边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

热噪声试验温度场分析方法研究

针对热噪声试验系统设计与评估需求,建立了热噪声试验系统热分析计算模型,采用宏观流团与流动路径建立噪声气流换热模型,基于蒙特卡罗法计算辐射换热,基于热网络法获得不同加热功率下主要受热部件的温度场分布规律。通过和热噪声试验结果的对比分析,验证了计算模型的有效性,并在此基础上对热噪声试验系统在噪声环境下的最大加热能力进行了预测,为热噪声试验系统的性能评估和设计优化提供了技术支撑。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

再入飞行器的气动噪声响应分析和试验验证

利用再入飞行器气动噪声的试验结果和MSC／NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证，从而将随机响应分析的单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析与试验验证。     

C/SiC刚性热防护结构热力耦合分析

高超声速飞行器热防护问题复杂,是弹道参数、外部流场、气动加热、结构温度场、结构变形响应等多物理场的耦合.为提高飞行器结构温度场预估精度,开展气动加热与结构温度场的耦合分析方法研究,基于气动加热工程算法,对典型C/SiC刚性非烧蚀式防热结构进行气动加热与温度场耦合分析.结果表明作用在结构上的净热流密度低于气动加热工程计算得到的冷壁热流密度,设计热防护系统时必须考虑气动加热/结构温度之间的耦合作用.     

高超声速复合材料翼面的结构动力学特性研究

高超声速飞行器飞行时会引起气动加热,对其进行结构动力学分析时需考虑气动热的影响.文中建立了热环境下的结构动力学分析流程.首先,基于求解三维可压缩N-S方程的CFD方法进行气动热分析;然后利用有限单元法(FEM)求解结构热传导,并得出温度场分布;最后,基于准线性结构模型进行热环境下的结构动力学分析.基于该流程,对比分析了高超声速飞行器复合材料翼面的结构动力学特性.结果表明,气动加热改变了翼面的固有振动特性.     

高速飞行器结构气动热计算优化

以某超声速飞行器头部壳体为研究对象,采用气动加热工程算法求解飞行器头部壳体表面热流分布情况,利用有限元分析软件,在考虑飞行器头部壳体材料热物性参数的情况下,模拟出气动加热的热量由飞行器头部壳体结构壁面向内导热不同时刻在飞行器头部壳体的温度场分布。采用工程计算和模拟仿真相结合的技术进行高速飞行器气动加热计算,融合两种方法优点,克服彼此局限性,最终得到不同飞行时刻飞行器头部的温度场分布,为飞行器的结构设计、热防护设计、材料选择以及飞行安全性评估提供参考依据。     

高温多层碳再入飞行器防热层温度测量

当高性能的再入飞行器以大约每秒6公里的速发进入地球大气层时,气动加热作用会在防热层的外表面产生大约1至3KW/cm~2的传热速率。这种异乎寻常的加热作用使表面温度达到3000K。在执行这些再入飞行器的飞行试验计划的过程中,为了评价再入飞行器的性能和防热层设计的合理性以及气动加热环境,需要防热层的温度数据。在最近的飞行试验中,测量了碳碳防热层内部的温度。该碳碳防热层的结构形式是:将     

再入飞行器在气动噪声作用下的响应分析

简要论述了开展再入飞动噪声作用下结构动响应研究的意义和国内外发展趋势，在确定再入气动噪声环境的基础上，采用有限元谱分析方法，和ＮＡＳＴＲＡＮ大民了再入飞行器在气动噪声作用下的响应计算，其中，对本文所采用的加载原理进行了详细介绍。最后讨论了今后的研究方向。     

热噪声复合环境试验装置研制及其能力验证

研制一套小型热噪声试验装置,开展单一噪声环境、单一热环境、热噪声复合环境施加能力的试验验证,结果表明该装置可实现试验件表面同侧热环境超过600℃、噪声环境超过165 dB的联合施加,可为大型热噪声试验系统研制、热结构设计、试验方案确定等提供技术支撑。