热回收系统运行的方法，其中，废气动力涡轮具有：涡轮罩壳(21)；转子(23)，其可旋转地支承在涡轮罩壳中并且具有多个涡轮叶片(23a)；布置在涡轮罩壳中的导向叶栅(24)以用于控制涡轮叶片的废气流入，其中，涡轮罩壳具有多个废气进入通道(22a，22b)以用于通过导向叶栅将废气引导到涡轮叶片上，其中，各个废气进入通道彼此分离直至导向叶栅，并且其中，在每个废气进入通道中布置有压力传感器以用于测量在相应的废气进入通道中的废气压力(PI，PII)。在多发动机设备中在避免在涡轮叶片处引起振动的情况下利用本发明可实现在废热回收时改进的效率。

摘要： 本发明涉及一种废气动力涡轮(20)、废热回收系统(1)和用于使废热回收系统运行的方法，其中，废气动力涡轮具有：涡轮罩壳(21)；转子(23)，其可旋转地支承在涡轮罩壳中并且具有多个涡轮叶片(23a)；布置在涡轮罩壳中的导向叶栅(24)以用于控制涡轮叶片的废气流入，其中，涡轮罩壳具有多个废气进入通道(22a，22b)以用于通过导向叶栅将废气引导到涡轮叶片上，其中，各个废气进入通道彼此分离直至导向叶栅，并且其中，在每个废气进入通道中布置有压力传感器以用于测量在相应的废气进入通道中的废气压力(PI，PII)。在多发动机设备中在避免在涡轮叶片处引起振动的情况下利用本发明可实现在废热回收时改进的效率。

摘要： 本发明提供一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法，首先根据冷壁热流边界条件计算出金属薄板表面的温度变化曲线，然后再对金属薄板试验件按照计算出的温度曲线实施加热，同时记录下该温度条件下与金属薄板处于同一平面处的热流传感器表面的热壁热流曲线，即通过理论计算与试验测试相结合的复合方法，最终获得冷壁热流边界条件所对应的难于由计算确定的热壁热流边界条件，为高速飞行器辐射式气动热模拟试验提供一种可实际应用的热壁热流确定方法。

摘要： 一种热防护材料气动热载荷模拟试验装置，包括不锈钢环境舱、两个加热铜电极、单/双比色红外测温仪、供电子系统、供气子系统、抽真空子系统、冷却循环子系统和PLC控制系统不锈钢环境舱由支架固定于地面并与大地绝缘，不锈钢环境舱上开有三个观察窗，两个加热铜电极通过电缆与供电子系统相连，气体喷嘴位于热防护材料试样上方，抽真空子系统调节不锈钢环境舱内压力，供电子系统与工业电网连接；加热铜电极为中空水冷并与冷却循环子系统连接进行冷却，热防护材料试样通过铜制夹具固定于两个加热铜电极之间，单/双比色红外测温仪与PLC控制系统电信号连接。该装置操作简单，调节范围宽，成本低，可进行热防护材料气动热载荷的原理性研究。

摘要： 本发明涉及一种烧蚀热防护系统结构气动热/传热耦合分析方法，步骤如下：获得烧蚀热防护区域的气动热环境数据；制备烧蚀材料分层传感器；基于电弧风洞开展带分层温度/烧蚀传感器的平板热考核试验，获得试验条件下材料内部的温度以及热解厚度变化规律；开展考虑烧蚀效应的材料高温热物性参数辨识研究，获得动态气动加热条件下烧蚀材料热导率、比热容等热物性参数随温度的变化关系；根据得到辨识数据和得到的烧蚀热防护区域的气动热环境数据开展烧蚀热防护系统气动热/传热耦合分析。本发明能够有效解决烧蚀热防护系统的结构热响应精确评估难题。

摘要： 本发明公开了一种用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。该试验装置包括安装在激波风洞中的模型，模型上固定的空气舵，模型和空气舵之间留有缝隙，在模型与空气舵相对应的位置，空气舵的表面涂有温敏发光涂料，模型的表面安装有激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头，激励光信号输出探头通过光纤连接激励光源，温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机。本发明的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置可实现激波风洞气动热试验中受遮挡区域的表面热流分布测量，该装置简单，易排布，不受模型大小限制，是一种能够广泛应用于各种缝隙的受遮挡区域的温敏热图试验装置和试验方法。

摘要： 一种降低高超声速气动热的热防护结构，本发明涉及热防护结构，本发明内容是为了跳出以往热防护结构中为了保护材料而降低局部气动热的设计方法，它包括基底，基底上加工有多个凸起，在多个凸起之间形成多个沟槽，本发明用于航空航天高超声速热防护领域。

摘要： 本发明提供一种气动热模拟试验中冷壁热流转换为热壁热流的方法，首先根据冷壁热流边界条件计算出金属薄板表面的温度变化曲线，然后再对金属薄板试验件按照计算出的温度曲线实施加热，同时记录下该温度条件下与金属薄板处于同一平面处的热流传感器表面的热壁热流曲线，即通过理论计算与试验测试相结合的复合方法，最终获得冷壁热流边界条件所对应的难于由计算确定的热壁热流边界条件，为高速飞行器辐射式气动热模拟试验提供一种可实际应用的热壁热流确定方法。

摘要： 一种热防护材料气动热载荷模拟试验装置，包括不锈钢环境舱、两个加热铜电极、单/双比色红外测温仪、供电子系统、供气子系统、抽真空子系统、冷却循环子系统和PLC控制系统不锈钢环境舱由支架固定于地面并与大地绝缘，不锈钢环境舱上开有三个观察窗，两个加热铜电极通过电缆与供电子系统相连，气体喷嘴位于热防护材料试样上方，抽真空子系统调节不锈钢环境舱内压力，供电子系统与工业电网连接；加热铜电极为中空水冷并与冷却循环子系统连接进行冷却，热防护材料试样通过铜制夹具固定于两个加热铜电极之间，单/双比色红外测温仪与PLC控制系统电信号连接。该装置操作简单，调节范围宽，成本低，可进行热防护材料气动热载荷的原理性研究。

摘要： 本实用新型公开了一种用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置。该试验装置包括安装在激波风洞中的模型，模型上固定的空气舵，模型和空气舵之间留有缝隙，在模型与空气舵相对应的位置，空气舵的表面涂有温敏发光涂料，模型的表面安装有激励光信号输出探头和温敏荧光信号采集探头，激励光信号输出探头通过光纤连接激励光源，温敏荧光信号通过光纤连接光信号采集相机。本实用新型的用于激波风洞气动热试验的遮挡区域温敏热图试验装置可实现激波风洞气动热试验中受遮挡区域的表面热流分布测量，该装置简单，易排布，不受模型大小限制，是一种能够广泛应用于各种缝隙的受遮挡区域的温敏热图试验装置和试验方法。