高超声速飞行器与附近大气存在着强烈的压缩与摩擦作用,产生的热传递到飞行器表面,会导致表面材料发生变形甚至烧蚀。在高超声速飞行器的设计阶段,需要准确预测飞行器气动热状况,采取相应防热措施,以保证飞行稳定性与安全性。针对某型号高超声速火箭弹,给出一种用于预测弹头热流密度的工程计算方法。为提高计算准确度,同时考虑了边界层内气体参数的变化与飞行攻角的影响,采用了参考焓法和等价锥法。计算中把弹头分为驻点、圆头和锥面区域三部分,分别采用对应的热流密度计算公式。算例验证表明,上述计算方法简捷有效,计算量小,可在飞行器概念设计与早期分析中使用。最后,将上述算法应用于某型号高超声速火箭弹弹头,计算得到飞行器在一定高度和速度飞行时的驻点和锥身热流密度,并给出不同攻角下弹头的热流密度分布状况,为飞行器...

先进的高超声速飞行器具有薄壁空腔结构,在飞行过程中受热会产生空腔内气体流动现象,从而影响流场和结构的温度分布。采用数值方法准确模拟高超声速流场、结构温度场和空腔内流动对热结构分析是很有必要的。以研究空腔流动对结构温度分布影响为目的,发展了一种适用于多流动区域流场/结构温度场耦合问题的同步计算方法,并以高超声速带空腔结构物体为例,数值研究了其外部气动热/结构热传导引起的空腔热对流问题。以已发展的高超声速外流场/结构温度场同步计算方法为基础,为了进一步考虑空腔内低速流场,采用了预处理矩阵方法。在流场与结构温度场的交界面两侧分别引入虚拟单元,从而高效地实现相邻场之间物理信息交换。首先通过标准算例验证了方法在求解单独气动热/结构热传导问题以及空腔自然对流问题中的准确性。进而对封闭和...

飞行器再入过程中在恶劣热环境作用下会发生烧蚀,准确预测烧蚀外形变化对飞行器的防热设计和稳定性分析非常重要。针对碳/碳钝锥烧蚀防热结构,在考虑气动热和烧蚀的耦合作用下,建立了沿弹道的钝锥烧蚀外形快速预测方法。首先通过轴对称比拟法获得钝锥表面热流,继而由表面热流作为输入求得表面烧蚀量,预测结果与风洞烧蚀试验对比表明外形吻合较好,驻点烧蚀率误差小于30%。

飞行器飞行过程中气动加热造成的“热障”具有瞬态(短时)高温的特征。在这一瞬态高温环境下,由于温度和时间因素的共同参与,使飞行器结构材料的强度问题变得极其复杂。真实模拟飞行器的服役环境,对其结构材料进行快速升温高温条件下的力学性能测试,得到材料的关键强度参数,对飞行器结构材料的寿命预测、可靠性评估以及飞行器的安全设计有着非常重要的意义。本文在文献调研和技术咨询的基础上,总结概括了快速升温高温条件下材料力学性能测试的发展、常用技术,并根据现有测试技术的实际情况和飞行器技术的要求,提出了快速升温高温条件下材料力学性能测试的发展方向。

针对锥体热环境问题，提出了气动热与结构传热的分区迭代推进分析方法。其中流场采用有限体积法计算，空间离散采用AUSM+格式。时间推进采用显示多步Runge-Kutta格式，结构热传导采用有限元方法求解，而数据传递采用基于虚拟空间的插值方法。圆管验证算例分析显示，2 s时刻驻点处的热流密度和温度的计算值与试验值的相对误差分别为1.34%和4.95%。最后进行了直二次圆锥体的热环境分析，壁面初始热流密度值与试验值吻合得很好，其中驻点热流的计算值与试验值的相对误差为3.1%。耦合分析过程中驻点温度随时间的推移而升高，且上升趋势逐渐变缓，最终趋于稳态值。此外时间的变化对锥体表面压强的影响可忽略不计，而壁面热流却随时间的增加而降低。

为快速预测返回过程再入器的极端气动热载荷情况，文章以充气式再入器为研究对象，基于动力学运动方程及Kemp-riddell气动热工程公式，采用龙格-库塔方法开展了136组工况的返回过程数值计算，获得了充气式再入系统返回过程的轨迹弹道与驻点热流密度变化情况，研究了驻点热流密度峰值和峰值出现高度与弹道系数、球头半径及再入角度的关系，发现驻点热流密度随弹道系数、再入角度的增加而增加、与球头半径的二次方成反比;但极端热载荷出现高度随弹道系数增加而降低，与球头半径和再入角度无关。文章提出了航天器以第一宇宙速度返回再入时极端热载荷的工程经验公式，采用公式对飞船返回舱、返回式卫星的极端热载荷进行预测，所得结果和试验数据基本一致，表明该预测公式具有较高的准确性和较好的通用性。文章的预测方法适用于再...

针对非常规再入问题,以航天器再入陨落解体分析预报为研究内容,对其物形架构构建了系统/子系统、部件、碎片/微粒的三层级模型,用于涵盖航天器解体研究对象的结构组成及碎片的各种几何特征,这些几何特征能够反映研究对象的气动力/热及飞行运动特性,在不同解体情况下具有普遍适应性。针对航天器再入陨落解体分析预报的技术途径,提出了基于条件边界的参数统计方法的基本策略,给出了航天器再入陨落时的气动力/热、飞行运动、解体、残骸碎片存活可能性、落区及地面风险等工程问题的评估解决策略。最后通过据此开发的软件系统进行了一例大型航天器再入陨落解体过程分析预报,结果表明了模型及方法的适用性。

空间核动力源是支撑人类探索宇宙空间的关键技术,但安全问题始终是空间核动力源设计和应用的重要部分。以中国未来月球探测任务为背景,针对可能发生的典型的事故场景,建立三自由度动力学模型,并引入基于化学非平衡方程、完全气体方程的计算流体力学方法,开展空间同位素热源故障再入情况下的极端环境条件分析,分析空间同位素热源故障再入情况下气动力/热环境、海平面高度飞行速度和弹道倾角等极端环境条件。研究结果表明:同位素热源阻力系数为1.6左右,无量纲纵向压心系数约为0.5,再入过程0°攻角驻点热流密度峰值约为8.1 MW/m^2,总加热量约为101.55 MJ/m^2;从80 km开始经178.3 s到达海平面高度,此时同位素热源的飞行速度为86.5 m/s,弹道倾角为-89.9°。为后续放射性同位素热源结构热响应分析、高温高速撞击试验等安全性分析与验证工作的开展提供了...

在近空间高超声速飞行器飞行时间长、马赫数不断增加的发展趋势下,热防护与轻量化的矛盾越来越突出。基于此,开展了热解气体燃烧对炭化复合材料表面烧蚀影响的相关数值模拟研究,并与风洞试验结果进行了对比。结果表明:热解气体的燃烧可降低炭化复合材料表面的烧蚀厚度,并且随着气动热的增加,热解气体燃烧对材料表面碳的保护作用越来越明显。研究成果可为下一代近空间高超声速飞行器热防护系统的优化设计提供技术支撑。

针对高超声速稀薄来流条件下的激波干扰气动热测量问题,设计了一种适用长时间、中低热流量值(5~500 kW/m2)的带封装结构的量热计,采用空气隔热设计方式降低其侧向传热,实现了有效一维传热,延长了测试时间;并通过热流传感器标定试验,实现了热流高精度测量。为验证量热计的测量性能,开展了地面标定实验和基于双锥模型的高超声速低密度风洞激波/边界层干扰实验(M10和M12),量热计与同轴热电偶的测量结果进行对比分析。研究结果表明,本文所设计的量热计适用于稀薄来流条件下激波干扰引起的复杂气动热问题的热流测量。相比于同轴热电偶,量热计响应时间较慢,但对于较大热流,由于极大减轻了侧向传热的影响,测量精度较高。同轴热电偶对低量值热流(5~20 kW/m2)的测量性能较好,信噪比(SNR)较高。研究成果为开展高超声速低密度风洞稀薄流激波干扰气动...