公共文化服务平台

国家教育部博士点基金(200899980006): 作品数：17 被引量：107H指数：9; 相关作者：刘伟强孙健陆海波聂涛戎宜生更多>>; 相关机构：国防科学技术大学国防科技大学中国人民解放军92941部队更多>>; 发文基金：国家教育部博士点基金国家自然科学基金湖南省自然科学基金更多>>; 相关领域：航空宇航科学技术理学交通运输工程动力工程及工程热物理更多>>

Investigation of thermal protection system by forward-facing cavity and opposing jet combinatorial configuration被引量：12: 2013年; This paper focuses on the usage of the forward-facing cavity and opposing jet combinatorial configuration as the thermal protection system （TPS） for hypersonic vehicles. A hemispherecone nose-tip with the combinatorial configuration is investigated numerically in hypersonic free stream. Some numerical results are validated by experiments. The flow field parameters, aerodynamic force and surface heat flux distribution are obtained. The influence of the opposing jet stagnation pressure on cooling efficiency of the combinatorial TPS is discussed. The detailed numerical results show that the aerodynamic heating is reduced remarkably by the combinatorial system. The recirculation region plays a pivotal role for the reduction of heat flux. The larger the stagnation pressure of opposing jet is, the more the heating reduction is. This kind of combinatorial system is suitable to be the TPS for the high-speed vehicles which need long-range and long time flight.; Lu HaiboLiu Weiqiang

热流体装置的层板构型技术及其发展综述被引量：3: 2012年; 系统地介绍了可用于热流体装置的层板构型技术及其新发展,总结了层板技术应用于热流体装置中的散热能力强、内部流道构型方便灵活和热管理精确特点,并对国内外一些新典型的层板式热流体装置,如层板式流体混合器、层板引射混合高速船推进器、层板式超临界水氧化反应器、层板式化学激光器、层板式燃料电池等作了综述。; 张峰肖凯刘伟强; 关键词：流体力学层板热流体热管理

再入飞行器鼻锥逆向喷流对流场及气动热的影响被引量：10: 2010年; 使用计算流体力学(CFD)方法研究逆向喷流热防护系统对降低再入飞行器鼻锥物面热流的效果,获得了流场参数,回流再附点位置,物面压力分布以及热流分布。分析了逆向喷流对降低物面热流的物理机理,喷流通过与来流相互作用形成马赫盘,将来流导流到四周,不与物面直接作用形成气动加热,同时喷流回流形成低温区,降低物面与接触气体的温差,进而降低了物面热流。随着总压比率增大,这种效果越明显,气动加热越轻。为更合理分析喷流强度对流场及传热量的影响,将总压比率和流量相结合,提出了新的参数RPA。分析该参数的应用效果,结果发现不同的流量与总压比率组合成相同的参数RPA,可以实现相同的激波位置、再附点位置、表面热流峰值位置和总传热量。这说明该参数可用于表征喷流强度,用以分析喷流对流场及传热量的影响。; 戎宜生刘伟强; 关键词：逆向喷流气动加热热防护系统

高超声速飞行器前缘疏导式热防护结构的实验研究被引量：12: 2014年; 针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点,设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验,用于验证前缘疏导式防热结构的可行性.利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热,测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化.实验结果表明:内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度,提高尾部低温区的温度,实现对前缘结构的热防护;以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构,在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护,但在较高热流条件下,由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏,体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.; 孙健刘伟强; 关键词：前缘热管层板

C/SiC复合材料在鼻锥热防护系统中的应用研究被引量：5: 2013年; 在飞行器防热材料优问题的研究中,高超速飞行器鼻锥面临剧烈的气动加热环境,而目前的常用耐高温合金材料很难满足飞行器的防热设计要求,因而需要对鼻锥结构进行热防护。对鼻锥C/SiC复合材料热防护结构进行了仿真研究。湍流模型采用SST k-ω两方程模型,采用松耦合的耦合方法,对不同C/SiC复合材料厚度的热防护效果进行的研究。研究结果发现采用C/SiC复合材料能够有效地降低内部结构的温度;同时结构内部温降幅度随着复合材料厚度的增加而增加。; 聂涛刘伟强; 关键词：高超声速热防护复合材料湍流

内嵌定向高导热层疏导式结构热防护机理分析被引量：1: 2012年; 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.; 孙健刘伟强; 关键词：气动热热辐射

翼前缘层板对流冷却结构的防热效果分析被引量：3: 2012年; 针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,设计一种层板对流冷却结构对翼前缘进行热防护.提出一种壁面冷却效率参数η,并运用流固耦合的分析方法,研究了对流冷却结构在特定条件下的冷却效果,其中采用水冷时头部冷却效率η值最低为0.25.研究表明,对流结构冷却效果与内部冷却槽道深宽比γ有重要关系,η值随γ的增大而增大至一个稳定值,此时冷却效果达到饱和,若此时γ继续增加则可能出现不利于冷却的现象.冷却效果η随着前缘头部半径的减小而减弱.研究还表明,当层板对流冷却结构和材料固定时,η值随冷却剂流量增加而增大,并逐渐趋近至一个稳定值,而冷却槽道进出口压差急剧增大.因此需要综合考虑提高流量给供给系统带来的压力,选取最佳流量值以达到相对较好的冷却效果.对于材料而言,内部冷却通道和外部耐热层都应选择导热系数较高的材料,能够强化结构传热增强冷却效果.; 孙健刘伟强; 关键词：对流冷却气动加热流固耦合

高超声速飞行器前缘流固耦合计算方法研究被引量：17: 2012年; 对高超声速流场和结构温度场进行了耦合计算分析,同时基于准静态假设对结构应力进行了分析.流场部分采用基于非定常Navier-Stokes(N-S)方程的有限体积法,湍流模型采用SSTk-ω模型,固体部分采用基于非稳态热传导方程的有限元法,同时基于准静态假设对固体结构的应力应变进行了分析.在流固交界面处,高速流体从固体结构得到温度边界条件,固体结构从高速流体得到热流边界条件,从而实现了流场和固体温度场的紧耦合计算.通过与超声速无限长圆管绕流试验结果进行对比,验证了该方法的可靠性.同时对二维圆管结构在气动加热过程中的温度、应力等的变化进行了比较详细的分析.研究结果表明:随着气动加热时间的推进,由于圆管结构的高温区在不断扩大,导致了结构的热变形在不断地增大;圆管最小变形区出现在θ为60°处;同时研究发现在计算时间内圆管热变形对外部流场的影响可以忽略不计.; 聂涛刘伟强

凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响被引量：8: 2012年; 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减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化.; 陆海波刘伟强; 关键词：热防护高超声速飞行器逆向喷流气动加热

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究被引量：10: 2012年; 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.; 陆海波刘伟强; 关键词：热防护系统高超声速逆向喷流

国家教育部博士点基金(200899980006)

文献类型

领域

主题

机构

作者

传媒

年份

用户反馈

国家教育部博士点基金(200899980006)

文献类型

领域

主题

机构

作者

传媒

年份

用户登录

用户反馈