搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 热防护”相关记录17条 . 查询时间(0.281 秒)
高温燃气流超声速风洞扩压器热防护设计
沸腾换热 扩压器 燃气流 风洞
2016/9/15
为实现高热流环境下高温燃气流超声速风洞系统的重复使用，采用数值方法对扩压器热环境进行了分析，采用沸腾换热方法对扩压器进行了热防护设计，并通过试验验证了沸腾换热理论应用的可行性。结果表明，沸腾换热在水流速2m/s的情况下可实现热流2MW/m2的热防护，应用沸腾换热可以有效降低设计难度，在较低的速度和压力损失下达到更好的换热效果。
高超声速飞行器常规螺线管磁控热防护系统可行性分析
磁流体控制 高超声速飞行器 热防护 螺线管磁铁
2015/9/25
针对高超声速飞行器鼻锥热防护，构造常规圆柱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，对外加磁场作用下的高超声速鼻锥流场进行数值模拟；分析常规螺线管磁控热防护系统的有效磁感应强度范围；给出满足导线电流密度工作极限的螺线管几何参数的要求。研究表明，由于磁控“饱和现象”及导线电流密度的限制，系统可行工作范围为驻点磁感应强度B0∈［0.05 T,0.20 T］；B0=0.20 T时...
一种热平衡等温机制的新型热防护及相关技术
疏导式热防护 非烧蚀热防护 高超声速飞行器
2013/12/15
给出了一种适用于高超声速飞行器热防护的新概念——疏导式热防护，其基本理论是利用热平衡等温机制，使防热层趋于一等温体，实现热负载平衡。针对这一概念，进行了较为系统的研究，包括原理、分析方法、实现疏导式热防护的关键技术。研究结果表明，疏导式热防护技术可有效地减少高热流区的温度和热应力，是一种有效的非烧蚀热防护技术。
使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统，对金属蜂窝板结构在多种瞬态热冲击速率下（5℃/s至30℃/s）的隔热特性进行了试验研究，其中最高瞬时温度达到950℃.并采用三维有限元方法对金属蜂窝板结构在高速热冲击环境下的隔热特性进行了数值计算，其计算结果与试验结果吻合性良好，验证了试验方法以及数值模拟方法的可信性和有效性.由试验知金属蜂窝板结构经过950℃热冲击后的翘曲和扭曲变形均很小，特别适合...
采用内置高温热管的疏导式热防护结构是一种新型高效的热防护方式,热管与高温复合材料之间的接触热阻(TCR)对防热效果有重大的影响。首先给出了一种疏导式热防护结构的计算模型,进而采用间接耦合的方法建立了由接触热阻引起的热力耦合问题的计算格式,在此基础上对不同预留间隙条件下的热防护结构进行了热力耦合分析,重点考察了接触热阻对其防热效果的影响。研究结果表明,采用预留装配间隙的方法可以有效降低结构的应力水平...
研究了烧蚀热防护系统内部热响应的计算模型和计算方法.采用碳化层-热解面-原始材料层模型,建立碳基材料内部热响应物理模型和数学模型,利用有限元法分析和计算再入目标热防护系统轴对称内部热响应.着重研究和分析了轴对称烧蚀过程中热解气体质量流率计算方法和传热机制.将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过保证刚度矩阵和形函数矩阵的正定对称性可以加速温度场计算收敛.计算表明:热解气体的质量流量主要由厚...
针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在...
对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究。采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度。采用JANAF模型计算烧蚀率。利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场。采用碳化层—热解面—原始材料的轴对称碳化烧蚀模型；推导了热解气体流量计算方法。针对再入飞行大热流密度条件下，用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题。通过分析...
从有限元法(FEM)和有限体积法(FVM)的单元特性出发,提出一种具有局部守恒特性的界面载荷插值方法。采用共享内存技术开发适用于通用有限元和计算流体力学(CFD)软件的多场耦合计算平台,并基于分区耦合方式实现流固耦合传热计算。作为验证,分别将ANSYS与Fluent和CFD-FASTRAN软件进行耦合,计算外壁冷却的喷管和高超声速圆柱绕流的耦合传热问题,结果与实验值吻合良好。针对类X-34飞行器的...
研究了金属热防护系统（TPS）的缝隙辐射及支架两大热短路问题。通过数值计算分析了缝隙宽度和缝隙辐射率对热短路的影响，完成了整体样件以及阵列组合件的稳态传热实验测试，定量地研究了热短路的影响情况。实验结果显示:支架处热短路现象明显，实验中支架引发的热短路温差高达50 K；在773 K以下，缝隙传热引发的温升随着缝隙宽度的增加而线性增加；在773 K以上，辐射热传导在缝隙宽度超过3 mm时即成为内部传...
个体气冷系统是一种致冷有效、穿着舒适的热防护装备，在设计和使用中 提高其致冷效率是至关重要的。从工程和生理上分析了影响个体气冷系统致冷力的多种 因素，包括供气温度、湿度、流量以及它们之间的相互关系、致冷面积、流量分配、隔热性 能等。得出了提高蒸发性和对流性两类通风服致冷力和舒适性的方法。为不同工况下合理设 计和选用气冷式个体热防护装备，使之具有更高的人机工效和更好的舒适性提供了参考和借鉴作用。
针对由金属蜂窝夹心板和多层纤维绝热材料组成的金属热防护系统(Metallic Thermal Prot ection Sytems, MTPS)建立了气动加热条件下整体传热计算模型，采用蒙特卡罗方法模拟蜂 窝腔内的三维辐射传递和每个纤维层内的一维辐射传递，采用有限体积法对MTPS一体化结构 内辐射导热耦合换热能量方程进行求解，对某结构的MTPS瞬态传热及热响应进行了数值模拟 分析，结果表明在所给定...
大面积防热结构在航天航空领域应用广泛, 其创新结构设计是关键技术之一. 航天飞行器的工作条件要求热防护材料与结构同时具备轻质、隔热、抗冲击的特点, 因此热防护材料与结构正在朝着一体化的方向发展. 基于这种发展趋势, 提出了一种轻质多层热防护结构设计方案. 以一体化多层防热结构在航天器再入过程中的传热为研究对象, 引入大面积防热结构的一维传热假设, 依照航天器再入大气层的温度条件, 建立了防热结构一...
对可重复使用运载飞行器金属热防护系统进行了有限元分析,计算发现超耐热合金防热结构中下层蜂窝夹芯板的存在会增加结构的质量,但是并不会提高绝热性能,因此改进型防热系统取代了超耐热合金防热系统。比较分析了板间缝隙宽度和辐射率对防热结构底部最大温度的影响,表明减小板间缝隙是消除缝隙辐射的最好办法。分析了模拟条件对热防护系统尺寸设计的影响:初始温度为0℃时比为40℃时最大可以减少17%的厚度和7.7%的质量...