采用一体化耦合分析方法进行高超声速飞行器气动加热/结构温度场的耦合计算,其中流场和结构温度场均采用有限体积法计算,且共用交界面和节点以便于壁面热流和壁面温度的数据传递。结果表明在时间步长为0.001 s时即可获得收敛的耦合计算结果。此外随着耦合计算的进行,壁面压力分布基本无变化,壁面热流分布逐渐降低,壁面温度分布逐渐升高,且热流和温度的变化率逐渐减小。

目前,高速铁路提速面临着轮轨粘着、空气阻力、气动噪声和横风失稳等挑战,将磁悬浮与封闭的低真空管道结合可以极大的突破地面轨道交通的速度极限。然而磁浮列车运行在管道内部,类似活塞运动,会使管道内部的流场更为复杂,气动热问题会更加显著。本文基于三维、定常、可压缩的雷诺平均Navier-Stokes方程和SST k-ω两方程湍流模型以及风洞模型中气流相对于列车运动的原理模拟了高速磁浮列车在管道中的运动。通过数值计算,探究了磁浮列车以1000 km/h速度运行在初始气压为0.1 atm的管道内,不同阻塞比对管道内气动热环境、列车气动力以及流场结构的影响。分析结果随着阻塞比增加,总阻力增加,列车车身表面温升逐渐增大;在列车头部驻点处出现较高的温度,且头部的温度变化较大,列车尾部处于低温区,其表面的温度较低,列车表面的最低温度出现在尾...

超声速导弹飞行时面临严重的气动加热,弹头的热应力分析对其安全性至关重要。本文设计了导弹弹头的几何结构,采用四面体单元对其进行离散;考虑了SiC陶瓷材料性能随温度变化的影响,以4.3 Ma飞行环境的气动热为边界条件,建立了其热应力数学模型,进行了温度场与应力场的计算分析。结果表明,超声速弹头的气动热对结构的应力影响较大,驻点温度快速升高导致局部应力集中。本文研究结果可为超声速弹头的结构设计提供理论和数据参考。

对高超声速飞行器来说,气动热的准确预测是其合理选择防热材料及热结构设计的重要依据,但目前在激波风洞试验中气动热的高精度测量仍较为困难,热流的测量精度受到诸多非理想因素的影响,但传感器安装对热流测量精度的影响却鲜见研究。选取平板模型来研究传感器非理想安装对气动热测量精度的影响,针对不同的传感器安装偏差(凸出或凹入模型表面0.1~0.5 mm),分析不同雷诺数下传感器安装对气动热测量精度的影响规律及机理。研究结果表明传感器安装对气动热测量精度有较大影响,凸出安装会导致热流测量结果偏大,而凹入安装则会导致测量结果偏小,热流偏差会随着安装偏差的增大而增大,且高来流雷诺数下传感器非理想安装所引起的热流误差更大;以边界层当地厚度对凹凸程度无量纲化,非理想安装带来的测量偏差只与该无量纲参数相关。研究结...

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。

非结构混合网格消除了结构网格节点的结构性限制,可以较好地处理边界,同时兼顾了粘性边界层模拟的需求,具有灵活性大、对复杂外形适应能力强和生成耗时短等优点,在飞行器气动特性模拟中得到广泛应用。本文针对非结构混合网格的特点,把前期针对非结构混合网格气动力高精度模拟发展改进的梯度计算方法和Roe格式熵修正方法推广应用到气动热流的数值模拟。以典型钝锥标模外形的高超声速绕流为研究对象,开展了不同网格形式和第一层网格不同间距的影响研究。结果表明,热流计算时,头部物面网格最好采用四边形或四边形交叉剖分得到的三角形网格,物面法向的网格雷诺数取20左右,为热流计算时非结构混合网格的生成提供了指导,同时验证了计算方法的有效性和可靠性。

针对表面催化效应对高超声速飞行器气动热影响显著且难以准确预测的问题,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,建立了含物理/化学吸附、Eley-Rideal(ER)和Langmuir-Hinshelwood(LH)复合的有限速率四步表面多相催化模型.基于该模型进行了高超声速圆柱绕流数值模拟,分析了物理和化学吸附位覆盖率对高焓空气流场表面催化反应速率和气动热的影响.结果表明所发展的催化模型可有效提升气动热预测精准度;受各吸附、复合反应过程的交叉影响,表面覆盖率对气动热的影响是非线性的.所建模型基于真实的物理过程,能够反映材料催化属性的差异,可为高超声速飞行器热防护系统的轻量化、低冗余设计提供理论支撑.

高超声速飞行器的舵面在飞行过程中存在严重的气动加热现象。舵机在不采取冷却措施的情况下,吸收舵面热量导致温度升高会使舵机的零部件超出工作温度范围。提出采用发动机燃油对舵轴进行主动冷却的方案,设计一种能够保证结构强度同时增大换热面积的舵轴。对系统的热仿真分析证明燃油冷却方案能够保证舵机零部件满足工作温度要求;对舵轴的结构强度分析证明舵轴能够满足承载能力要求。

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。

高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解基于量热完全气体的三维粘性可压缩流动Navier-Stokes方程,固体部分求解瞬态热传导及结构响应方程获得结构温度场、热应力及应变。耦合计算采用分区迭代方法,在流-固交界面上进行壁面热流与温度的数据传递,实现了流体与结构的耦合计算。以典型圆管前缘风洞数据对上述多场耦合分析方法进行了验证,结果表明激波位置与壁面热流的计算结果与风洞试验结果一致。基于该方法对典型翼面结构在不同来流马赫数条件下的结构力热响应的模态特征。该方法能够对高超声速飞行器的气动力热载荷与结构传热的规律进...